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：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：通过使用计算流体力学（以下简称“CFD）仿真计算软件，分别对风洞用冷凝器中的气体分布器、冷凝器内部流动进行分析模拟，结果表明：双列叶片式气体分布器，结构紧凑、气速分布均匀，阻力小；通过冷凝器内部整体流动计算，在低阻力的条件下，能够达到最大的冷凝效果。文中提出的模拟计算模型准确、可靠，可为风洞用冷凝器的设计提供参考。

摘要：针对激波风洞温敏漆(TSP)膜基结构横向传热效应,以及表面温升特性长期困扰大面积测热试验设计的工程问题,首先基于瞬态传热数理模型分别开展模型材质、热流密度、TSP层厚及流场作用时间对膜基结构横向传热效应和表面温升特性影响规律的仿真分析,并给出了一维传热假设成立的前提条件。然后利用Φ0.6 m激波风洞开展典型工况下不同材质平板舵模型的表面温升测量试验,并对数值仿真结果的可靠性进行对比验证,最终获得膜基结构表面温升特性的主要影响规律。结果可为激波风洞测热试验如何兼顾TSP喷涂厚度、模型选材与测温范围提供理论支撑,指导膜基结构材料与厚度的工程设计。