高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题，基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路，通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程，开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟，与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证，研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题，分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:（1）风洞试验段来流离解度高，热化学非平衡效应及其冻结现象严重；（2）热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间，分布合理，验证了计算方法和程序的正确性；（3）试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响，模型与喷管出口的距离越大，模型表面压力和热流越低；（4）当驻室总压较低时，通过双尺度模拟准则（模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ_∞L）外推热流失效，使用部分模拟准则（模拟飞行条件总焓和驻点压力）外推热流也会出现较大差异，在非催化条件下这一现象更加明显；（5）当驻室总压较高时，使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件，产生的热流差异明显减小。     

惰性气体?空气混合电弧流场特性研究

理论上小流率惰性气体添加到大流率空气电弧中不会影响对热防护材料的性能评估。采用控制电弧电流和惰性气体质量流率的方法,在电弧风洞实验平台上研究了分别在空气电弧中添加氦气（He）、氖气（Ne）、氩气（Ar）、氪气（Kr）等惰性气体?空气混合电弧的特性,测量了超声速喷管出口驻点热流密度、驻点压力和出口气流平均焓值等参数,分析了电弧电流、气体总质量流率、惰性气体质量流率占比等因素对流场特性的影响。实验结果表明:氦气质量流率占比11.46%、总质量流率0.2 kg/s、电弧电流1300 A条件下的氦气?空气混合电弧的出口气流平均焓值和热流密度分别比纯空气电弧增加了6.07%和1.02%;氖气、氩气和氪气等惰性气体?空气混合电弧在超声速喷管出口的焓值和驻点压力均低于纯空气电弧,且随混合气体总质量流率和电弧电流的增大而增大,其增大程度与添加气体介质的种类和质量流率占比有关。     

电弧风洞CO2介质运行分析

为开展金星和火星探测器地面防热试验研究,通过对CO2气体平衡成分分析、喷管流场计算和风洞运行能力分析,评估了电弧风洞模拟探测器进入CO2大气环境时的防热试验能力。首先采用平衡常数法计算分析CO2气体在不同温度和压力下的平衡成分,接着利用一维等熵理想气体模型分析喷管内平衡流和冻结流2种流态下的流场参数,最后计算CO2介质运行时喷管出口的驻点参数,评估驻点压力和驻点热流的包络性能。结果表明:电弧风洞CO2介质运行时气流在加热器内含碳量高达30%,并可能在水冷壁上沉积,降低设备绝缘性能和换热效率,给设备安全运行带来隐患;在平衡流和冻结流2种流态下,喷管出口气流中均含有CO和O2,且CO含量高达50%,为保护下游的真空设备和人员安全,防止反应生成的CO浓度达到爆炸极限,给出了在扩压器补充惰性气体钝化的初步方案。     

导管内塞式量热计热流测量实验及数值模拟研究

对电弧风洞中超声速湍流导管内塞式量热计进行改进,采用测热端与校测件线接触的量热计和测热塞块边缘与校测件有0.4mm 缝隙的量热计。与传统的塞式量热计热流测量值进行对比,实验结果表明,在低压、低冷壁热流条件下3个量热计输出特性较接近;而随着压力、冷壁热流的增加,线接触量热计测量值略有降低,而测热端与校测件有缝隙的量热计测量值大幅增加。最后,通过数值研究了缝隙内的流动对热流测量的影响,同时,模拟了其它来流条件不变时来流马赫数对缝隙内流动的影响。     

壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层，取30km高空处的气体参数，壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件，采用eN方法进行转捩预测。其中，壁面温度分布条件下，在等温壁（冷壁）和绝热壁之间，给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰，以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时，等温壁面条件的转捩位置最靠前，并随马赫数增大更加靠前；绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后；壁面温度分布条件下，在相同时刻，马赫数越大，转捩位置越靠前。相同马赫数下，壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时，不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时，绝热壁面条件转捩由第一模态主导，其余情况主导转捩的都是第二模态。     

椭圆截面喷管排气辐射热流数值分析

本文对直升机红外抑制器椭圆截面喷管排气的辐射热流进行数值分析,并预估排气温度分布速度和燃气成分分布对辐射热流的影响。为了正确计算辐射热流,本文采用六热流辐射模型来考虑尾焰对周围环境传热的影响。紊流模型采用修正的双方程k—ε模型。由于喷管出口截面为椭圆形,因此排气为三元自由射流,控制方程为抛物型偏微分方程,可采用前进积分求解。计算结果与试验结果基本一致,说明本计算方法是可行的。     

稳态焓探针的优化设计与试验验证

针对高超声速飞行器地面防热试验高精度总焓测量需求，研制了一种带热防护罩的稳态焓探针。基于能量平衡原理设计了稳态焓探针测量系统，采用有限元方法分析了焓探针采样管长度、壁厚以及冷却水流向、流量对焓值测量误差的影响，优化设计了焓探针的隔热结构和水气流量。在电弧加热器流场中开展了验证试验，结果表明:该稳态焓探针参数设计合理且隔热结构性能良好，重复性精度优于2.6%，与驻点热流Fay-Riddell法比较，最大偏差为13.0%。     

激波风洞温敏热图技术初步试验研究

介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术.该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布.由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟.介绍了近期在CARDC0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作.验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果.热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间.     

燃油冷却面板传热特性试验与计算分析研究

采用热电偶测温、气壁红外测温及燃油样品裂解度测量等多种手段,在DJ-21电弧加热器上进行了燃油冷却面板传热特性试验.进行了共计19次燃油冷却面板传热特性试验,试验高状态对应平均热流为1.6MW/m2,低状态对应平均热流为1.1MW/m2;用于冷却的燃油质量流率为1.84~5.8g/s.为了反映冷却面板热流密度分布,以喷管三维流动计算结果作为输入条件,将计算得到的热流密度与试验测量的冷壁热流密度比较,用以确定流场计算方案、流场切取方案和热流密度计算方案.发展了冷却面板稳态准三维热分析程序,将等效热流对应的冷壁对流换热系数和燃气总温作为高温燃气侧的边界条件.使用热分析程序完成了相应的计算.通过试验与计算数据对比研究,表明热分析计算的可信性.试验验证了冷却面板的设计与加上是可行的.     

低密度烧蚀材料在中高热流环境应用的试验研究和理论预测

低密度烧蚀材料是为解决飞船再入过程中高焓、低热流长时间飞行热环境的防热问题开发的防热材料。随着新工程项目的开展，低密度烧蚀材料被要求应用于中高热流的新环境下。在电弧风洞上开展了低密度烧蚀材料在气流恢复焓为18MJ/kg，冷壁热流为720kW/m2的高焓、中高热流条件下的防热性能考核试验。试验中改进了传统的水冷框方式，水冷框与试验件之间增加了高性能隔热材料，避免了侧向热泄漏，提高了试验结果的准确性。试验结果表明低密度烧蚀材料能够满足中高热流的加热环境。同时开展了低密度烧蚀材料的防热性能计算研究。低密度烧蚀材料的烧蚀机理复杂，根据低密度烧蚀过程的本体热传导-热解-炭化机制，不同区域和阶段分别采用对应的预测方法，改进了炭化烧蚀的计算方法。将理论预测结果同风洞试验结果进行了对比研究，结果表明理论预测同风洞试验结果一致性良好。     

电弧加热器高温流场激光吸收光谱诊断

气流温度和组分粒子数密度是定量评估电弧加热器运行参数和流场品质的关键，常规测试手段难以适应电弧加热器内高温气流的恶劣环境，电弧加热器等离子体气流诊断研究一直缺乏有效手段。本研究应用激光吸收光谱技术，选用原子O（777.19nm）谱线，基于局部热化学平衡等离子体假设，对电弧加热器内高温离解空气（＞5000K）试验气流进行在线诊断。试验测得了总焓H₀=15.8，17.4MJ/kg 2组工况下，电弧加热器内等离子体气流温度和原子O粒子数密度。2组工况获得平均气流温度分别为5843和6047K，对应高温平衡气流表获得气流温度为5950和6335K。测得加热器运行稳定后2组工况的原子O总粒子数密度在（1.1~1.2）×1018cm-3之间，低能级5S₂0粒子数密度在（1.0~1.6）×1010cm-3之间，2组工况原子O总粒子数密度的差异与NASA-CEA平衡计算结果一致，验证了电弧加热器气流局部热力学平衡假设的有效性。本研究工作验证了激光吸收光谱技术可作为高焓电弧加热器常规诊断手段。     

基于原子发射光谱的中低焓电弧加热器 漏水故障诊断

电弧加热器试验中存在电极局部烧穿漏水导致电弧加热器严重烧损的风险，对漏水故障的快速诊断可大大提升电弧加热器的运行安全性。由于电弧加热器内高温气流的恶劣环境，漏水故障诊断技术匮乏。针对总焓范围2~12 MJ/kg的中低焓电弧加热器，提出一种基于原子发射光谱的漏水故障诊断技术。通过分析中低焓电弧加热器漏水故障条件和正常运行下高温流场的发射光谱特性，选择氧原子777.19 nm发射谱线为目标谱线，采用相对强度的处理方法，实时监测该中低焓电弧加热器是否发生漏水故障。试验获得了总焓H₀分别为11.6和9.8 MJ/kg共2组工况下氧原子相对辐射强度的变化规律，结合电极烧蚀图像分析，证明该技术应用于中低焓电弧加热器漏水故障诊断具有较强的发展潜力。最后，提出该技术在单轨道-多焓值状态气动热试验条件下，每个状态均保证较高灵敏度的解决方案。     

电弧风洞中基于TDLAS的气体温度和氧原子浓度测试

电弧风洞是对防热材料/结构进行地面考核的关键设备,其流场参数是评估设备性能和品质的关键数据。由于高温气流的恶劣环境,尚无有效诊断手段。本文使用可调谐二极管吸收光谱技术(TDLAS),针对气流中氧原子,选用氧原子特征吸收谱线(λ=777.2nm),测量了电弧风洞中水冷平头圆柱体模型脱体激波后的气体温度和氧原子数密度,试验测量与工程计算结果较为一致。试验显示出TDLAS具有高温电弧风洞应用的潜在优势。     

水卡量热计的流热耦合模拟研究及试验分析

研制了一种包含球冠测热体和热防护罩的球头水卡量热计,建立了球冠测热体与测试水的流热耦合模型,基于该模型和热流标定试验分析了水道内水温分布特点及其对热流测量的影响。结果表明:水道内测试水离受热面越近,水温越高,且沿水道径向的温度梯度越大;测试水质量流率越小,沿水道轴向和径向的温度梯度越大,热流计算结果因水温测点位置不同的差异就越大。设计水卡时应使热电偶尽可能远离受热面并靠近水道中轴线;使用前需进行热流标定,确定合适的测试水质量流率范围,获得准确的修正系数。试验结果表明,该球头水卡量热计能够应用于长时间、高精度、多状态的驻点热流测量。     

采用内部测温估计表面热流在高超声速风洞试验中的应用

表面热流预估方法利用试验件内部的温度来预估其表面热流。该方法的最大优点是测量温度的热电偶是内埋在试验件内部,不与外界的高温气流直接接触。该方法为高超声速飞行器飞行实验估计表面热流提供一种可行的途径。为了验证该方法在预测外界流场特性方面的能力,在航天空气动力技术研究院(CAAA)的 FD-03风洞中开展了一系列高超声速气动热风洞试验。试验中采用一块铝合金试验板,部分试验采用光滑平板,其余试验在试验平板的表面添加拌线以干扰外界流场。而后采用热流估计方法预估试验板的表面热流。预估结果表明,如由拌线产生的激波等外流场的强烈变化将在估计的热流结果中得到清晰的显示。     

非烧蚀型防热材料烧蚀性能初步试验研究

介绍了在CARDC等离子体风洞中开展的非烧蚀型防热材料超高温陶瓷(UHTC)的试验研究结果.对Φ20mm平头圆柱体试验模型,采用亚声速驻点试验技术,在驻点热流478W/cm2,气流焓值27.9MJ/kg,环境压力18kPa条件下,分别对代号C(15、10)型、Y型、S(30、15、10)型3种材料模型进行了试验研究,并对模型试验前后的长度变化、质量变化以及模型表面温度进行了测量,初步分析了模型的表观变化、抗氧化特性和表面辐射特性.结果表明:Y型模型试验前后表观变化不大,表面温度达到1930℃;S型模型表面生成一层薄氧化层,稳定情形下模型表面温度达到1964℃;C型模型表面烧蚀严重,模型表面温度达到2462℃,防热性能最差.     

高超声速对流环境下冷点效应对圆箔式热流传感器测热特性的影响研究

在高超声速对流环境测量气动加热时，圆箔式热流传感器表面温度往往低于被测物体表面温度，这种表面温度的不连续会影响边界层流动，使热流测量结果产生偏差。针对高超声速对流条件下的钝头-平板模型，采用数值模拟方法研究了传感器表面局部低温引起的"冷点效应"形成机理以及对表面热流的影响。结果表明:被测物体表面壁焓H_w与恢复焓H_re的比值H_w/H_re越高，"冷点效应"越明显；传感器表面温度T_w2与被测物体表面温度T_w1的比值T_w2/T_w1越小，"冷点效应"越明显；来流雷诺数Re对"冷点效应"影响较小。在马赫数Ma=18的来流条件下，研究分析了冷点效应对传感器测量结果的影响，结果表明:冷点效应使测量结果偏高1.25倍，复现了热流预示结果与试验结果的差异。     

乘波布局高焓激波风洞测热试验研究

以钝化锥导乘波体为研究对象，开展了高焓激波风洞测热试验以及高温化学非平衡气动加热数值验证，对乘波布局滑翔飞行器前缘线和下壁面热流分布特征进行了研究。结果表明:乘波布局飞行器表面热流主要集中于头部驻点及其附近的前缘小范围区域内；在0°~6°的迎角范围内，迎角的改变基本不会对前缘线热流产生太大影响，但会导致下壁面热流明显增加；而侧滑角即使在0°~4°的范围内变化，也将导致前缘线迎风一侧热流明显增加。