摘要：介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCWI)的一体化设计方法,设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下,获得了隔离段矩形出口,考虑前缘钝度及展向切除的乘波前体进气道构型。基于验证的数值仿真工具及计算网格策略,分析了几何切除及钝度和黏性对一体化构型性能的影响。在来流马赫数为4.0和6.0,迎角(AoA)在-4°~8°范围内,对设计的乘波前体进气道的基本性能进行了雷诺平均Navier-Stokes数值仿真,结果表明,该乘波前体进气道具有较高的流量捕获和总压恢复特性,隔离段出口参数满足超燃冲压发动机入口需求。该新型乘波前体进气道一体化方案及研究结果为一体化曲外锥乘波飞行器及一体化乘波推进流道的研究奠定了技术基础。

摘要：设计了大规模计算流体动力学(CFD)流场可视化分析系统(FVAS),系统具有完善而实用的大规模三维定常和非定常流场数据预处理与特征提取、体绘制、几何图形(流线、等值面等)绘制、纹理绘制等功能,并提供多种数据分析手段和良好的交互方法.通过8种展示方式、3种显示模式以及5种视图类型展示流场数据内外流结构特征及其复杂的物理现象.同时系统针对时变数据提供动画展示功能并支持单机多核并行.案例分析表明该系统简单实用,通用性高,多种混合绘制技术能够有效展现燃烧室、进气道等流场数据内部反应情况,切面、剖分等交互方式多视图显示局部细节特征,并通过图表、曲线图等分析工具统计分析具体网格单元的信息.完成测试案例300例,与传统CFD软件相比提升70%以上的绘制效率,系统故障率为0.6%,功能事务成功率100%,有效加速对流场数据的分析统计过程.

摘要：高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况,包括逆向喷流的压比、质量流率以及冷却剂等关键参数的研究,逆向喷流可有效应用于高速再入体的防热,钝头体和升力体的减阻。对其自身表现出的典型物理现象,如流动模态转换、自激振荡的机理进行了详细分析,同时介绍了作者所在研究团队在逆向喷流技术应用于高超声速飞行器上所取得的研究成果,包括飞行器升阻比的提升效果以及滑翔状态下逆向喷流的周期性振荡特性,为此技术在未来的进一步工程化应用提供一定参考及借鉴。

摘要：为消除非共振背景干扰,提高相干反斯托克斯拉曼散射测量精度,研究了基于偏振探测的相干反斯托克斯拉曼散射非共振背景抑制与分离.首先,从理论上证明了相干反斯托克斯拉曼散射信号强度只取决于三阶非线性极化率共振部分,而与非共振部分无关,并且三阶极化率共振部分与非共振部分偏振方向不一致,为偏振相干反斯托克斯拉曼散射提供了理论支撑;然后,以平面火焰炉温度场为研究对象,设计了偏振相干反斯托克斯拉曼散射探测系统实施方案,并与热电偶、常规相干反斯托克斯拉曼散射两种方法在相同条件下开展了温度测量对比实验.实验结果表明:常规相干反斯托克斯拉曼散射方法的测量相对误差优于7%,测量相对不确定度优于7%;偏振相干反斯托克斯拉曼散射方法的测量相对误差优于4%,测量相对不确定度优于5%;相同工况条件下与常规相干反斯托克斯拉曼散射相比,偏振相干反斯托克斯拉曼散射最接近均值的拟合光谱更加平滑.偏振相干反斯托克斯拉曼散射具有更小的拟合误差,是一种更为有效的相干反斯托克斯拉曼散射诊断方法.

摘要：大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。

摘要：以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了热环境/热响应耦合计算平台(FL-CAPTER)。为验证多场耦合计算平台所用方法的有效性和计算结果的准确性,设计并开展气动力/热与结构耦合的地面试验具有十分重要的意义。本文结合气动力/热与结构多场耦合试验设计需求,以现有材料和设备能力为依托,开展了试验风洞选取、模型尺寸估算、模型材料选择、模型气动设计与模型结构设计工作。初步研究表明,模型支撑结构附近迎风面局部高温热膨胀将有利于模型前体结构产生可观的整体变形量。本文以此设计了带压缩拐角的二级压缩面结构模型,通过短时间不锈钢模型验证试验和计算对比分析初步验证了模型设计的可行性,并以此为基础预测了高温合金模型的试验结果。为下一步开展高温合金长时间风洞试验奠定了技术基础。

摘要：Ф600 mm高超声速高温风洞是由中国空气动力研究与发展中心自行设计建设的一座燃烧加热暂冲式高超声速高温风洞,针对被控对象特点及风洞运行需求,该文提出了一种基于S7-300 PLC的风洞运行控制系统设计,文中详细介绍了系统架构、阀门及时序控制、压力及流量控制、安全联锁设计等。实验结果表明:运行控制系统性能稳定,压力控制精度达到1.0%,满足了使用需求。

摘要：φ600 mm脉冲燃烧风洞是由中国空气动力研究与发展中心自行设计建设的一座燃烧加热脉冲式高超声速高温风洞,为了实现风洞参数监测和安全运行,提出了一种基于NI cRIO平台的运行控制系统设计,阐述了系统架构、阀门控制、时序控制、数据采集和安全联锁设计。采用分布式控制架构和PAC技术,能有效满足风洞运行的各项要求,实验结果表明:控制系统性能稳定,时序控制精度小于±1ms,达到了设计指标要求。

摘要：中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所在国内首次搭建了基于标模发动机的10 kHz高频OH-PLIF试验系统,并于2021年5月在高超声速冲压发动机技术重点实验室的脉冲燃烧风洞上开展了超燃冲压发动机燃烧室测量试验研究。

摘要：平面激光诱导荧光技术(planar laser-induced fluorescence,PLIF)是一种十分重要而且应用广泛的燃烧诊断技术,但是在实际发动机等高压环境开展OH-PLIF测量仍然具有挑战性.为了研究压强对OH-PLIF的影响,在自行设计的高压火焰炉上,搭建了一套OH-PLIF测量系统,选用A-X(1,0)电子跃迁带的P 1(1)激发谱线,在不同压强条件下对甲烷/空气预混平面火焰开展了OH-PLIF测量研究,同时对实验工况的荧光产额进行了仿真,并将仿真结果与实验结果进行了对比分析.研究结果表明,随着压强的增加,OH的荧光信号逐渐减弱,平面预混火焰的锋面厚度逐渐变薄,OH荧光信号的峰值位置会越来越靠近炉面,荧光淬灭效应在OH荧光强度-压强关系中起着决定性的作用.