导管内塞式量热计热流测量实验及数值模拟研究

对电弧风洞中超声速湍流导管内塞式量热计进行改进,采用测热端与校测件线接触的量热计和测热塞块边缘与校测件有0.4mm 缝隙的量热计。与传统的塞式量热计热流测量值进行对比,实验结果表明,在低压、低冷壁热流条件下3个量热计输出特性较接近;而随着压力、冷壁热流的增加,线接触量热计测量值略有降低,而测热端与校测件有缝隙的量热计测量值大幅增加。最后,通过数值研究了缝隙内的流动对热流测量的影响,同时,模拟了其它来流条件不变时来流马赫数对缝隙内流动的影响。     

高温壁面热流与温度一体化测量传感器研究

为了测量超燃冲压发动机燃烧室的热环境,从Gardon热流计原理出发,发展了一套水冷热流/壁温一体化测量技术.采用热阻分析方法,对传感器的热结构进行了分析与优化设计.测试了多种隔热与外壳材料对传感器响应特性的影响.通过辐射加热方式对传感器进行了标定,获得了热流/电压、壁温/热流的标定曲线.采用该传感器,在模拟马赫数6、总温1800K的来流条件下,对超声速燃烧室的热环境进行了初步测量,获得了与传热分析相一致的结果.     

球锥形罩体热力耦合试验方法研究

本试验方法是在燃气流试验设备产生的高温超声速自由射流流场热环境中,针对燃气流施加的力载荷模拟量不足的情况,设计了一套外力加载装置模拟大攻角变轨机动飞行时所承受的横向气动力,解决了本试验装置在高温环境下的力载荷模拟问题,并成功进行了球锥形罩体的热力耦合试验,本文内容对于类似的高温热力耦合试验具有重要的参考价值。     

不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究

对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。     

屏蔽罩和微射流对超声速冲击射流的降噪研究

利用实验手段研究了超声速冲击射流在屏蔽罩或微射流控制下的流场和声学特性.远场噪声测量结果表明,对于超声速射流利用微射流或者屏蔽罩方法,不仅可以明显地消除冲击单音,而且还可以降低宽频噪声.为了理解这两种降噪控制方法的物理机理,利用粒子图像测速技术(PIV)检测了有无控制方法时的流场情况.PIV结果显示,对于超声速冲击射流当有屏蔽罩或微射流时,流场中的大尺度结构明显地减少了.说明这两种方法都能削弱超声速流场中反馈环的形成,因而降低了超声速冲击射流的不稳定性.     

利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究

在FL-26y风洞中利用M1.4喷管和开孔壁试验段进行了实现低超声速流场的实验研究工作.通过实验研究验证了利用M1.4喷管在开孔壁试验段上建立起的低超声速流场的流场品质能够满足国军标合格指标的要求.实验还考察了不同稳定段总压、驻室抽气量等开车参数以及不同试验段扩开角、主流引射缝开度和开孔壁开孔率等洞体条件对流场的影响,为2.4m×2.4m跨声速风洞增设M1.4喷管,拓展该风洞试验马赫数的范围,使其具备M1.4的低超声速试验能力提供了技术支持,同时也为该风洞在下一阶段正式开展M1.4流场调试提供了可供参考的调试参数.     

NPLS技术及其在高速飞行器气动研究中的应用

近年来,与高速飞行器相关的超声速/高超声速流动受到了极大关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验研究提出了挑战。纳米示踪的平面激光散射技术（NPLS）是2005年由作者所在的研究团队研发的非接触光学测试技术。它能够获得超声速三维流场的某个剖面的瞬态流动结构,并且具有较高的时空分辨率。目前,许多研究结果表明NPLS是研究超声速湍流的一项非常有效的技术。近年来,作者应用 NPLS 技术在超声速湍流研究中取得了较大的进展,并且基于NPLS开发了其它几种技术,比如基于 NPLS 的密度场测量技术（NPLS-DT）,能够获得超声速流动的密度场信息并还能进一步得到雷诺应力分布。本文介绍了NPLS技术并回顾了其在超声速边界层、激波/边界层相互作用等流动中的应用。由于能够获得雷诺压力和湍动能等统计量, NPLS技术有望在发展可压缩湍流模型的研究中发挥作用。     

高超声速风洞扩压器试验研究与分析

扩压器是高超声速风洞的关键部件,主要作用是提高出口气流的静压。在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力,并在出口布置尖劈测量出口气流参数,评估扩压器的性能。结果表明：扩压器内的核心流区由于存在逐步衰减的激波-膨胀波系,使气流出现“减速-加速-再减速-再加速”的流动过程;该扩压器能保证风洞正常启动以及试验段流场不受背压的影响;该扩压器的效率与国外类似风洞扩压器效率相当,前室总压较低时,扩压器能起到良好的减速增压的效果,前室总压较高时,扩压器增压效果不明显,扩压器出口气流马赫数偏高。     

水下燃气-蒸汽弹射气-液两相流场数值研究

基于计算流体动力学方法和均质多相流理论,采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程,使用动态网格分层技术模拟导弹的运动,对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比,验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律.结果表明:导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处,汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加发生偏移;燃气-蒸汽在发射筒和弯管截面上存在隔离区和二次流动现象,并且形成不同结构形式的漩涡;弯管受到的最大冲击力出现在0.16s附近和30°~ 60°弯曲角范围内;弹射深度每增加10m,观测点压力增加0.25MPa,弹动时间延迟0.01s.      

超声速与亚声速气膜流动和冷却特性数值研究

以平行入射缝槽气膜冷却为研究对象,开展了主、次流分别为亚声速和超声速流动状态下的气膜冷却数值模拟。计算结果表明：对于主流为超声速、次流为亚声速的气膜冷却,主流热量和动量很快就输运到亚声速次流中,气膜核心区很快被破坏,气膜冷却效率不高;在主流为超声速流动的情况下,施加相同吹风比的超声速冷却次流可将其核心向下游更远的地方输运,与常规的亚声速气膜冷却结构类似。为了获得较高的气膜冷却效率,在主流为超声速流动的情况下,建议施加超声速次流进行气膜冷却。