摘要：为观察超声速混合过程,设计制造了专用的实验装置.实验结果表明:混合过程的总压损失随两种超声速流的密度比、静温比增大而增加.若密度比、静温比相同或相近时,速度差对总压损失的影响可忽略.但速度差随密度比、静温比增大而增大时总压损失亦随之增大.

摘要：降低风洞气流总温是提高亚、跨声速风洞雷诺数的有效方法。现有采用液氮致冷的生产型低温风洞能满足设计各种新型飞机进行气动试验所需的雷诺数要求，但由于需耗用大量液氮，导致运行费用高昂，此外，排出大量低温缺氧气体还严重影响生态和环境，为此本文提出一种新颖的致冷途径。首先在风洞排气口添置双向式热交换器。利用排气携带的冷量将流入风洞的压缩气体预冷。既回收利用了排气的能量，同时还将排气温度提高。预冷过的压缩气体再通过热分离器进一步将温度降至近冷凝点或使其凝结，分别用作直通型或回流型低温风洞的气源。原理性实验结果及其推算表明：常规风洞使用的中压气源就能满足常压、低温风洞运行要求。

摘要：一种能快速混合均匀的充气装置──双临界喷管充气装置，及其设计、调节、标定方法，经色谱检验结果表明：性能良好，结构简单，适用于各种预混燃烧试验。

摘要：爆轰驱动激波风洞的驱动气体声速较高,擅长模拟高总温、高总压的试验气体.降低驱动气体声速会导致起始爆轰困难,因此在低总温、高总压气体模拟方面能力不足.本研究提出了一种新的高能起爆方法——封闭式点火管,在高浓度氮气稀释的氢氧混气中实现了起始爆轰,成功获得了低声速的驱动气体.通过实验明确了点火管起爆能量的主导因素,给出了封闭式点火管的设计原则.通过实验和计算明确了新方法对激波管/风洞流动过程的影响机理,据此提出了封闭式点火管的使用原则.利用这种新方法获得了低总温、高总压的试验气体,为拓展高超声速飞行条件地面试验能力提供了可行方法.

摘要：薄膜电阻温度计和同轴热电偶是两种常用的瞬态热流传感器,前者灵敏度高,但不适用于气流冲刷严重的场合;后者耐冲刷,但灵敏度较低,且响应特性易受结点细微结构的影响,只适用于高热流环境测量.基于量热计原理,本文提出了一种兼具两者优点的新型瞬态热流传感器.该传感器以金刚石片作为量热片,利用溅射其背面的铂膜电阻测出温度变化,而后由量热计原理得出表面热流.传感器的设计和优化借助了理论分析和数值计算,并讨论了可能引起测量误差的因素及解决方法.激波风洞试验结果表明:新型瞬态量热计灵敏度高耐冲刷,测量结果准确可靠,具有发展潜力.

摘要：激波速度测量是激波管和激波风洞运行状态的一个重要参数,压电传感器或光学方法测速系统成本高,而传统电离探针在激波马赫数较低、波后温度达不到空气电离程度的情况下无法满足实验要求。提出了一种使用同轴热电偶作为测速探针来测激波速度的方法,弥补了电离探针在激波马赫数较低时的不足。介绍了同轴热电偶探针测速原理,并设计了测量激波速度的系统电路。通过信号放大电路锁定激波冲激信号,触发脉冲信号发生电路,实现了一种单通道、多测点的激波风洞测速系统。分别开展以温度与热流为触发信号的风洞实验,结果表明只有使用热流信号才能满足激波测速的时间要求。

摘要：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56km/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.该领域的研究进展将孕育着一个新的高超声速飞行时代.对于像往返于大气层的航天飞行器和在大气层中飞行的高超声速飞机等此类高超声速飞行器,因其飞行马赫数很高,在飞行器的头部将形成强烈的弓形激波,诱导出很大的激波阻力.高马赫数的飞行条件还将造成发动机进气道的高焓值状态和飞行器头部强烈的热传导效应.另外,飞行器周围的空气将被飞行器前的弓形激波加热到很高的温度,从而导致空气分子的振动激发,离解,化合甚至电离,使得空气变成反应介质.这些物理化学现象,将对飞行器气动力、气动热以及飞行器周围绕流的辐射特性产生重大影响,使得由超声速理论预测的高超声速流动带有较大的偏差,这就是所谓的'真实气体效应”.例如:对载人航天飞机大气再入的研究发现,真实气体效应不仅对气动加热有很大作用,而且对飞行器气动力性能亦有重大影响[1].早期的美国航天飞机气动试验数据未考虑真实气体效应,在试飞中出现了配平攻角高出设计值一倍等气动异常现象[2].又如高超声速飞行器再入大气层时尾迹的光电特性,由平衡理论和非平衡理论的计算结果有数倍甚至量级的差别[3].为了开展高超声速飞行器的研究,需模拟飞行器的真实飞行速度和非平衡参数pL(或p2L).这要求风洞气源达到很高的温度和压力,给现有的空气动力学的地面模拟实验设备带来了新的挑战.譬如飞行器速度达7km/s时速,要求气源温度和压力分别达104 K和102MPa以上.即使高性能激波风洞,亦难达到如此高的气源参数,为此需探求能力更强的驱动方式,以提高激波风洞的性能.由此发展而来的即高焓激波风洞.60年代中期以来,国际上发展了三种强驱动方法来提高激波风洞的性能.(1)美国CALSPAN[4]研究加热轻气体(氢、氦)驱动方式.由于高温、高压状态下的氢对金属器壁具有严重侵蚀作用,限制了它的气流焓值.若使用氦气则价格过于昂贵.日常运行费用太高.(2)澳大利亚Stalker[5]自1972年始,研究发展了自由活塞驱动方式.该方法具有产生高焓值气源的能力,已在世界范围内得到推广应用.但结构复杂,造价高昂,大质量活塞高速运动导致操作技术冗杂,且有效试验时间太短.(3)Bird[6]于1957年提出爆轰驱动的概念.1988年俞鸿儒[7]提出在驱动段末端添设卸爆段以消除反射超高压造成的危险及其对下游试验流场的干扰,从而使这种费用低廉的驱动方法可用来产生高焓(同时具有高压)气源.爆轰驱动高焓激波风洞研究的进展,引起了国际同行的极大兴趣.德国亚琛工业大学,日本东北大学,美国NASA-AMES中心均已采用或着手研究这种驱动方法.由于该驱动方式具有结构简单,运行费用低廉,驱动能力强等优点.依据性能价格比,被认为是能满足地面高焓模拟试验研究要求的优选方式[8].2 爆轰驱动的工作原理1957年Bird首先提出了应用爆轰驱动激波管产生高焓气源的基本思想,并对驱动段末端和主膜处起爆的驱动方式分别进行了计算和分析.研究结果表明:驱动段上游末端起爆的爆轰驱动,由于受紧跟爆轰波后的Taylor[9]稀疏波的干扰,入射激波速度不断下降,如图1所示,激波后无定常区.主膜处起爆的爆轰驱动,爆轰波阵面向驱动段上游方向传播,如图2所示,在其它初始条件相同时,产生的入射激波强度低于前者,但在爆轰波的反射波赶上入射激波前,入射激波强度衰减较小且驱动气流的稳定状态持续时间较长.前者称之为正向爆轰驱动模式,后者称之为反向爆轰驱动模式.3 爆轰驱动激波风洞的发展考虑到反向爆轰驱动模式中爆轰波的反射波对下游流场的影响,1988年俞鸿儒提出在驱动段末端串接一卸爆段,利用爆轰波尾部的高压气体驱动激波管的新方法.其波系图如图3所示.卸爆段的作用首先是消除了向上游传播的爆轰波高反射峰压对设备的损坏,其次延缓了反射激波对下游流场的干扰.由于反向爆轰驱动模式利用爆轰波后的滞止气流作为驱动气源,产生的入射激波衰减较小,宜于用来产生高雷诺数试验气流.正向爆轰驱动模式由于受Taylor稀疏波的影响,入射激波衰减较为严重,难以应用于气动试验.但正向模式中的驱动气源不仅利用了向下游传播的爆轰波波阵面的高温、高压,而且利用了其动能,因此其驱动能力极强.如图4所示的JF10爆轰驱动激波风洞采用了由φ150mm到φ100mm的锥面变截面技术[

摘要：本文介绍了国内唯一的大、中、小系列生物激波管的研制和应用。大型总长39.0m,试验段内径1m,驱动段最大超压可达10.3MPa,利用其末端挡板反射稀疏波的运行而可产生负压。中型总长34.5m,驱动段最大超压为22MPa,试验段为组合式,内径77～60mm,可作超压、爆炸性减压和水下爆炸波等试验。小型总长0.5m,设计承压为68.6MPa。三种激波管均用双夹膜将驱动段与试验段分开。动物实验表明,此套装置可使大、小动物产生不同程度的全身或局部冲击伤,可满足冲击伤实验研究的需要。

摘要：为解决常规风洞雷诺数模拟不足的问题，采用低温风洞已被证明是一条可行的途径。目前世界上几乎所有运转的低温风洞都是采用液氮气化吸热方法来降低和保持试验气体的温度。对于大型低温风洞，这种制冷方案存在着运转费用高昂和环境污染的缺点。为克服上述缺点，俞鸿儒院士提出了一种用空气作试验气体，藉热分离器制冷并回收排气冷量的新型低温风洞的概念。此原理性风洞的研制就是要从其基本原理、设计特点及实验结果等方面来验证和探讨这种新概念的可行性和应用前景。