摘要：针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高时间分辨率多场载荷同步测试方法与时频数据处理方法,获取亚、跨、超声速条件下内埋弹舱多场载荷特征,分析多场载荷作用下内埋弹舱流动特性、共振条件和结构响应规律。结果显示,内埋弹舱非定常绕流促进了舱内复杂噪声环境的形成,噪声载荷与结构振动数据呈现强相关性。当舱内噪声模态频率与结构固有频率耦合时,内埋弹舱结构响应明显增强,在噪声载荷主频位置,结构振动谱出现峰值,此时噪声/振动数据相关性最大,且耦合频率范围的噪声谱能量提高显著。

摘要：与安装在风洞侧壁的空腔模型相比,位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而,核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题,严重影响了试验结果的准确性。以C201空腔模型为研究对象,通过更换不同形状的模型前缘,综合采用边界层测量、脉动压力测量和表面荧光油流等试验方法,系统评估了亚、超声速下前缘形状对空腔风洞试验的影响。试验结果表明:亚声速条件下,椭圆形前缘有助于消除前缘流动分离,获得与计算结果相一致的入口边界层厚度和腔内声压级分布;超声速条件下,小角度尖劈前缘有利于避免形成脱体激波。研究结果可为空腔模型外形设计提供指导,避免前缘流动分离和脱体激波对空腔流动试验带来的不利影响。

摘要：采用高速纹影法实验研究了柱形汇聚激波与球形重气体界面相互作用的Richtmyer-Meshkov不稳定性问题.激波管实验段基于激波动力学理论设计,将马赫数为1.2的平面激波转化为柱形汇聚激波,气体界面由肥皂膜分隔六氟化硫(内)和空气(外)得到.采用高速摄影机在单次实验中拍摄激波运动的全过程,对柱形激波的形成进行了实验验证,并进一步观测了汇聚激波与球形气体界面相互作用过程中的波系发展和气体界面变形以及反射激波同已变形界面二次作用的流场演化.结果表明:当柱形汇聚激波穿过气泡界面以后,气泡左侧界面极点沿激波传播方向保持匀速运动,气泡右侧界面发展成为射流结构,气泡主体发展成为涡环结构;在反射激波的二次作用下,流场中无序运动显著增强并很快进入湍流混合阶段.

摘要：针对典型弹性空腔声振耦合高速风洞试验问题,基于风洞试验相似原理,以典型弹性空腔为实例,采用量纲分析法建立了完全几何相似模型固有频率和频率响应的相似关系;结合结构有限元理论,通过引入完全几何相似模型作为过渡模型,建立了厚度畸变缩比模型固有频率和频率响应的相似关系;开展了缩比弹性空腔模型的固有频率及动力学响应的数值仿真。根据缩比模型的计算结果,利用已建立的相似关系对全尺寸模型的动力学响应进行预测,结果表明:预测响应曲线与实际计算结果曲线基本重合,验证了提出的缩比空腔模型固有频率及频响相似关系的可行性,为基于动力学相似的缩比弹性空腔风洞试验模型设计和声振耦合试验提供理论指导,且该相似关系的分析方法可推广应用于复杂外形薄壁结构的动力学相似关系建立中。

摘要：空腔高速流动包含着复杂波系、旋涡、剪切层等空气动力学典型流动特征,空腔研究中的模型设计、来流马赫数和边界层等参数模拟,以及典型空腔流动/噪声计算与试验结果的差异、缘由等问题亟需解决。综合参考国内外空腔模型参数选取和设计方案,在分析前期前缘平板尖劈构型和角度对来流边界层形态和厚度的影响规律的基础上,通过改变空腔前缘平板尖劈构型和角度来解决上述参数模拟不准和引起计算与试验结果差异等问题,提出了一种典型结构平板-空腔标模(C201)的参数选取和设计方案,给定前缘平板尖劈角度为5°,并利用理论分析、数值计算和风洞试验对该模型设计方案进行了考核验证。综合利用表面流谱、空间流场结构和静/动压测量方法等,获得了亚跨超声速条件下(Ma:0.6~2.0)C201空腔流动/噪声的基本试验数据,并深入分析了该模型的流动/噪声特性及来流马赫数、攻角等参数的影响规律,可为数值计算方法的验证、空腔流动/噪声机理分析和控制方法的构建等提供基本验证数据和借鉴依据。