摘要：高超声速低密度风洞试验对高超声速飞行器的气动特性研究至关重要,气流速度是其中最受关注的重要参数之一.高超声速低密度风洞流场具有流速快和密度低等特点,给速度测量带来很大挑战.常规测速技术在高超声速低密度流场中应用时局限较多,而FLEET技术具有不干扰流场和无需外加示踪物等优点,且直接以风洞工作气体为示踪分子,有望在高超声速低密度流场速度测量中发挥重要作用.文章首先研究了不同压强对FLEET信号的影响,发现随着压强的降低,光丝中心宽度逐渐展宽;在低密度条件下FLEET信号仍具有较高强度,可用于流场的速度测量分析.随后在Φ0.3 m高超声速低密度风洞中分别对Ma5.0和Ma16.0来流条件开展了FLEET测速实验,结果表明,随延迟时间的增加,光丝中心宽度保持展宽趋势,荧光信号强度逐渐降低;与Ma5.0相比,在Ma16.0条件下荧光信号强度衰减速率更慢和光丝中心宽度更宽.通过FLEET实验测得的Ma5.0和Ma16.0条件下,风洞来流速度与皮托管测量值的最大相对偏差分别为0.31%和0.49%,表明FLEET技术能够为高超声速和低密度稀薄流动速度测量提供有效技术手段.

摘要：准确获知球头驻点热流,对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设,开展了边界层方程相关推导,采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组,建立正向逼近打靶法,以寻找方程最优解,从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法,将该热流简称为BLES热流,在与试验值的对比中获得了较好的对比效果;以此方法为基础,针对高度10~60 km、不同速度、不同壁面温度的182个工况,开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析,发现在大部分工况下,壁面温度接近边界层外缘温度时,其热流计算值偏差明显增加;变形驻点热流表达式,将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式,得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式,并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究,获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。

摘要：复杂流动现象在自然界和工程领域广泛存在,困扰了科学家数百年之久,其背后的复杂机理至今仍未被攻克。其中,“流”更是被美国物理学家费曼称为“经典物理学中最后一个尚未解决的重要问题”,“多尺度非平衡流动的输运机理”被列为中国科学技术协会发布的“2024年十大前沿科学问题”。这种复杂流动问题所引起的高超声速边界层转、高温真实气体效应、复杂气动噪声以及流燃烧失稳等现象已经成为影响高超声速飞行器、大飞机、高速列车、新能源汽车以及先进空天发动机安全性、经济性和可靠性的关键问题。

摘要：针对受限空间条件下大型离心真空泵并联运行入口流量难以均匀分配的问题,采用数值模拟方法对离心真空泵入口四路五通管道进行气动分析,获得了进气流动均匀、流动压力损失小、流量分配均匀的气动结构,并通过实际应用进行了验证。结果表明:采用相贯锥面一分二、二分四进行分流是受限空间条件下较为有效的四路五通分流策略;在前后进气口路径长短差异较大,难以同时满足流动均匀性和流阻匹配条件下,以降低流阻为主,可设计整流装置来匹配流阻差异;优化后气动结构主管道与各进气口压差及流量实际测试结果与计算结果一致,设计方法有效且可行。

摘要：高超声速飞行试验环境下飞行器驻点区域的温度响应和气动加热数据对于飞行器设计、热环境预测方法的研究具有重要价值。针对驻点区域结构安全、不均匀加热和“热不匹配”效应等对驻点热流测量的挑战,本文提出了在飞行器驻点结构对称剖面上制备高温薄膜热电偶阵列,获得微扰动的结构内部温度响应数据,通过一维辨识获得表面热流辨识的测量方案。利用数值计算获得了不同马赫数条件下半球模型表面热流分布,并以此为输入计算出半球模型内部温度响应。以计算所得的轴线上特定点温度数据作为模拟的测量点数据,研究数据处理方法、布点位置和测温误差对热流测量结果的影响。结果表明,在相同输入条件下,基于储能和温差的数据处理方法能够获得比基于两点测温三阶多项式拟合的方法更准确的热流结果。为减小侧向换热的影响,使测点尽可能接近表面;而为了减小定位、测点距离、温度测量误差的影响,需要尽量增大两测点之间的距离;在实际的设计中需要同时考虑这两个需求。采用相同的定位准则和热电偶反向串联电路,有助于减小测点距离和测温误差对热流辨识的影响。在计算条件下,对于选定的测点组合,在马赫数Ma 5~8范围内,热流辨识的误差在7%以内。为高超声速飞行器驻点区域的材料温度响应和气动加热测量装置的研制奠定了基础。

摘要：针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间、中低热流量值(5~500 kW/m2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量。为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析。研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量。相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高。同轴热电偶对低量值热流(5~20 kW/m2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高。研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动热试验研究提供支撑。

摘要：各种光学测试技术在风洞试验中应用越来越广泛,图像中的破损或无关信息均会影响数据的处理和分析。以存在缺陷的风洞纹影图像为例,对数字图像修复技术进行了研究。根据缺陷离散分布、大小及形状各异,核心区域的灰度值较低以及边缘处灰度梯度变化较大等特点,将图像修复流程设计为确定待处理区域、缺陷识别和缺陷修复等3个步骤。前2个步骤使用Otsu算法进行图像的分割处理,然后使用快速行进方法(FMM)完成缺陷修复。经处理,纹影图像的缺陷被自动识别,并得到了减少或削弱,而且修复的信息客观合理。该方法可推广至其他光学测试技术的图像修复。

摘要：为满足高超声速飞行器气动热环境预测与评估技术发展需要,开展了以地面试验数据为基础的高超声速气动热标模研制工作。标模试验涵盖了不同马赫数Ma(6,8,10,12)、雷诺数Re、总温T_(0)、前缘半径、攻角等,在Ma、Re模拟基础上,进行T_(0)模拟,并详细分析了流场参数的不确定度,Ma、Re、T_(0)、总压P_(0)不确定度分别优于±1%、±10%、±6%、±3%。设计了表征二维流动的“平板-双楔”气动热标模HyHERM-I,采用薄膜热电阻、热电偶传感器测量模型表面热流及边界流态,并结合高速纹影分析了分离区流动特点。试验结果表明:驻点热流重复性测量精度优于±5%。尖前缘、大压缩角下拐角分离区增大。尖前缘、高雷诺数、低马赫数状态下边界层流动更易转捩并发展为湍流,同时转捩和湍流可在一定程度上抑制流动分离并减小分离区。HyHERM-I气动热标模试验数据丰富、详实,可为数值方法验证与确认、试验技术验证、天地相关性分析以及高超声速飞行器设计等提供参考。

摘要：以提高弧光灯热流标定系统积分器出口的热流密度为目标,给出了新系统的设计方法。首先介绍了系统的原理和设计目标,其次对氙灯的选择和定位进行了分析,然后根据氙灯、椭球镜以及积分器三者间的制约关系,对椭球镜和积分器的相关参数进行了设计和优化。最后,得到了一个各项指标较优的标定系统。在不均匀度小于3%的前提下,新系统积分器出口的热流密度平均提高了33%。另外,椭球镜的截面直径和深度分别减小了约16%和18%,在同水平工艺条件下,这一结果可使椭球镜镜面的加工精度更高。

摘要：高超声速转捩研究飞行器(HyTRV)是为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具备真实飞行器典型特征的升力体标模。为支撑更加全面系统的理论分析、数值模拟、风洞试验和飞行试验研究,采用高精度数值模拟方法、线性稳定性理论(LST)和eN方法对HyTRV标模的典型流动特征和边界层失稳特征进行了分析。研究表明,HyTRV展现出多个相对独立的横流区域和多个流向涡结构;HyTRV的边界层存在横流失稳模态、第二模态、附着线失稳模态等常见模态。横流失稳模态出现在周向高低压区之间的横流区域,能够主导转捩发生;横流区域同时也存在第二模态,其N值普遍比横流失稳模态小;附着线失稳模态呈现出第二模态特性,且频率非常高。还研究了攻角和单位雷诺数的影响。结果表明,随着攻角增加,标模下表面中心线的流向涡结构逐渐消失,横流雷诺数逐渐减小;上表面流向涡结构逐渐从腰部移向顶端,并出现新的流向涡结构。增加攻角,所有失稳模态的N值总体上逐渐减小;增加单位雷诺数,N值显著增加。基于研究结果,针对流向涡失稳、横流失稳、第二模态和附着线失稳等给出了研究建议。