带超声速气膜高超声速光学头罩气动光学效应抑制实验

高超声速（Ma_∞=6.0）炮风洞中带超声速（Ma_c=3.0）喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差（bore sight error,BSE）与喷流压比（pressure ratio of jet,PRJ）之间近似呈正相关.在有喷流的情况下,压力匹配时瞄视误差相对比较小,并且喷流压比对气动光学高阶畸变的影响不显著.微型涡流发生器（micro vortex gene-rator,MVG）对瞄视误差影响不明显,但是对气动光学高阶畸变的影响较为显著.基于波前互相关结果,施加微型涡流发生器之后,波前结构尺寸从0.2A_D减小为0.1A_D.结构尺寸的减小较为有效地抑制了气动光学高阶畸变并且提高了波前的稳定性.      

超声速气膜气动光学效应与Reynolds数相互关系实验研究

目前,随着相关项目研究的不断推进,如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台,模拟的单位Reynolds数可以在7.2×106~2.2×108 m-1范围内变化.搭建的基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试系统可以达到6 ns的时间分辨率.此系统测量的平凸透镜波前结果表明:实验测量结果与理论计算结果的误差在±4%以内.通过测量9种不同Reynolds数下的超声速气膜瞬态波前数据,分析结果表明:在高Reynolds数条件下,Reynolds数对于超声速气膜气动光学效应的影响比较明显,通过对实验数据进行函数拟合发现OPD_rms∝Re0.88,与推导结果OPD_rms∝Re0.9十分接近;利用小波分析方法研究了高Reynolds数条件下气动光学效应沿流向的分布特征,发现OPD_rms的低频部分（信号的主体）先降低后升高,但是高频部分的震荡幅度先升后降.分析认为OPD_rms的低频部分主要受到流场整体结构的影响,而高频部分更多地受到涡的空间分布影响.      

基于Ramp-VG阵列的超声速混合层流动控制实验研究

利用基于纳米示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术研究了Ramp-VG阵列对超声速混合层流场的控制效果.对流Mach数Mac=0.17.通过比较无控和控制状态下的混合层NPLS图像,发现控制状态下混合层流动速度提高了5％～15％,K-H不稳...     

不同光线入射角度下超声速湍流边界层气动光学效应的实验研究

利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获取超声速(Ma=3.0)湍流边界层的密度分布,采用光线追迹方法计算其对应的光程差分布,并结合边界层气动光学相似律验证实验结果的可靠性.着重研究了光线入射角度对超声速湍流边界层气动光学效应的影响,并对其内在机理进行了分析.研究表明,气动光学效应对光线入射角度的依赖性源于光线在流场中的传输路径,传输路径的不同导致了光线在流场中的传输距离以及对应密度脉动互相关结果的差异.光线倾斜入射导致其在流场中传输距离增长,进而气动光学效应出现恶化.光线入射方向与壁面垂直方向之间的夹角越大,气动光学效应越显著,而且不同时刻的差异性增加,气动光学效应校正的难度增加.超声速湍流边界层中大量具有特定方向的涡结构导致了湍流边界层气动光学效应的各向异性.当光线倾斜向下游入射时,光线传播方向与流场中的涡结构具有较好的一致性,体现为此方向上密度脉动互相关系数较大,故气动光学效应比较严重.而当光线倾斜向上游入射时,相关系数较小,故气动光学效应较弱.     

带控制的超声速二维后台阶流动显示

在Mach数3.4的来流条件下,对二维后台阶流动精细结构开展了实验研究.实验分为后台阶上游无控制加粗糙带扰动及微涡流发生器（micro-vortex generator,MVG）扰动3种状态,采用基于纳米示踪的平面激光散射（nano-tracer based planar laser scattering,NPLS）方法获得了流向和展向切面内的高时空分辨率流动显示图像,并测量了模型表面静压分布.对大量NPLS图像取平均,研究了流场结构的时间平均规律,对比不同时刻的瞬态流场精细结构图像,发现不同状态下的湍流大尺度结构的特征时间.有粗糙带状态相对无粗糙带台阶下游回流区压力更低,而下游压力较高,台阶上游区别不大;受MVG控制后台阶下游附近区域压力突增;MVG对流动的控制改变能力较强,粗糙带能调整台阶上下游附近流动平稳过渡,流场壁面压力没有突变.      

喷流压比对高超声速流场调制传递函数的影响

设计搭建了基于高超声速(Ma=6.0)炮风洞的气动光学地面试验平台,试验对象为带冷却喷流装置的光学头罩模型.利用高速摄像机并结合背景纹影技术获取了喷流压比为0、04、1.0、1.16和1.8五种状态下的光线偏折信息,结合几何光学传递函数理论获取了对应状态下流场的调制传递函数.试验结果表明,喷流压比增大使得流向和展向的调制传递函数包络面积减小,较大喷流压比下流向调制传递函数在2～4 lp/mm区间出现波动现象.     

基于背景纹影的几何光学传递函数测量技术

光学传递函数是评价像质的重要指标,是光学系统设计的重要辅助参数.基于背景纹影技术获取光线通过折射率场的位移场数据,结合马吕斯定理,获取了对应的波前梯度数据.结合光学传递函数计算方法,实现对光学传递函数的获取.利用上述思路完成了对某平凸透镜光学传递函数的测量,并将其与ZEMAX计算得到的光学传递函数进行比较.对比了低频处的实验结果和理论结果,其误差不超过4.0%.分析了误差产生原因并验证了基于背景纹影技术对低通系统进行光学传递函数测量的可行性和有效性.     

高超声速流场成像质量特性及校正方法

光学成像制导飞行器在大气层中以高超声速飞行时，其成像窗口附近强压缩流场的气动光学效应会导致成像过程出现抖动、偏移和模糊，影响制导精度.为研究该问题，搭建了基于高超声速（Ma = 6.0）炮风洞的气动光学地面模拟平台.利用高速摄像机获取了多种喷流压比状态下光学头罩成像图片，研究了成像特性.基于背景纹影技术（background oriented schlieren，BOS）直接获取气动光学畸变的点扩散函数信息，结合Wiener滤波方法对地面模拟平台获取的成像畸变结果进行了校正，并结合灰度分布、峰值信噪比（peak signal-to-noise ratio，PSNR）和结构相似度（structural similarity，SSIM）对校正结果进行了定性和定量评价.成像结果表明，头罩无冷却喷流时成像质量最好，在压力匹配附近头罩成像质量相对于欠压喷流和过压喷流成像质量较好.图像校正结果表明，风洞运行过程中采集的时间序列图像在校正之后所对应的灰度分布情况、PSNR和SSIM都得到提高.      

高速光学头罩气动光学效应研究进展

伴随着飞行器飞行速度的不断增加，高速光学头罩技术具有极大的应用潜力和前景.只是，高速光学头罩在大气层中飞行，受到气动光学效应的影响，成像目标会出现畸变、抖动、模糊和能量衰减，影响成像精度.通过对数十年来高速光学头罩流体力学和气动光学效应的总结和梳理，初步构建了高速光学头罩气动光学效应相似准则模型.归纳了气动光学效应抑制的主要技术路线以及目前已经开展的一些工作.最后总结和讨论了高速光学头罩气动光学效应关键技术难点及未来的发展趋势，可为今后的气动光学效应研究提供一些参考和帮助.      

超声速气膜冷却时的光学性能优化设计

高速飞行器在大气层中飞行时,其光学头罩承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是冷却气体和主来流形成的混合层会引起光束退化,影响成像质量。为减少光束退化,优化超声速气膜冷却时的光学性能,基于混合层折射率和压力同时匹配设计思路,提出了两种设计方法,即配置特定温度的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法和配置特定组分的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法,并对设计方法的可行性和有效性进行了验证。模拟证明,后一种方法在外部流动参数不变的情况下,冷却气体的组分构成仅与其喷流静温有关,为气膜的冷却性能和光学性能同步设计奠定了基础。