基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性，在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统，并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型，在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中，气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构，与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中，气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构，对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致，远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中，气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构，且尺寸与数值计算结果相差较小，约为7.9%。这些实验结果表明，在高超声速脉冲风洞中，采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构，不仅可进行分截面激波结构观测，还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示，而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。     

高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究

边界层转捩的准确预测是高超声速飞行面临的关键气动问题之一。为研究高超声速边界层失稳和转捩机理,以前缘半径1.6mm、半锥角7°的圆锥模型为研究对象,在FD-07高超声速风洞中采用红外热图技术开展边界层转捩实验测量。通过与工程计算结果对比,确认模型表面边界层流态。实验结果表明:有迎角条件下,模型表面中后段出现条纹结构,条纹结构的起始位置随着周向角的增加而向上游移动;随着迎角的增加,条纹起始位置向上游移动,条纹强度差异和条纹与模型中心线的夹角越来越大。实验获得的条纹结构与不同频率扰动波相互作用直接数值模拟获得的条纹结构现象一致。通过对比分析,认为边界层内不同频率扰动波相互作用是产生条纹结构的一种机制。     

高超声速1 MHz 高频脉动压力测试技术及其应用

为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构,特别是第二模态不稳定波,在 FD-07风洞中搭建了一套1MHz 量级高频脉动压力采集系统。风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。在风洞流场品质无法改变的前提下,对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进,包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。通过改进措施,采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善,其信噪比得以显著提升。结果表明,改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400 kHz 以下,噪声能谱密度降低了一个量级以上)。最后,利用该测试技术成功地在 FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验,捕捉到了第二模态不稳定波,其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。     

大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆关键技术

高焓激波风洞的驱动技术决定了风洞总焓和总压试验能力。重活塞压缩加热技术具有驱动性能强和运行灵活性高等特点，是高焓激波风洞关键驱动技术。针对重活塞发射效能、重活塞与壁面摩擦、膜片破膜等情况带来的大尺寸重活塞难以安全软着陆问题，通过理论分析、动网格数值模拟和试验验证相互结合的手段，分析了重活塞实际运动过程的影响因素，建立了重活塞调谐运行方法，获得了稳定的驱动压力，可为不同的模拟需求提供对应的试验状态。研究了质量为205 kg、275 kg的重活塞在压缩管中运行最高速度分别超过350 m/s、450 m/s的软着陆过程，获得了压缩管末端总压15 MPa、总温3 450 K和总压45 MPa、总温4 845 K的定压试验状态。本研究解决了大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆难题，保障了世界最大尺寸自由活塞驱动的FD-21高焓激波风洞中、质量为数百千克的重活塞、在长度为75 m的压缩管中的运行安全。     

飞行试验用双结点热电偶传感器研究及测量误差分析

高超声速飞行试验气动热测量对快响应、小型化的热流传感器提出了需求，双结点热电偶传感器具有响应快、尺寸小、测量信息丰富等优点，是飞行试验热流测量的优质解决方案。以双结点热电偶传感器为研究对象，开展了传感器测量原理、传感器结构以及测量方法研究，并将该传感器应用于飞行试验模型壁面温度测量。试验结果表明:双结点热电偶传感器可同时测量模型表面温度和背面温度；背温测量误差相对较大，背温测量结点尺寸较大、背温测量结点与模型壁面之间的绝缘涂层是影响背温测量结点热响应的主要原因。针对双结点热电偶传感器，目前尚缺乏相应的热流辨识方法。