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。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究噪声对转捩的影响,实验包括:输入声影响和风洞流场的噪声。本文的结果表明:声频和声压在数值上都存在敏感区,风洞噪声是宽带噪声,以低频为主(至少低速风洞是如此),这对层流边界层转捩有重要作用,风洞噪声会随风速加大而增高;在稳定段用栅格改变湍流度时,实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

为验证某层流机翼的设计，在荷兰DNW-HST风洞开展了高速风洞试验，采用TSP方法对机翼表面边界层转捩位置进行了测量。试验结果表明:TSP方法用于探测自然层流机翼表面转捩位置非常有效，显示结果中层流和湍流区域明显，转捩边界清晰易辨。同时发现，试验对机翼表面光洁度要求很高，试验结果对机翼表面污染非常敏感，高雷诺数下，受机翼前缘污染影响，试验效果不佳。     

基于升华法实验研究后掠翼三维边界层的转捩

在西北工业大学的低湍流度风洞,采用升华法研究不同雷诺数下后掠翼上表面的转捩现象.实验发现雷诺数较低时,后掠翼上的转捩由流向不稳定触发,转捩位置在最小压力点之后,转捩分界为一条直线;当雷诺数足够大时,转捩由横流驻波不稳定触发,转捩提前到最小压力点之前,转捩分界呈现尖楔形状.该结果表明升华法不但能够较准确地分辨出后掠翼上的转捩位置,还能够区分不同的转捩机理,判断转捩是由流向不稳定还是横流驻波不稳定触发.此外,实验中还发现在横流驻波不稳定增长较大时,升华法能够提供转捩上游区域边界层内的横流不稳定信息;当横流驻波不稳定进一步增强时,该不稳定受模型表面粗糙度的影响较大,萘的喷涂有可能会影响到升华法的结果.     

6°攻角尖锥高超声速边界层高频不稳定波实验研究

边界层转捩对高超声速飞行器的气动力和气动热设计有重要影响。横流失稳通常是三维边界层转捩的主导因素,而在噪声环境下,第二模态不稳定波的影响也不容忽视。为深入理解带攻角情况下高超声速边界层的转捩机理,在Mach 6 Ludwieg管风洞中采用聚焦激光差分干涉仪（Focused Laser Differential Interferometer, FLDI）和高频压力脉动传感器（PCB）对6°攻角尖锥进行了边界层稳定性实验研究。实验结果显示,在尖锥边界层的不同周向位置存在高频不稳定波。通过功率谱分析和双谱分析,得到该不稳定波沿母线的变化情况以及该高频不稳定波与低频信号（20～40 kHz）之间存在的非线性相互作用。     

高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究

以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强.     

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.     

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同，对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果，分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致，脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右，其中雷诺数影响较小，在5%以内，壁温比影响较大，在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析，认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。     

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。     

轴对称层流到湍流转捩区间速度和温度的振荡统计特性研究

热力学平衡系统连续相变的理论方法，被推广用来讨论圆管内轴对称层流到湍流转捩区间的流动和振荡特性。假设在转捩区间径向脉动速度与充分发展区的湍流在数值上完全相同，在每一个截面上转捩流动可以看成是充分发展区的层流和湍流的合成流动。湍流成分的合成比例作为序参数用来定义合成流动。引入合成比例的振荡后，运用最小熵产生准则得到一个可以描述转捩行为的方程。采用相同的处理方法讨论了加热圆管内转捩区间的对流传热特性。在圆管内的流动和对流传热允许相似和独立的转捩过程，在转捩区间宏观振荡同时具有随机性和确定性。最后与实验进行了对比，包括流动和传热实验得到的测量结果。     

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。     

聚焦激光差分干涉法测量超/高超声速流动的进展

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI）作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段，适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发，介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性；梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求，对典型FLDI技术做出的一系列改进；介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场（包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等）测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力，为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。     

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。     

非烧蚀防热材料地面模拟试验有效性分析

流场化学非平衡度与材料表面催化反应的耦合控制着服役于化学非平衡流场中非烧蚀防热材料表面的气动热载荷，若在该类防热材料性能模拟研究中忽略这一耦合效应，地面模拟试验将无法获得材料的有效使用性能。为此，本文依据钝头体高超声速飞行器边界层驻点热流关系式，分析了影响驻点热流的主要流场参数、地面高焓模拟设备所提供的高焓超声速流场特点以及与飞行热环境之间的主要差异，采用CFD分析了"三参数"模拟方法的有效性。针对化学非平衡边界层驻点传热分析，提出"四参数"模拟方法并分析了"四参数"模拟方法中离解焓无法模拟时的防热材料性能并提出初步解决方法。     

高马赫数小尺度缝隙倒角热流测量

围绕再入式飞行器表面分布式隔热瓦的气动加热问题，针对流动强干扰特征且测量难度较大的小曲率半径缝隙倒角区域，采用Φ0.3 mm量级一体化同轴热电偶开展高马赫数来流条件下的热流测量，研究了缝隙倒角曲率半径、隔热瓦间台阶高度差、缝隙宽度、边界层流态、马赫数等因素对热环境的影响，通过分析热流时域曲线得到了瞬态热流的振荡特征。结果表明:台阶会显著增大热流；边界层流态的差异会引起缝隙倒角热流分布的显著变化；较高马赫数下的热流时域波动特征更温和，热流更低；部分状态存在瞬态负热流现象。 研究结果可为隔热瓦热防护设计和认识缝隙、台阶诱导的复杂流动机理提供参考。     

高温热管在热防护中应用初探

介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,模拟高超声速飞行器高温区的气动加热环境,对一种装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验.利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型试验结构的对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区.装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果.     

外加纵向磁场作用TIG焊温度场的数值模拟

外加纵向磁场可以改变电弧加热有效半径进而影响焊接温度场分布。为了得到外加纵向磁场作用TIG焊的电弧加热有效半径,采用拍摄TIG焊水冷铜阳极板时电弧外观形态照片并对比照片的方法,测得外加纵向磁场对电弧加热有效半径的影响系数。通过数值模拟分析外加磁场TIG焊温度场的分布,模拟结果与实际相符。     

湍流转捩工程预报方法研究进展综述

湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。