CO2中激波脱体距离的弹道靶实验测量和数值计算

在中国空气动力研究与发展中心超高速所超高速弹道靶进行了CO₂条件下圆球和火星着陆巡视器模型的激波脱体距离测量实验,为数值模拟提供验证依据。实验模型为φ10mm圆球和头部半径12.5mm的着陆巡视器模型。圆球模型的飞行速度为2.122~4.220km/s,靶室压力为2.42~12.30kPa;着陆巡视器模型的飞行速度为2.802km/s,对应靶室压力为1.836kPa。实验数据与采用双温度非平衡模型计算的结果进行了对比。得到以下结论:采用双温度非平衡模型能够较准确地再现模型头部激波脱体距离;根据计算结果推测绕模型流动主要为非平衡流动;需补充更高模型飞行速度（>5km/s）的实验数据,验证CO₂中更高流速状态下双温度非平衡模型的适用性与准确性,并进一步研究多温度模型和不同化学反应动力模型对CO₂下非平衡流数值计算准确性的影响。     

高超声速球头激波脱体距离研究综述

从理论研究和实验研究2个方面介绍了国内外高超声速球头激波脱体距离研究的概况。理论研究方面,理论和工程算法能够用于激波形状和脱体距离的快速计算,数值计算则主要关注了高温非平衡流动下气体模型对数值计算结果的影响。由于计算方法都是针对特定理论或特定实验条件下推导并归纳总结得到的,在公式的适用范围方面存在较大的局限性。在实验研究方面,利用高焓设备进行非平衡流下的实验是目前的重点之一。由于实验、测量设备和实验条件各自的特点,实验数据的推广应用仍然是值得研究的,另外针对非空气环境(如 CO2)的球头激波脱体研究数据相对匮乏。通过调研,认为可对下列问题做进一步研究:以高超声速球头激波脱体距离为对象考虑真实气体效应时理论和工程计算的改进方法,不同化学反应和气体模型对数值计算结果准确性的综合影响,提高弹道靶发射能力以及发展高精度流场显示技术等。     

弹道靶中球模型非平衡可见光辐射的测量

使用中国空气动力研究与发展中心(CARDC)再入物理弹道靶和双狭缝式辐射计测量了多个状态的高超声速无烧蚀钢球模型非平衡流场的可见光辐射强度,并对实验技术和方法进行了讨论和分析.测量波段中心波长位于可见光的绿光波段(517.8nm、519.8nm),半宽度为6.6nm.球模型飞行速度为4.8~5.7km/s,靶室压力1333~10666Pa.实验数据与文献和计算结果一致,并发现高靶压状态辐射强度峰值下降的拖尾现象,其原因尚待分析.     

强激波阵面的非平衡结构研究

利用测量强激波波后N2+第一负系(0,0)带和(1,2)带的辐射,对强激波后振动温度历程的测量过程进行了探索,并利用Langmuir探针技术,在低密度激波管中对强激波后电子数密度历程进行了测量.测量和计算结果进行了对比.结果表明:N2+B2∑u+态的激发比振动能的激发更快;实验测得的振动温度有明显的周期性振荡;在激波速度7.65~7.85km/s、p1=1.33Pa、实验段内径0.8m下,实验有效时间只有约6.5μs,实验中的电子数密度不能达到峰值.在约10倍波前自由程的实验有效区域内,电子数密度的测量值与计算值吻合很好.     

片光反射遮挡式超高速亚毫米粒子探测技术

为满足在超高速碰撞靶上开展航天器抗空间碎片防护性能试验,需要准确测量速度3~10km/s,以及更高速度的毫米级或亚毫米级粒子的飞行速度,在可以实现毫米级粒子探测的片光遮挡式粒子探测技术基础上发展了片光反射遮挡式粒子探测技术,通过采用提高粒子直径与激光光束宽度的比值,解决了探测粒子直径小于1mm时探测信号弱不能识别等关键技术,研制了试验装置并开展了验证试验,研究结果表明该技术在0.2~10km/s速度范围内可实现直径为0.1mm量级粒子的有效探测.     

氮气辐射强度的激波管测量与验证

超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量,需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管,发展辐射强度标定技术,针对富氮气环境,开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试,掌握辐射特征,为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构,数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型,得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度,计算结果和实验数据符合很好,验证了数值模拟方法。     

声学风洞流场低湍流度及频谱测量研究

采用热线风速仪对5.5m×4m 低湍流航空声学风洞闭口试验段低湍流度流场进行测量,根据对干扰信号的分析,提出了高通惯性衰减滤波方法,并与一般数据处理方法进行了比较,给出了流场测量方案、方法和结果。采用功率谱方法和斯特罗哈数方法分析脉动速度信号中的干扰噪声,发现40Hz~10kHz 频谱范围内同时存在电磁干扰噪声和支架干扰噪声。比较分析了0.5Hz~5kHz 带通滤波方法、电磁噪声解耦方法和0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法对干扰信号的滤除效果,采用0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法获得了流场低湍流度数据,流场速度30~100m/s 的湍流度平均值小于0.05%。实验结果表明,高通惯性衰减滤波方法可以有效控制干扰信号对测量结果的影响程度,为低湍流度流场信号处理提供了一种方法。     

高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究

以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强.     

基于飞秒激光电子激发标记测速技术的剪切流场速度测量

流场速度测量精度会影响飞行器气动性能的预测精度,常用的基于激光技术的非接触式速度测量方法已不能完全满足流场速度高精度测量需求,飞秒激光电子激发标记（Femtosecond Laser Electronic Excitation Tagging,FLEET）测速技术有望解决这一问题。利用钛蓝宝石飞秒激光器搭建了FLEET测速系统,分析了流场中的N₂分子在飞秒激光激发下的电子荧光光谱;基于FLEET测速系统,在射流剪切装置上开展了剪切流场速度测量实验,通过调节高速通道的流量/压力获得了不同速度分布的流场,开展了不同流场速度（30～170 m/s）下的FLEET测速实验;研究了延迟时间对流场速度测量的影响。结果表明:随着延迟时间增加,荧光图像会由于等离子体的扩散而发生弥散;FLEET荧光信号衰减会使信噪比有所降低,但不同延迟时间下得到的流场速度分布形态基本一致;FLEET技术在有效荧光寿命范围内具有足够的准确性应用于剪切流场速度测量。     

平板表面射流摩擦力场液晶涂层法测量与显示

为了研究剪切敏感液晶（Shear Sensitive Liquid Crystal，SSLC）涂层在不同气流速度下用于测量和显示壁面摩擦力场的能力，应用SSLC涂层对不同速度下平板表面亚声速射流的摩擦力矢量场进行了测量，对带有激波单元的超声速射流摩擦力场及其动态特性进行了流动显示。研究结果表明:在定量测量方面，SSLC涂层能够在宽量程范围内快速、高分辨率地测量射流摩擦力矢量场，可用于射流摩擦力场随射流速度的变化特性研究；在流动显示方面，SSLC涂层可用于显示超声速射流的菱形激波单元等流场结构及其动态变化特性。     

铝-铝超高速撞击气化产物运动特性测量与分析

根据超高速撞击条件下气化产物的产生机理和辐射特性,设计了获取气化产物冲击波运动速度的序列成像测量方法,并在超高速碰撞靶上开展了直径4.5 mm铝球以6 km/s左右速度撞击2A12中厚铝板的试验,测量得到了撞击气化产物冲击波的运动序列图像,对撞击气化产物冲击波运动半径、速度、气化产物总能和波后流场参量分布等进行了定量分析,获得了铝-铝超高速撞击气化产物的运动特性。研究表明:设计的测量方法能很好地获得撞击气化产物冲击波不同时刻的位置信息,可为分析气化产物运动特性提供数据支持;测量所得气化产物冲击波运动半径随时间变化关系与Taylor点爆炸模型拟合结果相符,证明了该模型理论可用于超高速撞击气化产物运动特性相关研究。     

高超声速球模型尾迹电子密度试验研究

在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上利用电子密度测量系统进行了高超声速钢球模型、铜球模型尾迹电子密度测量.电子密度测量系统由8mm微波干涉仪系统、开式微波谐振腔测量系统和闭式微波谐振腔测量系统组成.钢球模型直径φ10mm,速度分别为5. 8、5. 5、5. 6和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为2. 79、5. 32、5. 85和10. 91kPa.铜球模型直径φ10mm,速度分别为5. 6、5. 6、5. 7和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为1. 33、4. 79、5. 89和10. 91kPa.结果表明:(1)在压力5. 3~1lkPa范围内、速度约5. 5km/s试验条件下,压力越高,钢球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较快;(2)在压力1. 3~6kPa范围内、速度约5. 6km/s试验条件下,压力越高,铜球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较慢;(3)在压力约10. 7kPa、速度5. 5km/s试验条件下,铜球模型的尾迹电子密度衰减速度比钢球模型慢得多.     

航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。     

粘性相互作用对高焓激波风洞实验段自由流静压测量影响的分析

通过理论分析、实验测量和数值模拟,研究高超声速粘性相互作用对实验段自由流静压测量的影响.研究表明:由于粘性相互作用,高焓激波风洞实验段平板静压测量值远高于实际自由流静压.在热化学非平衡流情况下,经典的粘性相互作用参数和经验公式具有局限性.     

200犿自由飞弹道靶升级改造

200m自由飞弹道靶是国内唯一一座具备开展气动力、气动物理、材料抗粒子云侵蚀及超高速碰撞等地面试验研究的综合性弹道靶设备。为满足高超声速飞行器发展的进一步需求,2009年起气动中心对200m 自由飞弹道靶进行了升级改造,升级设备包括发射器系统、靶室/真空系统、测控系统、模型姿态测量系统等。改造后的发射器系统将新增203mm和120mm口径二级轻气炮,具备0.5~30kg模型发射速度0.3~5km/s 的发射能力;靶室由原来的Ф1.5m洞体升级至Ф3m洞体,同时配备新的真空设备,实现0~80km高度模拟;测控系统将扩大测试视场以满足大模型测控需要;模型姿态测量系统除阴/纹影照相系统外,还将新增双目前光成像定位系统、脉冲X射线成像测量系统等测试设备。改造后的200m自由飞弹道靶将成为大中小口径发射器配套齐全,兼具气动力特性、材料抗粒子云侵蚀、高速/超高速碰撞等试验能力的综合性弹道靶设备。     

200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术

为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识,中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术,在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置,试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时,脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型,同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算,获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上,建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验,试验环境压力15kPa、速度2.7km/s,根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序,通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数,所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。     

钢球对肥皂靶的撞击试验

为研究投射物对生物体的致伤效应,采用肥皂作为生物体模拟物,开展了Φ3.0mm 的钢球高速(0.96和1.88km/s)及超高速(3.52和4.98km/s)撞击肥皂靶的试验,获得了肥皂靶在钢球撞击下的损伤特征及其破坏规律。结果表明:高速试验条件下,钢球对肥皂靶的损伤主要表现为贯穿效果;超高速试验条件下,钢球撞击肥皂靶形成大尺寸半球形弹坑,其对肥皂靶的损伤表现为2个方面:一是大尺寸弹坑导致的“体积移除”,二是受超高速撞击的强烈冲击波影响,肥皂靶的破坏区域大于弹坑区域。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心超高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(犕犪=5.65),单位雷诺数4.32×107~1.20×108 m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm 之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焙激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索.风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km/s.实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验.实验结果表明:烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度.