宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术

随着高马赫数飞行器研制需求的增加，急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展，特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备，由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点，已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用，体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状，重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术，包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。     

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统.详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果.风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0～8.0;总压范围0.1～8.0 M...     

OS﹣X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。     

非对称超声速来流下矩形转圆隔离段研究

为了适应超燃冲压发动机模块化设计及圆形燃烧室的需求,隔离段必须设计成矩形截面渐变为圆形出口的形状。发展了一种基于超椭圆曲线的截面渐变方法,以此设计了矩形转圆隔离段,开展了数值模拟研究并进行了在Ma=2.1且来流条件非对称下的矩形转圆隔离段吹风实验。研究结果表明:在反压相同时,两种不同来流条件下矩形转圆隔离段的出口总压恢复系数较等直矩形隔离段分别提高了4%和5%;在非对称来流实验条件下,矩形转圆隔离段壁面沿程压力分布规律与等直矩形隔离段压力分布规律趋势一致,上壁面沿程压力曲线前部呈波动式上升,后半部上升平缓,而下壁面沿程压力曲线整体上升较为平缓,随着出口反压的增大,总压恢复系数随之减小,矩形转圆隔离段最大能够承受4.1倍的来流静压,极限反压状态下出口总压恢复系数为0.505。     

一种带抽吸狭缝的新型短隔离段数值研究

为了缩短超燃冲压发动机隔离段长度以及提高它的耐反压能力,采用数值模拟方法研究了一种带抽吸狭缝的新型短隔离段,获得了隔离段的缩短程度以及耐反压能力提高的程度。结果表明,通过流向狭缝抽吸隔离段角流区内的低能附面层,可不降低隔离段耐反压能力而将其长度缩短30%左右。同一隔离段采用狭缝抽吸后,能够承受的最大反压从来流静压的3.46倍上升到3.74倍,提高了8%左右。合理的狭缝位置应在厚附面层一侧的隔离段前部角流区内,前倾角对隔离段性能的影响呈非线性特征,抽吸背压在亚临界范围时对隔离段性能的影响较明显,而在超临界范围时的影响则不明显。     

基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究

为了降低宽速域飞行器的内流阻力，基于边界层燃烧方法，分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性，研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度，探讨了喷射参数对减阻效果的影响，探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明，随着进口马赫数的增加，总阻力中摩阻分量随之增加；边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同，壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小，燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小；从总内阻减阻百分比看，在相同燃料/空气当量比下，低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况，且在低马赫数工况下，喷嘴附近壁面热流密度会显著增加；在本文所研究的参数范围内，摩阻和压阻对当量油气比更为敏感，而对喷射方向和喷射速度不敏感。