高超声速钝锥流场红外辐射实验研究

报道了在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展的再入流场红外辐射实验研究. 风洞的试 验状态为：驻室总压19.6MPa, 总焓15.5MJ/kg, 自由流速度约5 km/s. 实验以锑化铟多元红外成像系统为测量手段，以球头钝锥体为试验模型，测量激波层与近尾流中红外辐射功率 的横向分布剖面. 试验数据呈现明显的规律性. 试验结果表明，激波层内壁面附近的红外辐 射功率较小，中间有一区域辐射较大且相对均匀，激波层外缘辐射单调减小；尾流中红外辐 射功率在轴线附近的核心区最大，随着离轴线距离的增大而单调减小.     

高焓风洞自由流中一氧化氮含量的诊断

介绍ＪＦ－１０氢氧爆轰驱动激波风洞自由流中ＮＯ的诊断技术及其实验结果．这里使用的是新研制的紫外波段的动态吸收光谱测量系统．该系统以Ｔｅ元素空心阴极灯为光源,以ＯＭＡＩＶ为探测设备,通过标定,获得一氧化氮 γ带系　　　对 Ｔｅ两条谱线２１４ｎｍ和 ２２５ｎｍ的吸收特性,得到在 ＮＯ低含量时对两条谱线的吸收系数差别很大并呈非线性的特点．利用这两条谱线吸收系数的差值,用“差比法”对新建的高烙爆轰驱动激波风洞中自由流 ＮＯ含量进行了诊断．实验结果表明,在总温 ８５００ Ｋ、总压２１．６ＭＰａ时ＮＯ含量甚微,小于 ４×１０１４分子／ｃｍ３．这一结果说明该风洞自由流处于化学准平衡状态．     

超声速化学反应流动中燃料预喷研究述评

研制基于超声速燃烧的高效吸气式推进装置(运行Mach数在3.5以上)需要寻求改善混合效率的有效机制, 这对于采用常规碳氢燃料(特别是可以增加密度的液体燃料)的装置尤为重要. 延长混合时间的一种途径是在飞行器燃料室的上游喷入部分燃料. 壁面喷射一直是超声速气动力学最具挑战性的课题, 这里包括使比冲损失最小、改善燃料-空气的混合、减少入口段/燃烧室的相互作用以及增进火焰稳定性等. 综述了超声速入口段或燃烧室的隔离器中液体燃料(个别情况下为气体燃料)喷射的研究进展. 在这些研究中, 燃料都是从后掠型细支架尾迹中的壁面处喷射出来的, 动压比很低($q_{\rm {jet}}/q_{\rm {air}}$=0.6$\sim$1.5). 它们涉及入口段和燃烧室的隔离器中单个支架/喷射器的几何结构及其组合方式、各种各样的喷射条件、不同的引射剂, 并且评估了这些因素对于燃料羽流喷散、比冲损失以及混合效率的影响. 述评引用了46篇参考文献.     

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。      

对“湍流通用物理方程”等两篇文章的意见

本文以均匀不可压情况为例,系统地分析“湍流通用物理方程”和“湍流通用物理方程的推导及讨论”等两篇文章所提出的理论,指出“第二种平均”(“第二次平均”)的系综不存在,“湍流力假设”和“有效湍流力假设”不成立,文章采用的封闭手断也不合理,因此所推得的“湍流通用物理方程”及其一维简化,即“规范方程”均不成立;文[2]从这些方程出发,对湍流特性所作的一切分析都失去依据;文中还存在大量不应有的其他错误。     

非平衡流模拟参数ρ∞L有效性的数值分析

在非平衡流相似律现有研究成果的基础上,通过对化学反应特征时间、具体流场区 域热化学状态、辐射输运方程的分析,并结合若干典型算例,讨论双体碰撞反应的非 平衡尺度效应模拟参数ρ∞L对高空高超声速飞行器全流场适用的条件.结果表明,当模拟参数ρ∞L值低于一定范围时, 在高超声速流场非平衡区中离解非平衡起主导作用,此时模拟参数 ρ∞L不仅对全流场的无量纲参数分布有效,而且对流场电离特性、模型气动热特性、分子光谱范围的驻 点辐射谱强度都是有效的.模拟参数ρ∞L的有效性与自由流速度、不同类物理量和流场不同区域均相关: 当自由流速度增加时, 对全场有效的ρ∞L要求ρ∞L 值减小;与无量纲压力、密度和温度相比, 对化学组元特别是离子组元分布有效的ρ∞L所要求的ρ∞L 值更小; 与模型头部区相比, 在身部区有效的ρ∞L所要求的ρ∞L值更小.     

二维高超声速钝体激波层紫外辐射的实验观察

利用光学多道分析仪，在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞上测量了二维钝体驻点的发射光谱．实验结果表明，在200-280nm的波长范围内，辐射主要来自N0的γ系，同时还分辨出了0H的A-X跃迁、N2^ 的B-X跃迁和烧蚀金属的原子线辐射．     

低Reynold数圆柱尾流中混沌运动研究

本文以混沌的观点研究流体湍流.在Reynold数为63—179的范围内,在低湍流度水洞中,在圆柱体尾流中测量速度脉动,获得关联维数、相空间轨迹、谱分布等有用数据,并做了流场显示.实验结果表明,该种开放型流动的早期转捩过程中,存在混沌现象.这有助于进一步认识开放型流动中湍流发生的机制.     

爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展

１前言 随着航天、航空技术的发展,气体动力学的研究领域不断地由亚声速流动到超声速流动再向高超声速流动推进．在航天领域,人们早在１９６１年就已经实现了载人和不载人的高超声速飞行．目前正在以太空探测和开发为目的,研究能水平起飞可重复使用的航天飞机．在航空领域,从１９０３年Ｗｒｉｇｈｔ兄弟实现了速度为 ５６ ｋｍ／ｈ的人类首次飞行后,现在已经成功地设计出飞行马赫数为２～３的超声速飞机．目前正在探索研究飞行马赫数为５～１０的高超声速飞机．航天、航空技术的发展是当前国际上高科技发展的重点领域之一．该领域的研…