摘要：热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征,尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域,需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征.应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用,但实验条件来流总温较低,与真实飞行环境存在明显差异,真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用.针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题,提出了内嵌式温敏漆测量方法,基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度.本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势.针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证,验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性,并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响.内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征,扩展了温敏漆测量方法的应用范围,解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.

摘要：电子发汗冷却是一种新型的高超声速主动热防护技术,利用材料的热电子发射效应,通过热电子将热载荷转移至流场下游,降低了尖前缘结构热流密度峰值和梯度,为高超飞行器尖前缘结构热防护系统设计提供了新的思路.作为一种潜在的冷却技术,文章主要介绍了电子发汗冷却的工作原理、技术特点,综述了国内外相关研究进展,并对未来发展需解决的关键问题进行了讨论.

摘要：热防护系统设计需要高空间分辨率的热流密度场测 量 方法来获取热流密度峰值及其对应的空间位 置 然而, 燃烧产生的背景 辐射严重阻碍了现有热流密度场测 量 方法的应用. 为了解决该难题, 提出了一种适用于强辐射燃烧环境的热流密度场测 量 方法, 基本 思想是利用温敏漆测 量 燃烧室外壁面温度的变化历程结合三维瞬态热传导反问题的求解确定内壁面热流密度场分布. 文中详细介绍 了测量系统构成、 数据处理方法及温敏漆涂层厚度对测 量 结果的影响, 最后给出了数值和实验结果验证了该方法的可行性.

摘要：中国科学院力学研究所复现飞行条件高超声速激波风洞JF12的落成突破了毫秒级试验时间的瓶颈,有效试验时间超过100 ms.因此,对于JF12长试验时间激波风洞的测力试验,基于应变天平技术较为成熟、结构简单等优点,我们考虑采用传统的应变计天平.但是,激波风洞来流冲击所带来的惯性力干扰导致天平测力系统产生低频振动,传统内置应变天平的结构刚度很难保证信号有足够的处理周期,这大大限制了激波风洞测力模型的尺寸和重量.针对这个难题,基于JF12激波风洞的运行特点及对测力天平刚度特性的特殊要求,优化设计了应变天平的测力单元结构以适用于这种脉冲动态测力试验,相应加工制造了大刚度、低干扰、高灵敏度的系列脉冲型应变天平,结构形式包含了杆式和盒式,最大载荷(法向力)从1 k N到30 k N,以满足不同尺度飞行器的测力试验需求.同时,我们应用不同尺度的测力模型对研制的脉冲型天平在JF12激波风洞进行了一系列动态气动力测量试验,以进一步评估JF12系列脉冲型应变天平的结构特性和测力性能.

摘要：为了研究斜爆轰发动机的稳定燃烧机理,开展了飞行马赫数9的斜爆轰发动机的数值模拟研究和试验研究。设计了全尺度斜爆轰发动机模型,发动机的总长度为2.8m。采用两级进气道压缩,每级压缩角度均为15°。利用三个小支板在进气道前缘主流核心区中进行氢气的喷射和混合。采用带化学反应的雷诺平均N-S方程、SST k-ω模型以及9组分19步反应的基元反应模型,对氢气混合过程和发动机燃烧过程进行了数值模拟研究。结果表明,氢气在进气道内混合得比较均匀,在燃烧室内获得了稳定的斜爆轰流场和正爆轰流场。在激波风洞中开展了马赫数9状态下的斜爆轰发动机稳定燃烧机理试验研究,在50ms的风洞有效试验时间内获得了持续稳定的斜爆轰流场,试验结果与数值模拟结果吻合较好,表明在试验中形成了斜爆轰波。研究结果证明了斜爆轰发动机的技术可行性。

摘要：针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.