高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

压缩拐角流动中G?rtler涡特性及热流分布实验研究

对高超声速压缩拐角流动中G?rtler涡特性及热流分布进行了实验研究.开发了温敏漆（temperature sensitive paint,TSP）系统,简要介绍了TSP技术的原理、文章所用的TSP涂料的标定曲线、辅助设备参数、实验过程数据后处理过程,采用基于离散Fourier定律的热流算法.研究在Ma=6低噪声风洞中进行,采用TSP技术,得到压缩拐角斜坡板上的热流分布图像,并对高低热流条带现象做出解释,与G?rtler涡有对应关系.通过改变拐角角度及来流参数,获得了不同拐角和单位Reynolds数条件下的热流分布图像,分析得到压缩拐角斜坡上G?rtler涡特性及热流分布在变参数条件下的变化规律.研究发现:当增加拐角角度或增大单位Reynolds数时,G?rtler涡的波长减小,且涡的起始位置更靠近拐角;随单位Reynolds数增加,斜坡上热流值整体增加,热流峰值位置前移;峰值位置后,热流缓慢减小的区域与G?rtler涡位置相对应.      

钝前缘梯形翼高超声速风洞颤振试验

为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性,获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算,采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型,在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9 mm厚钝前缘梯形平板翼,采用夹层设计:中间层为钢板,提供模型主要刚度和质量特性;两侧为泡沫,起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段,试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数,通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点,采用小波时频谱分析时域响应,结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型,并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析,研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响,并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为,计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差,但即便在计算中考虑上述因素,计算结果与试验值仍存在较大偏差.      

高超声速条件下7°直圆锥边界层转捩实验研究

在Ma=6低噪声风洞中开展了半锥角7?的直圆锥边界层转捩相关实验研究.利用响应频率达到MHz量级的高频压力传感器对圆锥壁面脉动压力进行了测量,研究了高超声速圆锥边界层中扰动波的发展过程.结果表明:高超声速圆锥边界层中第二模态扰动波产生的位置以及扰动波特征频率和波长等参数受雷诺数影响较大,当单位雷诺数从2×106m~(-1)增加到8×106m~(-1)时,第二模态波的特征频率从55 k Hz增加到226 k Hz;随着单位雷诺数增加,边界层中扰动增长速度加快,第二模态波出现在圆锥表面更靠近上游的位置;相同单位雷诺数条件下,随着第二模态波的向下游传播,其特征频率逐渐减小.通过对比发现自由来流湍流度对边界层中扰动波的发展同样有较大影响,自由来流湍流度降低,边界层中的第二模态波的特征频率明显减小.利用互相关分析得出第二模态扰动波在边界层中的传播速度大约为当地主流速度的0.8—0.9倍.在1?小攻角条件下,圆锥迎风面和背风面边界层发展呈现出明显的差异,背风面边界层中扰动发展提前,第二模态波出现在更靠近上游的位置,而迎风面中扰动发展受到抑制,第二模态波特征频率更大.     

一种测量空气比热容比的实验方法

通过介绍声音在空气中的传播速度与空气比热容比的关系,提出了通过测量空气中声速得到空气比热容比的实验原理与方法．     

基于单片机多谱勒效应实验仪的设计

介绍了用单片机设计多谱勒效应实验仪的电路组成和典型电路,电路简洁,操作方便,成本低,教学效果好。     

参考焓值法在高速槽道湍流中的修正

利用高来流马赫数为3, 5, 6, 7, 10的槽道湍流直接数值模拟(direct numerical simulations, DNS)数据, 评估和修正经典的参考焓值法. 研究表明在高来流马赫数槽道湍流中, 经典参考焓值法预测的壁面热流与DNS结果相差很大, 需要作适当的修正.修正参考焓值法Ⅰ和Ⅱ的预测结果明显优于经典参考焓值法;并且修正参考焓值法Ⅱ更加适用于高马赫数流动, 其壁面热流与DNS结果的相对误差在10%以内. 同时, 修正参考焓值法Ⅱ的普适性在超声速燃烧室隔离段热环境试验中得到了验证.     

长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究

地面试验是先进高超声速飞行器研制的主要手段之一,获得满足高超声速气动实验研究的长时间高焓气流是发展激波风洞技术的关键难题之一.依据反向爆轰驱动方法,针对满足超燃试验有效时间的要求,讨论了爆轰驱动激波风洞运行缝合条件匹配、喷管起动激波干扰控制和激波管末端激波边界层相互作用等因素对激波风洞试验时间的制约及其相应的解决方法.应用这些延长试验时间的激波风洞创新技术,成功研制了基于反向爆轰驱动方法的超大型激波风洞,试验时间长达100ms,并有复现高超声速飞行条件的流动模拟能力.      

建设高温气体动力学国家重点实验室支撑我国高超声速科技发展

高温气体动力学国家重点实验室(筹)(State Key Laboratory of HighTemperature Gas Dynamics, LHD)以空天科技发展为主要背景,致力于高温气体动力学的基础学科研究,以支撑我国高超声速技术发展的需求.LHD是20世纪50年代末在钱学森和郭永怀先生建立中国科学院力学研究所气动科研力量和学科方向的基础上发展壮大的,作为中国科学院重点实验室正式成立于1994年. 十几年来,在俞鸿儒院士的指导下, LHD以创新求发展,逐步建设成为理论、实验和数值模拟研究相结合、装备配套的高温气体动力学开放研究基地.1998年、2004年和2005年,LHD先后多次以优良成绩通过中国科学院或国家重点实验室评估.特别是在2009年的中国科学院重点实验室评估中,在20个数理领域的重点实验室中取得了排名第一的优秀成绩.      

近空间飞行器的气动复合控制原理及研究进展

简单回顾与讨论了在飞行器穿越大气层时,使用气动复合控制方案的必要性与可能性.其中最复杂情况为发动机喷流推力与舵面空气动力共同使用所形成的复合控制.喷流与外流相撞引起的强干扰形成了十分复杂的干扰流场,文中介绍了复杂流动形成的原因、流场结构的特点以及干扰引起的流场改变影响了飞行器性能的预估.基于3种研究途径:理论建模与数值模拟技术、地面试验模拟技术、飞行试验技术的研究,以及它们的发展及互相验证, 用来预估飞行器的性能.为了保证地面模拟与真实飞行之间存在相似关系, 研究相似准则的作用,及分析目前的模拟能力, 涉及到许多空气动力学界至今尚未解决的难题,为了解决这些困难对今后的研究及应用提出了多方面的需求.