高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

针对开展等离子体高速流动控制研究的技术需求,通过专用模型及实验机构设计、绝缘密封走线、多层电磁屏蔽等技术手段,建立了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制系统,提出了等离子体高速流动控制风洞实验的技术规范和运行策略,并初步探索了等离子体激励对二元翼型绕流的控制规律。采用该技术后,解决了高压电缆的绝缘、密封走线问题,模型与实验机构的感应电压减小90％以上。风洞实验结果表明：实验系统运行稳定,实验数据可靠,等离子体激励对犕犪＝0．2的流动可实现有效控制;施加等离子体激励后,NACA0012翼型的流动分离明显减弱,升力增大,阻力减小,临界失速迎角增大2＆#176;,最大升力系数增大4％,总体气动性能得到显著提升。     

复合材料雷击防护及电磁屏蔽技术在直升机上的应用

随着复合材料在直升机上应用的增多,人们加大了对复合材料防雷击和抗电磁干扰的研究。目前主要的防护手段是在复合材料表面增加导电结构,未来则可能将导电材料直接融入到机身结构中。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

低气压条件下多缝式等离子体合成射流激励器特性实验

设计了一种低气压条件下工作的大间距多缝式等离子体合成射流激励器,旨在应用于高空飞行器的内部流动控制。实验中利用气体放电电压在低气压条件下迅速降低的特性,将激励器放电电极间距设计为26mm,使激励器腔体和出气口均得到显著拉长,并通过电参数测量、高速纹影观察分别研究了其放电特性及瞬态流场特性。实验结果表明:激励器的初始射流锋面速度达到了761m/s,故在高速流动控制中具有较大的应用潜力。此外,激励器射流导致的压缩波和射流边界均接近半椭圆形,具有较大的流场均匀区,因此其流动干扰能力和动量交换能力较常规孔式射流要更强。      

等离子体激励控制激波与边界层干扰流动分离数值研究

针对高超声速进气道激波与边界层干扰流动分离控制问题,提出了一种低功率重频非定常激励方式,并基于雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,从唯象学的角度出发,将等离子激励简化为功率密度源项,对比研究了定常与低功率重频非定常等离子体气动激励的作用机理与控制效果。结果表明:定常激励的能量沉积作用对于激波控制非常有效,并可诱导出斜激波,但是对于流动分离控制而言,其能量沉积显然过于强大,反而会使流动分离更加严重,无法满足控制要求;当采用低功率重频非定常激励方式时,对于不同功率密度的情况均存在最佳激励时长与频率,当功率密度为5.0×109W/m3时,最大射流速度可以达到895m/s,并且可以在一定程度上减弱激波与边界层干扰流动分离。      

激光支持的空间微推进技术研究进展

对激光等离子体微推力器的相关研究进展进行了较为全面的介绍,总结了激光器与其它相关技术结合发展起来的极具潜力的空间微推进技术的研究进展,并指出激光支持的空间微推进技术研究所涉及的关键问题,包括星载激光器技术、先进的测试技术、高性能工质的选择与研制、激光光路设计以及空间微推力器一体化设计等方面。     

碳纤维添加碳泡沫的电磁屏蔽效能及力学性能研究

为了制备高效轻质兼备优异的电磁屏蔽性能及力学性能的复合材料,本研究以酚醛树脂为基体,碳纤维为填料,经高温碳化制得了碳纤维添加酚醛树脂基碳泡沫。探究了碳纤维含量对复合材料的结构、电磁屏蔽效能及力学性能的影响。结果表明,碳纤维可以有效改善碳泡沫的泡孔结构,当碳纤维含量为3wt%时,泡沫基体的泡孔达到小且均匀的状态,平均泡孔直径为150μm,同时碳纤维可以有效提高碳泡沫的电磁屏蔽效能,当碳纤维含量为3wt%时,复合材料的压缩强度和弯曲强度分别达到了4.41和3.85 MPa,比纯碳泡沫分别提高了60.3%和71.8%。当碳纤维含量为5wt%时,碳泡沫对频率为8~12 GHz的电磁波的平均屏蔽效能达到35 d B。     

烧蚀型脉冲等离子体推力器能量分配机理

脉冲等离子体推力器（以下简称PPT）效率低下的缺点一直为使用者所诟病,但过去对其能量分配机理的研究十分匮乏,难以为高效率PPT的设计提供参考。针对这一现状,本研究以平板式烧蚀型PPT为对象,对推力器在4种不同放电能量（能量比1：2：3：4）下工作的电压、电流和脉冲烧蚀质量进行测量,并根据测量结果估算PPT的元冲量、比冲、效率等推进性能。此外,本研究还建立了能估算PPT推进剂利用率的数值模型,并用该模型分析实验研究结果。研究结果表明,能量利用率和推进剂利用率低下同时导致PPT推力器效率低下,随着放电能量的增加,PPT的能量利用率和推力器效率上升,分别从5.07%和2.88%逐渐提高至16.46%和5.23%,但推进剂利用率反而降低,由56.8%逐渐降低至31.8%。     

脉冲等离子体推力器放电电离二维PIC建模与仿真

摘要： 针对脉冲等离子体推力器（PPT）的放电过程,利用粒子网格 蒙特卡洛（PIC MCC）方法建立仿真计算模型.以LES 6 PPT为例,加入电离碰撞进行电离仿真.通过粒子运动碰撞与电磁场耦合仿真计算得到电流与电路总电阻的变化规律,揭示了PPT放电过程中等离子体密度分布情况.通过对比不加入粒子预分布与加入粒子预分布的两种条件下的计算结果,得到了加入粒子预分布使带电粒子密度计算结果更接近实验结果的结论.根据PPT的工作过程,在放电之前推力器内存在等离子体,所以在仿真研究中应进行粒子的预分布.文中的研究方法对PPT的粒子方法模拟具有一定的参考意义.     

高焓化学非平衡流条件下C/SiC复合材料的催化性能

碳化硅陶瓷基复合材料（C/SiC）成为最有希望满足临近空间高超声速飞行器热防护要求的耐高温关键材料之一,其在高焓化学非平衡流条件下的催化性能是评估新一代高超声速飞行器表面气动热载荷,热防护系统精细化设计的关键参数。基于1 MW高频等离子体风洞,采用已建立起的防热材料催化特性试验测试方法开展了C/SiC材料在驻点压力分别为1.0、1.8、3.3和6.0 kPa,焓值为19.3~35.9 MJ/kg范围内的高焓离解空气环境下,在表面温度为1 453~2 003 K范围内的表面催化反应复合效率随表面温度和表面原子压力的变化关系研究。试验结果表明：C/SiC材料在高温条件下的表面催化复合效率应该同时被定义为表面温度、驻点压力和原子分压的函数。根据试验所得到的催化数据,计算了采用C/SiC作为钝头体材料的美国某典型飞行器（飞行高度H=73 km,飞行速度U=6.478 km/s,钝头体半径R_n=410 mm）的气动热环境参数,获得了考虑完全催化和有限催化条件下飞行器表面温度变化历程,结果进一步验证了飞行器热防护系统所承受的气动热载荷以及表面温度响应在很大程度上受到防热材料表面催化特性的影响。