吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊，为精确获得其气动力特性风洞试验数据，必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求，在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术，为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

基于风洞试验的非定常气动力微分方程建模方法

为准确描述大攻角非定常运动中非定常气动力的气动特性,研究了以微分方程为基础的非定常气动建模方法。在某战斗机大振幅偏航、滚转单自由度及偏航-滚转耦合运动风洞试验的基础上,对偏航力矩、滚转力矩建立微分方程模型,分析研究不同频率、同一侧滑角情况下,气动力的迟滞时间;然后对高频运动下的气动力进行拟合,进而建立高频运动下的气动力微分方程模型。研究表明:模型可精确预测不同机动下非定常气动特性;建模方法具有较强的工程可行性。     

高超声速飞行器的气动力工程计算

为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。结果表明,计算结果与风洞实验数据吻合良好,该程序能够准确计算高超声速飞行器的升阻特性。通过修改工程计算方法,对比计算数据,验证本文使用的计算方法的精度,同时也体现了该程序可以灵活选择适合的计算方法的特性。此外,该程序不仅可以自由的更换计算方法,还能够作为C++的库文件链接成为优化程序的一部分,实现高超声速飞行器的概念设计和优化设计。     

小不对称再入体滚转气动力测量技术

为了解决小不对称再入体滚转气动力测量问题 ,北京空气动力研究所研制开发了以空气轴承为核心的滚转气动力测量技术 ,利用空气轴承自身旋转阻尼非常小的特点 ,使模型做自由滚转运动 ,一个特殊设计的非接触的光学测量系统测出模型的转角随时间的历程 ,用参数拟合的方法得到滚转力矩的大小和方向。为验证该项实验技术的正确性与可靠性 ,在5 0 0高超声速风洞中对 4个模型进行了吹风实验 ,吹风马赫数为 5 ,测量滚转力矩系数Cl0 和滚转阻力矩系数Clp。实验结果表明 ,该文方法数据合理 ,并较其它方法更具有鲁棒性。     

俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术

主要介绍了一套用于３ｍ低速风洞的俯仰－滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成：俯仰－滚转两自由度的模型动态支撑机构；俯仰－滚转两自由度电控液压系统；数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化，并测量其相应的六分量非定常气动力变化。为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。另外，用三角翼在３ｍ风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量，结果真实地反映了大迎角与大滚转角时三角翼的非定常气动特性     

钝锥动态转捩风洞试验

钝锥飞行器俯仰振动时，非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应，导致飞行器俯仰动稳定性降低，严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合，建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境，采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验，研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象，并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象，获得了转捩滞后时间。     

高超声速风洞铰链力矩试验技术研究进展

针对高超声速风洞铰链力矩试验比低速和高速风洞铰链力矩试验模型尺寸更小、温度效应和缝隙窜流影响更大,试验难度更大的特点,“十一五”以来,在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的Ф1 m高超声速风洞上开展了高超声速铰链力矩试验技术研究工作。先后发展了基于纵轴式、横轴式以及其他布局方式的天平及其试验装置设计技术,探索了适用于高超声速风洞试验条件的减小天平温度效应的措施、舵偏角变换方式和天平校准方法,并开展了多轮验证试验。试验结果表明:发展的铰链力矩试验方法、试验装置、天平结构、舵偏角变换方式和天平校准方法等能够满足不同高超声速飞行器控制舵面气动力测量的需求;采取的天平两端加装隔热套和电桥桥路补偿等措施能够有效减小天平温度效应和缝隙窜流的影响。目前,本项试验技术已成功应用于Ф1 m高超声速风洞马赫数4～8（来流总温273～740 K）的舵面气动特性测量,铰链力矩重复性精度优于1.50%。     

飞行器非定常气动力试验与建模研究

介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为20°、35°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为0～0.06，滚转振荡的减缩频率为0～0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。     

高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一.笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述.介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势.同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况.     

高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除

风洞实验需要高品质的来流，但部分高超声速风洞由于加热器特性可能导致流场中存在气流旋转，为了消除或减小旋转，提出了在风洞稳定段前加入反向旋转气流来抵消气流旋转的思路。为验证该思路及了解高超声速流场中旋转程度总体效应，设计了一种带翼模型和高精度滚转力矩天平。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了M6、总压约2×105Pa、氮气常温时（电弧加热器不通电）多种进气条件下的滚转力矩测量实验，结果表明流场中存在旋转，滚转力矩系数C_l最大为1.657×10-3，采用约2%总流量的反向气流可达到滚转力矩系数降低2个数量级的效果，为提高风洞流场品质提供了较为有效的解决措施。     

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.     

7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展，给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据，在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型，研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49~2.45）×107/m，迎角范围-10°~10°，马赫数5~7，模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布，获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内，马赫数增大，尖锥转捩位置提前，分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起；随着单位雷诺数的增大，边界层转捩位置前移，转捩雷诺数保持不变，约为3.0×106；小迎角时，随着迎角的增大，迎风面边界层转捩推迟，背风面边界层转捩前移，在10°大迎角时，迎风区中心线转捩前移，出现迎角"转捩逆转"现象，背风区出现了流动分离导致的低热流条带。     

基于等离子体合成射流的飞翼布局模型主动流动控制风洞实验研究

为探究等离子体合成射流对三维模型的流动控制效果和机理，在中等展弦比飞翼布局模型前缘布置等离子体合成射流激励器开展低速风洞实验研究。通过六分量天平测力，考察沿弦向、展向不同分布位置的等离子体合成射流对飞翼模型气动力和气动力矩的作用；采用PIV（Particle Image Velocimetry，粒子图像测速）测量模型表面流场分布，研究等离子体合成射流流动控制机理。结果表明:在飞翼模型单侧布置等离子体合成射流，能够有效改善其气动特性，并能产生附加的滚转力矩，滚转力矩系数变化量最高达到0.009；在飞翼模型左右弦布置等离子体合成射流，能显著增强飞翼模型横向稳定性，滚转力矩系数波动范围减小66.7%。沿弦向，等离子体合成射流位置离前缘越近，控制效果越好，距前缘0mm的激励器控制效果最好；沿展向，布置的等离子体合成射流越多，对模型的升力特性改善作用越明显，布置方式以均布为优。在失速迎角前后，等离子体合成射流的流动控制机理不同:在小迎角下，等离子体合成射流在前缘起到了使转捩提前的作用；在失速迎角附近，则加速了分离区的流动、减小了分离区厚度。     

某运输机加装失速条气动特性研究

为改善某运输机着陆襟翼构型失速急剧滚转问题，采用数值计算和风洞实验方法优选了机翼失速条的外形参数，并对气动力和流场特性进行了研究分析。以失速条高度H和安装位置距离前缘的长度S为设计变量，采用求解RANS方程的方法研究了失速条对着陆构型翼型二维特性的影响，表明S越小（即越靠近上翼面)失速迎角提前越多，H增大也能使失速迎角提前但敏感性小于S。失速条后方产生了分离气泡且随迎角增加而逐渐增大增长，在破裂后导致翼型失速提前，使升力线出现圆弧形的失速特征。设计了4种失速条在机翼上的平面布局方案，通过缩比模型风洞实验验证表明:40%半展长处展向长度2m，S=0的失速条使升力线由急剧失速变为平顶型失速并消除了失速后的不对称滚转力矩，将此失速条展长缩小一半的2种方案也不同程度地改善了失速形态，15%半展长处失速条对失速特性无明显改善，主要原因是气流分离从约40%半展长处开始发生，失速条安装在这一展向位置时才能发挥作用。     

脉冲燃烧风洞测力天平研制与应用

介绍了一种用于脉冲燃烧风洞高超重载模型冷、热态测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案。燃烧脉冲风洞试验时间短、冲击载荷大，模型重量大，要求天平能够快速响应，设计方案兼顾了刚度和灵敏度，天平静校指标满足要求。试验结果表明，天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好，能够正确反映模型的受力状态，轴向力系数的重复性精度达到了1.6%，天平性能稳定，由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩3个分量上输出信号的主频均满足脉冲风洞的测力要求。该天平方案满足重载模型在脉冲燃烧风洞试验中的测力要求。     

高超声速圆锥边界层转捩纹影显示

为发展高超声速边界层转捩的试验研究手段，在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）超高速空气动力研究所的FD-14激波风洞上开展了基于纹影显示技术的边界层转捩特性研究。试验模型为半锥角为7°的钝锥，头部钝度R_n有2.0和0.5mm两种。试验的名义马赫数为8和10，单位雷诺数变化范围为1.6×107~4.4×107m-1，高速相机的拍摄帧频20kHz。纹影显示捕捉到了第二模态不稳定波和湍流斑的空间结构。对纹影图像的灰度分布进行了功率谱密度（PSD）分析，结果表明第二模态波长约为边界层厚度的2倍。对纹影图像序列的分析表明，湍流斑波前传播速度大于波尾，并且略大于边界层外缘速度。     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。