基于变形镜的气动光学效应仿真实验研究

基于高速飞行器流场光传输数据和变形镜系统,提出了一种气动光学效应半实物仿真方法。根据流体力学、统计、几何和物理光学等理论,建立远场目标的光学传输模型,获得气动光学效应引起的目标光波的波前畸变数据,控制变形镜系统调制光波来仿真生成畸变。完成了初步验证,建立了一个超音速飞行模型(马赫数Ma=5)并进行了仿真实验,计算了实验的波前仿真误差,并分析了成像偏移和模糊特性。对高速飞行中的气动光学效应进行仿真,在实验室条件下实现对相关成像系统性能和校正技术的测试。     

气流加热对气动光学效应的影响

以光束穿过三维高速流场为物理模型,研究了由于辐射加热气流对流场的干扰及激光束穿过流场后光束远场的分布。应用二维哈特曼波前测量系统,对高功率光束在风洞高速气流传输中的气动光学效应进行了测量。结果表明,气流未电离情况下,激光与高速气流相互作用对气流的温度、密度等参数影响很小,通过该区域流场的光束波前基本没有变化。     

带喷流超声速光学头罩流场气动光学畸变试验研究

超声速光学头罩在大气层内飞行时, 需要在光学窗口表面顺来流方向进行喷流冷却, 致使窗口上方流场更为复杂. 目标光线穿过窗口上方流场, 受到激波、膨胀波、混合层、湍流边界层等流场结构引起的变密度场影响而产生波前畸变, 导致成像出现偏移、抖动、模糊等气动光学效应. 本文对马赫数3.8来流条件下有无喷流时超声速光学头罩流场引起的气动光学波前畸变进行了试验研究. 基于纳米示踪的平面激光散射技术, 首先对流场图像进行密度校准获得高时空分辨率密度场, 然后采用光线追迹法计算得到波长532 nm平面光波垂直于光学窗口穿过流场后的光程差(optical path difference, OPD)分布, 并对窗口上方近壁区有无喷流状态的流场结构引起的 OPD分布进行了研究. 发现无喷流时, 流场结构相对较为简单, 窗口上方有较长的回流区和层流区, 而有喷流时窗口上方出现复杂的剪切层、混合层及湍流边界层, 流动很快就转捩为湍流结构, 其引起的气动光学畸变要明显高于无喷流状态. 无喷流状态相隔5 μs的流场引起的光程差均方根值分别为0.0348 和0.0356 μm, 有喷流状态的光程差均方根值分别为0.0462 和0.0485 μm. 关键词： 超声速 喷流 气动光学 光程差     

大幅面气动光学波前畸变场测量与重构EI北大核心CSCD

各类高速飞行器所装备的光电成像探测与侦察系统、光电跟踪瞄准系统、定向能攻击武器和光通讯系统,都需要开展气动光学波前畸变场测量与校正技术研究。为此,提出大幅面气动光学波前畸变场测量与重构方法,将光束偏折位移场测量值转化为光束从摄影中心出发穿过扰流区到人工点的光程差,并研究了Zernike多项式阶数与波前畸变重构精度的关系。2m超声速风洞中某跨大气层飞行器模型实验结果表明:该方法可以定量测量波前畸变场,测得机头与机翼的斜激波所致的波前畸变结构正确。该方法光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源,为气动光学效应的测试及校正技术的研究提供了新途径。     

基于背景纹影波前传感技术的气动光学波前重构与校正

背景纹影波前传感(backgroud oriented schlieren based wavefront sensing, BOS-WS) 是利用背景纹影技术测量光学波前二维分布的新型实验手段, 可定量测量光线通过干扰场后产生的光学畸变并给出光程差. 为了利用BOS-WS技术获得光线因气动光学效应产生的畸变信息, 并通过已知畸变信息还原原始图像, 进而探索一种新型的超声速成像制导方法, 本文通过理论分析, 验证了利用背景纹影技术测量光学波前的方法, 探索了利用已知波前信息预测畸变位移场以及利用已知位移场进行波前重构的计算方法. 通过数值模拟比较了一阶梯形积分算法和Southwell方法在波前重构上的误差大小和结果合理性, 并通过误差分析证明了Southwell方法更加精确合理. 通过蜡烛火焰上方流场畸变实验和透镜对波前的扰动实验, 创造性地探索了利用已知光学光程差还原畸变位移场及用其校正畸变图像的方法, 并通过验证性实验证明了校正方法的有效性.     

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.      

高功率激光装置中局部波前畸变的非线性传输

 根据高功率激光装置中强激光束传输的特点，建立了描述光束通过光学元件时引入的局部波前畸变模型，并利用纹波传输的线性化处理方法，研究了带有局部波前畸变的高强度光束的传输规律。以一个连续的非增益激光介质为例，用该模型进行数值模拟，给出了不同空间尺度的局部波前畸变的频谱分布、不同空间频率的纹波引起的振幅非线性增长曲线、不同B积分的非线性增益随光束传输距离的变化曲线,光束振幅非线性增益达到最大时光束的传输距离和标准传输距离不同时由局部波前畸变引入的振幅分布。研究表明为了防止光学元件损坏，应避免光学元件表面出现半径为0.5~2.0 mm的局部瑕疵。     

涡旋光波前畸变校正实验研究

涡旋光在大气湍流中传输时会发生波前畸变,故需要进行波前校正。相比于传统的带有波前传感器的自适应光学校正系统,采用随机并行梯度下降算法的无波前传感器的自适应光学校正系统具有硬件实现简单、对光强闪烁等复杂环境的适应性好等优点。仿真结果表明:该系统对单模涡旋光和多模复用涡旋光都可实现波前畸变校正,能提高模式纯净度。实验结果表明:经校正,单模涡旋光的光强相关系数可提高至0.85左右,多模复用涡旋光的光强相关系数可提高至0.72左右,单模涡旋光波前畸变的校正效果优于多模复用涡旋光。仿真和实验结果均表明,采用随机并行梯度下降算法的自适应校正技术可有效实现涡旋光波前畸变校正。     

自适应光学系统中波前重建的快速求解

当激光在大气中传输时,光通道中介质折射率的随机变化,引起激光波前的畸变,导致激光的扭曲、畸变,降低了光学系统的性能.波前畸变可以由自适应光学进行补偿、校正.为了进行实时补偿,补偿必须能快速响应波前畸变的信息.基于这一思想,文章对有关波前重建的三种基本方式进行研究.利用变化矩阵的稀疏特性,根据各自的特点发展了存储单元少、反映速度快的计算方案.并分别对不同形状的波前进行了重建,以示对方案的检验.     

可压缩混合层流场光学效应分析与实验研究

利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error, BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论. 研究结果表明: 在可压缩混合层中影响时均BSE的特征参数主要有 对流马赫数、雷诺数、自由流与混合层界面剪切应力、自由流速度比和密度比等因素; 采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的关系. 关键词： 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数     

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超...     

Flow field study in the T-313 wind-tunnel test section for M = 7

Results of a numerical and experimental study of flow-field characteristics in the test section of the T-313 supersonic blow-down wind tunnel of ITAM SB RAS at Mach number M = 7 are reported. The distributions of local Mach numbers, stagnation temperatures, static pressures, angles of flow deflection from the test-section axis were analyzed. For comparison, distributions of Mach numbers across the flow at several stations at M = 5 and 6 are reported as well. We show that, in the T-313 wind tunnel, two-dimensional nozzle inserts can be used to perform experiments at M = 7.     

Detached shock waves around cylinders flying at mach number ranging from 1 to 2

Using a ballistic range with a small single-stage powder gun, characteristics of detached shock waves around cylindrical projectiles were investigated. The detaches shock waves were analyzed quantitatively by visualization method. The projectiles were made of steel, with a diameter of 5.56 mm and with a mass of 1.77 g. The projectiles were ejected into the test section of the ballistic range at supersonic speeds. Direction-indicating color schlieren method (DInCS) was used to visualize the flow field. The stand-off distance of the detached shock waves and the shape were obtained as the function of Mach number. The functions were compared with the results obtained by wind tunnel experiments. Analyzed images provided the quantitative information on shock shapes. The results were as follows: (1) the stand-off distances of the detached shock waves have been shown as exponential functions of Mach number; (2) the shapes of the shock waves have been found as quadratic functions of Mach number. The differences in the functions between this paper and a wind tunnel test were shown.     

使用叠栅层析技术测量超音速风洞中的非对称复杂密度场

使用叠栅层析技术解决超音速风洞中复杂密度场的测量难题。应用高灵敏度叠栅偏折仪和间隔角度旋转模型的方法获取超音速风洞中流场的多方向叠栅条纹图。层析计算中使用一种新的偏折角修正迭代的叠栅层析算法,该方法可以实现对有限角采样和包含遮挡物的非完全数据重建,迭代过程中结合内边界平滑滤波提高重建精度。实验中获取了马赫数为2.52的超音速风洞中9幅不同采样角的条纹图,经过50次迭代计算后重建出膨胀波区非对称密度场的截面分布,并对测量结果和误差进行了分析和讨论。使用计算流体力学技术对该密度场进行建模和计算,验证了叠栅层析重建结果的正确性,证实了该技术在测量复杂流场领域的重要价值。     

超声速平板圆台突起物绕流实验和数值模拟研究

高速飞行器表面不可避免的存在突起物并形成复杂流场, 从而引起飞行器气动特性和热载荷的变化; 同时, 突起物是流动控制的重要方法之一, 合适的突起物形状及安装位置对于改善冲压发动机进气道性能有重要意义. 本文采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)研究了马赫3.0来流边界层为层流的平板上三个不同高度圆台突起物绕流流场, 主要关注了突起物后方的尾迹边界层, 并采用高精度的显式五阶精度加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)离散求解Navier-Stokes方程模拟了该流场. 获得了超声速圆台绕流精细流场结构, 观察到突起物后方尾迹区域边界层发展的过程. 结合实验和数值模拟结果可以发现, 当圆台高度接近或者小于当地边界层厚度时, 突起物对边界层的扰动非常弱, 圆台后方尾迹边界层能够维持较长距离的层流状态, 在边界层转捩阶段也有清晰的发卡涡结构出现; 反之, 边界层受到的扰动明显增大, 在突起物后方很快发展为湍流; 风洞噪声对本文研究圆台引起的边界层扰动有一定影响, 实验获得的边界层转捩位置要比数值结果靠前. 基于NPLS流场图像, 采用间歇性方法分析了圆台突起物后方边界层的特性, 对于高度大于边界层厚度的圆台其间歇性曲线较为接近并且更加饱满, 边界层的脉动也更为强烈.     

脉冲电子束荧光技术测量稀薄流场速度研究

脉冲电子束荧光测速技术是一种直接测量稀薄流场速度的非接触手段,以Φ0.3 m高超声速低密度风洞Ma=12型面喷管为对象,在总压2 MPa、总温650 K的状态下,测量了喷管出口150 mm截面的径向速度分布,各点的7次测量结果表明重复性偏差约为10％,最大相对不确定度为4％,中心位置的速度与Pitot管测压技术、Ray...     

Application of “POLIS” PIV system for measurement of velocity fields in a supersonic flow of the wind tunnels

Measurement results on the mean velocity fields and fields of velocity pulsations in the supersonic flows obtained by means of the PIV measurement set “POLIS” are presented. Experiments were carried out in the supersonic blow-down and stationary wind tunnels at the Mach numbers of 4.85 and 6. The method of flow velocity estimate in the test section of the blow-down wind tunnel was grounded by direct measurements of stagnation pressure in the setup settling chamber. The size of tracer particles introduced into the supersonic flow by a mist generator was determined; data on the structure of pulsating velocity in a track of an oblique-cut gas-dynamic whistle were obtained under the conditions of self-oscillations.     

强梯度复杂流场中的粒子动力学响应试验研究

示踪粒子在(高)超声速流场中的动力学响应是粒子成像测速等粒子示踪测量技术的关键问题之一.现有文献对粒子动力学响应的试验测量往往是通过单个斜激波响应的测量方法.然而,当示踪粒子用于测量高速飞行器发动机内部复杂的激波串流场时,粒子将经历由多道激波导致的速度、压力、黏性等剧烈变化.本文结合目前(高)超声速飞行器的研究热潮,重点关注示踪粒子在应用于发动机内部具有连续激波的复杂流场测量中存在的跟随性评估方面,开展了一系列的相关试验研究.包括测量超声速风洞的喷管出口速度分布以验证测试系统的性能,在马赫4.2和3.0流场中测量了粒子对二维10°和15°单斜劈绕流中的斜激波动力响应,并测量了模拟发动机内部连续梯度的双斜劈粒子斜激波动力响应.结合粒子动力学的理论模型,得到了各状态的粒子弛豫时间、弛豫距离、Stokes数.基于图像方法、统计学规律分析了激波非定常抖动对测量结果的影响,并对测量结果进行了修正.结果显示,相同斜劈角度下,马赫数越高,粒子的弛豫时间、弛豫距离就越大.但是在相同的来流马赫数下,斜劈角度越大,粒子的弛豫时间、弛豫距离反而减小.在强梯度之后由于流场的雷诺数和黏性系数变化剧烈,粒子的跟随性降低了大约5.7%,stokes数增加了约1%.虽然在本文条件下Stokes数仍满足超声速流场对粒子跟随性的要求,但粒子响应的降低无疑是值得关注的,尤其是当其被应用于具有更多连续梯度的复杂流场测量中.