高温燃气喷流/主流相互干扰实验研究

报道关于高温燃气自由喷流(热喷流)、燃气喷流/主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果. 其意义在于: 抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型, 为高超声速飞行器防热需求提供实验依据. 实验主流由脉冲风洞提供,燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生. 利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步, 利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似. 实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定; 实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究, 通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场(即干扰流场)3种工况的热流分布. 实验研究发现,热喷流/主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响, 热流峰值较无喷流流场高出一个量级.      

表面台阶引起的高超声速湍流边界层分离

介绍了圆柱、方柱和二维台阶前干扰热流分布及油流和液晶热图的实验结果。来流马赫数Ｍ＿１＝５—９，雷诺数Ｒｅ＝（２—５）×１０￣７／ｍ，台阶高度与边界层厚度比ｈ／δ＝０．０６—　２．５．实验发现干扰压力和热流高峰值出现在台阶前０．１５倍台阶高度处的再附点附近，方柱台阶前压力和热流最高峰值不在中心线上，而在两侧角之内０．５倍台阶高度处附近，结果还表明干扰区几何特征参数，如分离距离、热流峰值和谷值点位置，与马赫数、雷诺数和台阶展宽无关，只随台阶高度线性增加。     

激波管风洞传热测量用的塞形铜箔量热计

一、引言测量瞬时表面热流率的传热器按工作原理可以分为两大类:表面温度计类及量热计类。前者是利用表面温度计测出半无限体的表面温度随时间变化的历史,然后按热传导理论计算表面热流率。后者是利用量热元件吸收传人其中的热量,测量量热元件的平均温度变化率再计算表面热流率。      

S.M.Bogdonoff教授在中国科学院力学研究所讲学

美国普林斯顿大学S.M.Bogdonoff教授于5月19日下午在力学所介绍了他们几年来在湍流边界层分离研究方面取得的进展和今后工作的展望。他们研究的主要对象是四种翼的典型外形(图1)在马赫数3和高雷诺数(10~7—10~8/米)来流条件下产生的激波湍流边界层干扰流场。研究内容主要是干扰流场的平均性质和干扰流场的非定常性。他们用煤油-烟黑油流