高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

隔离段激波串精细结构与压力特性实验研究

在马赫数为2.5的等截面隔离段风洞中开展了无控制和安装T形涡流发生器两种情况的瞬态流场结构显示与压力测量的实验研究。运用常规纹影和基于纳米示踪的平面激光散射技术（NPLS）对两种不同状态的隔离段激波串三维流场精细结构进行了显示测量。结果表明:较传统纹影的测量结构而言，NPLS精细测量能够得到湍流边界层、激波串、分离区等细节结构。T形涡流发生器产生的展向涡与激波串相互作用，激波串前缘结构为分叉正激波，紧跟其后的第二道激波实际上结构与其类似。同时采用高频压力传感器对两种隔离段中激波串的壁面压力进行了测量，采用常规统计分析方法和差分平方累和方法对激波串压力分布、脉动及其上传特性进行了分析。分析表明，差分平方累和方法可以有效检测激波串的前缘位置。     

CARDC 激波风洞 TSP 技术研究进展

从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成,建立了一套适于激波风洞试验的高速 TSP 测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像,基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据,能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值,TSP 技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息,可更加全面的测量模型外表面的热环境,并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明,TSP 技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟,在Φ2 m 和Φ0.6 m 激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域,已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。     

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。     

超声速气流中液体横向射流空间振荡分布建模

针对超声速气流中液体横向射流的空间振荡分布特性开展试验研究，建立射流/喷雾在纵向和三维空间内的振荡分布预测模型。试验在Ma2.1下吹式风洞中进行，采用脉冲激光背景成像方法和基于PIV原理的倾斜成像方法分别捕捉纵向和不同横截面上的喷雾瞬态分布结构，涉及的研究参数及其变化范围包括:超声速来流总压（642~1010kPa）、液体喷孔直径（0.48~2.07mm）、距离喷孔的流向距离（10~125mm）以及液气动量比（0.11~10）。通过研究，提出并定义一种用于定量描述射流/喷雾空间振荡分布的无量纲参数——喷雾分数（γ），基于喷雾分数开展了纵向喷雾振荡分布研究，建立了纵向边界带模型，并开展了模型准确性验证。研究并发现了横截面上喷雾振荡分布呈"Ω"型，提出spray body和spray foot的分区概念，构造egg-shape曲线对spray body区域的喷雾分数等值线进行拟合，建立了egg-shape曲线方程中6个关键系数的系数模型，进而建立了超声速气流中液体横向射流空间振荡分布预测模型。     

高超声速边界层转捩特性试验探究

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10 6m -1 、2.6×10 7m -1 和4.4×10 7m -1 的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。     

风洞气动热试验外推关联参数初步研究

介绍了Φ0.3m高超声速低密度风洞与Φ2m激波风洞的试验设备、测试仪器、试验模型和气动热推导方法。在马赫数M=10的试验条件下,通过流态划分参数、粘性干扰系数、总焓与壁面焓差、激波前后的密度比、壁面温度等关联参数,对高超声速带翼飞行器迎风中心线热流外推到实际飞行的方法进行了探讨。     

“人字形小肋”对激波/边界层干扰的影响研究

在曼彻斯特大学跨声速风洞开展激波/边界层干扰及“人字形小肋”对其影响的实验研究。在马赫数1.85流场条件下，应用高速纹影、油流、皮托压力测量和基于压敏漆的壁面压力测量技术，研究“人字形小肋”流动控制方法对激波/边界层干扰的流动分离结构与尺寸、压力分布特性与波系特征等影响。结果显示激波/边界层干扰诱发流动分离，分离区呈现三维特征，在“人字形小肋”的作用下，分离线呈现“波浪”形且整体向上游移动，干扰区流向尺寸增大，分离区高度减小且长度略增大，再附区的压力极值降低，这些特征与叶片、尖楔等微涡发生器的影响趋势相反。下一步工作中，拟针对“人字形小肋”开展参数优化研究，“人字形小肋”可能成为降低激波/边界层干扰诱发的高热流载荷的有效方法。     

基于Otsu和FMM方法的风洞试验图像修复

各种光学测试技术在风洞试验中应用越来越广泛，图像中的破损或无关信息均会影响数据的处理和分析。以存在缺陷的风洞纹影图像为例，对数字图像修复技术进行了研究。根据缺陷离散分布、大小及形状各异，核心区域的灰度值较低以及边缘处灰度梯度变化较大等特点，将图像修复流程设计为确定待处理区域、缺陷识别和缺陷修复等3个步骤。前2个步骤使用Otsu算法进行图像的分割处理，然后使用快速行进方法（FMM）完成缺陷修复。经处理，纹影图像的缺陷被自动识别，并得到了减少或削弱，而且修复的信息客观合理。该方法可推广至其他光学测试技术的图像修复。     

基于脉冲加热法的薄膜热流传感器热物性参数测量技术研究

在激波风洞测热试验中，高精度的薄膜热流传感器热物性参数对于提高热流测量精度十分重要。利用积分球能收集反射光能、其反射光具有高均匀性的特性，提出了基于脉冲加热装置测量薄膜热流传感器表面、直接标定热物性参数的方法。基于该方法，搭建了用于测量薄膜热流传感器基底材料热物性参数的脉冲加热装置，并详细介绍了测量装置的系统组成和工作原理。该脉冲加热装置能够较好地模拟脉冲型风洞中薄膜热流传感器被加热的过程，可以精确标定热流值和薄膜热流传感器基底材料的热物性参数。研究结果表明:研制的脉冲加热测量装置具有操作便捷、试样制备简单和标定精度高等优点，其加热方式为瞬态加热，能较好地模拟传感器在脉冲型风洞中的使用环境，可以提高脉冲风洞中热流测量结果的精度。