正弦波型高频动态压力光学校准系统及其应用

动态压力是气动部件表面的关键气动参数。光学压力敏感涂料（PSP）测量技术在测量气动部件表面动态压力方面具有全域测量、不影响流场自身的优势，而光学压力敏感涂料的动态响应特性则是进行动态压力测量的决定性因素。基于声学驻波管原理，自主设计并组建了正弦波型高频动态压力光学校准系统，主要包含有驻波管型校准舱、声源、激光源、高频压力传感器、光电倍增管以及测控系统。对动态压力光学校准系统及某新型快响压敏涂料的实验结果表明，所组建的动态压力校准系统可产生最短响应时间12.5 μs、最大压力幅值为4.37 kPa的正弦型动态压力，其有效动态频响范围为0.4~20.0 kHz（50 μs~2.5 ms），不确定度小于0.004 9%；校准系统合理的光路布局可进行快响压敏涂料动态特性的校准，所测涂料可用于动态频响不高于9.1 kHz（响应时间为109.9 μs）的非定常流场的压力测量。     

压力波对垂直管低温气液掺混冷凝的影响

为了分析高压补燃液氧煤油发动机氧泵间管内气液两相掺混冷凝及其压力波传播过程,建立了可产生压力扰动的垂直管低温气液两相掺混实验系统,以氧气/液氧为实验工质,开展压力波对垂直管内低温气液两相掺混冷凝的影响研究,获得了不同压力波频率和氧气流量工况下的掺混图像,分析结果表明:压力波会使发散流型由微弱振荡冷凝向间歇振荡冷凝转变,使椭圆流型由稳定冷凝向振荡冷凝转变;在0~52 Hz不同频率压力波作用下,发散流型最大轴向冷凝长度与掺混孔径之比在10~30之间,椭圆流型的比值在8~15之间变化;压力波对气相摆动频率起主导性和正相关性的影响。     

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

前缘半径对两个尺度三级压缩楔流场结构影响研究

为研究前缘钝度及模型尺度对流场结构的影响,采用了长度为0.3 m和0.6 m的三级压缩楔模型,前缘半径分别为0,0.5,1,1.5,3 mm,在0.6 m激波风洞中利用高速阴影摄像获得了系列流场结构照片,清晰地显示了激波结构。试验条件为马赫数5.98,总温670 K,总压6.56MPa。数据结果表明,随着前缘半径的增加,第一道激波角增大,第二和第三道激波角减小;存在明显的模型尺度影响,在同等钝度条件下(尖前缘除外),两个尺度模型的第一道激波角相差迭0.4°,第二道和第三道激波角最大可相差0.5°。流场照片显示,在拐角处存在激波边界层干扰,造成第二、三道激波根部弯曲,随前缘半径增加,弯曲程度和影响区域增大。     

有源对消隐身系统设计研究

针对有源对消隐身要求的系统延时短、反应速度快、信号参数测量和对消波幅相控制精度高的特点,设计了一个基于相控阵技术、数字射频存储器(DRFM)和现场可编程门阵列(FPGA)的有源对消系统。为了解决目标雷达散射截面计算量太大、不能有流水线延迟和难以实现实时计算等问题,采用离线计算的方法,预先建立目标的全向雷达散射截面(RCS)数据库、杂波数据库和噪声数据库,由FPGA根据测得的雷达信号参数在数据库中查找到相应的目标回波数据,实时调整对消波的幅度和相位,使对方的雷达接收机始终处于合成方向图的零点。最后通过仿真计算验证了该设计方案的有效性。     

喷射角对超声速燃烧室掺混和燃烧的影响

针对壁面喷射方式,分别在冷态喷流和燃烧工况下探讨了喷射角的变化对超声速流场中的燃料掺混效果及燃烧效率的影响。研究表明:采用带角度喷射能明显减弱壁面垂直喷射导致的强激波,减小激波/边界层干扰带来的总压损失,在燃料掺混特性方面,减小喷射角会降低近场穿透距离,减弱近场的掺混效果,而对中场的穿透深度及掺混效果影响不大,但带角度喷射的远场的穿透深度及掺混不如垂直喷射。所以垂直喷射时,虽然更多的燃料和空气发生掺混,燃烧效率要高于带角度喷射的,但会以牺牲很大的总压为代价,所以在工程中建议采用带角度喷射配合其他喷射方式。     

基于样条拟合和双向滤波的助推段弹道估计

三次B样条拟合在助推段弹道估计中应用广泛,但存在弹道两端点邻域估计误差过大的问题.通过对B样条基函数矩阵的特性进行分析,发现其原因为端点邻域估计时能利用的有效观测数据最少.因此,提出一种基于样条拟合和双向滤波相结合的弹道估计策略：首先将双星观测数据利用无迹变换转换为等效位置观测;然后利用三次B样条拟合弹道;最后基于一种自适应卡尔曼滤波器,采用双向滤波策略改善样条拟合的端点估计精度.仿真结果表明：组合方法使样条拟合的端点估计误差减少40％,同时使估计弹道更平滑.此结果满足实时性要求.     

水汽对折光修正精度的影响分析

针对当前部分折光修正的工程应用常常忽略水汽影响的现状,选取了国内4个不同地域的气象站点,基于1995年的数百组历史气象探空数据,利用射线描迹法分别仿真计算包含水汽和忽略水汽2种情况下由于大气折射引起的测距误差和测角误差,并对这4个站点不同仰角和不同时间的测距偏差和测角偏差进行统计分析,结果表明：水汽是构成测量残差的一个重要误差源,对于精度要求较高的折光修正系统,水汽的影响不能忽略.该分析结果可为其他需要考虑大气折射效应影响的高精度光学测量工程领域提供参考.     

毫米波G波段的反射式准光环行器

为建立毫米波测试系统以及解决高频段的测试问题,研究了毫米波G波段(140-220GHz)的准光环行器。采用的反射式设计能够方便地调整偏置磁场,从而降低铁氧体厚度等参数的要求,由此合理优化器件的多层介质模型。实验中搭建了准光学的测试平台,建立准光学的测试方法,并研究了该频段的介质特性。频段170-195GHz上的测量结果显示,G波段的反射式环行器在8%的相对带宽上,隔离度大于20dB,插入损耗小于3.6dB。研究表明,反射式环行器放宽了设计参数的允许偏差,适合在高频段系统中应用。     

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明：该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。