红外热图在高超声速低密度风洞测热试验中的应用概述

围绕大极角情况下模型表面温度的测量、红外热图测热精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题,对近年来在高超声速偌氏密度风洞开展的红外热图测热工作进行了总结,给出了一些实用、简单、经济的方法。为验证上述技术,在高超声速低密度风洞开展了用红外热图技术与热电偶同时测量一平板带劈薄壁模型表面的气动加热率分布以及半球圆柱模型红外测热数据与DMSC计算结果的比较。不同手段获得的数据与红外测热数据相互验证的结果表明：这些技术的解决,有利于红外热图技术向工程化实用化迈进。     

用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究

本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述.在M∞＝16,P0＝1500kPa,T0＝923K,α＝0°、30°迎角的试验条件下,获得了半球圆柱模型、升力体模型表面对流换热系数分布,并把半球圆柱模型的红外测热结果与Lees分布结果进行了分析比较,结果表明当40°＜θ＜80°时,半球圆柱模型红外测热结果与Lees分布结果符合得比较好.最后对对流换热系数测量不确定度进行了初步分析.升力体模型对流换热系数测量不确定度大致为15%左右.     

基于红外热像仪测温原理的物体表面发射率计算

被测物体的发射率对红外热像仪测量温度的准确性影响突出.物质表面的发射率不仅取决于物质的内在性质,同时还取决于物质表面的各种物理状态,这些因素使得发射率的测量很复杂.从红外热像接收的有效辐射着手,获得两种计算发射率的方法,这两种方法简单实用.     

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题。通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统。结果表明：该技术实用可靠,值得推广。     

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。     

航空发动机表面发射率测量技术研究

测试发动机放热率的核心技术是在运行过程中获得发动机的表面发射率。介绍了航空发动机表面发射率的测量技术,阐述了应用前置反射器辐射温度计和动态红外数字成像仪测量固体表面发射率的原理和方法,提出了航空发动机表面发射率测量中应注意的事项,对几种发动机常用的材料分别采用上述2种方法进行了测量,试验结果表明了2种测量方法的可行性。     

相变热图试验技术研究与应用

相变热图试验技术是通过在飞行器表面喷涂具有一定相变温度的相变涂料来进行大面积热测绘的风洞试验技术，在FL-31高超声速风洞中，采用半球-圆柱体绝热模型进行试验的结果表明，相变热图试验技术的假设成立，测量可靠，特别是与之相配套的相变热图图谱分析软件系统的开发，使测热试验更加可视化和自动化。     

航空发动机高压涡轮叶片表面红外发射率测量及应用

在使用RotamapⅡ红外测试系统前需要已知被测涡轮叶片的表面发射率。阐述了1种使用电涡流加热涡轮叶片,从而获得较大温度范围内的涡轮叶片表面发射率的方法。试验测试了某型航空发动机的新、旧2种高压涡轮叶片的表面发射率。试验结果表明:不同温度下叶片的发射率数值会发生变化,新叶片的表面发射率随温度的升高而明显增大,当叶片表面发生严重氧化后发射率变化较小,在±0.02之间。采用RotamapⅡ系统测试某型发动机高压涡轮叶片温场时,发射率数值可以取0.893,其测温误差小于被测物体温度的1%。同时结合试验得出的发射率造成的测温误差曲线可以对红外测温结果进行修正。     

硅基复合材料烧蚀特性试验研究

在电弧加热试验条件下,通过一定范围内压力和焓值的匹配,进行不同热流密度下的硅基复合材料驻点烧蚀试验,获得该防热材料的质量烧蚀率和有效烧蚀焓,并利用回归分析得出该防热材料质量烧蚀率与冷壁热流和驻点压力的试验关系式:mt=0.07232qs,cw O.08784ps0.1206;有效烧蚀焓与气流总焓、驻点压力和热壁焓的两个试验关系式,即Heff=2.0042H00.7753ps-0.08和Heff=1.0024(H0-Hhw)+6.1229.     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中，迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备，是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验，需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化，发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型，在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量，获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像，不同测量技术获取的试验结果可相互印证，线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

硅片在快速热处理系统中的温度测量

国外为了提高计算机硅片的集成度和产品的合格率，开展了硅片快速热处理的研究，在这项新技术中温度测量起着关键的作用，由于地快速热化学蒸汽沉积过程中，硅片表面发射率变化影响了测温的准确性。本文介绍了在用辐射法测温时，同时测辐射量和反射率２个参数，然后由反射率计算发射率，通过计算机对测量结果进行了补偿的新技术，并介绍了原理，实验设备和初步实验结果。     

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Ф20mm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。     

MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。     

驻点壁面催化速率常数确定的研究

以平衡流动作为热环境估算的依据，提出了用数值求解非平衡Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程和实验测量热流值确定模型表面材料催化速率常数的方法。用５组分１７个化学反应Ｄｕｎｎ－Ｋａｎｇ空气化学模型和轴对称热化学非平衡Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，对激波管中球头和平头圆柱模型绕流流场进行了数值模拟，给出了驻点热流随催化速率常数变化的分布，并根据激波管实验测量的热流值确定了表面材料Ｐｔ、ＳｉＯ２、Ｎｉ和某种     

风洞试验中模型迎角视觉测量技术研究

 发展了一种基于双相机的风洞试验模型迎角视觉测量技术。即在风洞模型表面绘制或喷涂一些高对比度的标记点,采用两台400万像素的工业相机采集模型的运动图像,然后求解图像的共线方程获得模型表面标记点的三维空间坐标,利用表面标记点坐标最小二乘拟合出一条空间直线,通过不同时刻空间直线单位方向矢量的变化计算出模型的迎角变化。利用精密电子倾斜仪对迎角视觉测量系统进行静态标定,结果表明:迎角视觉测量系统的准确度在0.01°以内。迎角视觉测量系统在2 m超声速风洞中对一尾支撑无主测力天平铰链力矩测量模型的实时迎角进行了测量,结果表明:系统具有很好的响应特性,可以作为风洞试验中迎角测量的一种有效方法,尤其是用于无主测力天平时模型真实迎角和支杆弹性角的测量。     

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。     

极轴式望远镜系统误差修正模型推导

为保证极轴式望远镜轴系测量精度,需要对其系统误差进行修正。在分析极轴式望远镜测角工作原理的基础上,提出了利用欧拉变换方法推导其系统误差修正模型。采用该方法详细推导出望远镜的测角元件误差、极轴误差、纬轴误差、视轴误差等轴系误差模型以及镜筒下沉误差模型,并给出了极轴式望远镜的系统误差修正模型。该误差修正模型与采用球面三角学的方法推导出来的系统误差修正模型完全一致,欧拉变换方法由于只涉及到坐标的旋转与矩阵的计算,更容易理解和掌握。     

基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法

风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一，为此，提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵，获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标，应用坐标旋转关系，完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明：迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系，因此，当标记点不满足共面条件时，可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明：修正系统误差后，迎角实测数据的测量准度在0.01°以内，精度不超过0.012°。本文方法易于实施，工程实用价值强。     

航空发动机热端表面温度场测量

航空发动机热端温度场的测量和监视对延长发动机的使用寿命具有重要意义。文章简要介绍了目前采用的各种温度测量方式,如热电偶、光电高温计、红外热像仪和示温漆,并详细介绍了多波长温度测量和谱色温度测量两种新型的温度测量方法。两种方法大大降低了温度测量对被测物体表面发射率的依赖性,适用于1000～3000℃温度范围内高温物体表面温度的测量。     

空腔流动特性风洞试验初步研究

通过测量动、静态压力，对两个不同比例的空腔平板模型进行了测压数据相关性试验研究，同时开展了空腔流动模拟技术，即相似准则研究。确定了在跨超声速条件下不同比例空腔模型测压数据的相依关系。结果表明：不同比例模型在Ma≤0．8，Ma≥2．0时，静态压力测量数据具有相关性；0．95≤Ma≤1．2时，静态压力测量数据相关性差．但呈现统一的规律，动态压力频率特性在全部试验Ma下具有相关性。