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2018年  第32卷  第5期

高超声速气动/推进一体化技术研究专栏
隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究
李一鸣, 李祝飞, 杨基明, 吴颖川
2018, 32(5): 1-6. doi: 10.11729/syltlx20180023
摘要(172) HTML (100) PDF(10)
摘要:
在马赫数6的激波风洞中,通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压,借助高速纹影和壁面静压测量,研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后,流场中的反射波系构成了背景激波;开启横向喷流后,隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高,隔离段内出现激波串。在反压作用下,激波串逐渐前移,其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化;背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度,能够增强与入射点同侧的前沿激波分支,使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后,在进气道肩点附近短暂振荡,反压进一步增大后,进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后,进气道再起动。
加热方式对煤油燃料超声速燃烧室性能影响
宋文艳, 王艳华
2018, 32(5): 7-12. doi: 10.11729/syltlx20180014
摘要(198) HTML (127) PDF(8)
摘要:
采用电阻加热燃烧室直连式试验台和甲烷燃烧加热燃烧室直连式试验台,开展了来流加热方式对煤油燃料超声速燃烧室燃烧性能的影响研究。在对比试验中,燃烧室入口纯净空气来流和污染空气来流均保持总温840K、总压820kPa和马赫数2.0的条件。利用高速摄像技术拍摄了煤油燃烧可见光图像,经分析处理得到了煤油燃烧火焰向主流的传播角度。对比试验结果显示:与电阻加热试验来流相比,甲烷燃烧加热来流的燃烧室壁面压力峰值下降了3.1%~6.9%,煤油燃烧可见光火焰向主流的传播角度缩小了7.1%~12.4%。
高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究
张小庆, 王琪, 刘伟雄, 吕金洲
2018, 32(5): 13-18. doi: 10.11729/syltlx20180029
摘要(190) HTML (117) PDF(21)
摘要:
吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点,现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点,发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模,获得了测力系统结构设计准则;采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态,对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求,且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求,能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷,且满足精度要求,证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。
多种组合动力方案性能对比研究
宋文艳, 张冬青, 吕重阳
2018, 32(5): 19-28. doi: 10.11729/syltlx20180020
摘要(568) HTML (222) PDF(41)
摘要:
针对目前国内外不同的TBCC组合动力概念方案进行了性能对比研究,主要包括:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机、涡轮/引射冲压/双模超燃冲压组合发动机、射流预冷涡轮/双模态超燃冲压组合发动机和空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机。通过发动机性能计算,获得了不同方案的高度、速度特性;基于马赫数6.5高超声速巡航飞行器相同的飞行任务和气动特性,计算比较了不同动力方案的飞行器航程、巡航距离和加速时间等性能参数。结果表明:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机在4种方案中比冲最高;在相同的翼载和起飞推重比下,涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机具有最大的航程和巡航距离,但爬升加速时间最长;空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机的航程和巡航距离最短,但加速性能较高,爬升加速时间最短。
吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展
许晓斌, 舒海峰, 谢飞, 王雄, 郭雷涛
2018, 32(5): 29-40. doi: 10.11729/syltlx20180053
摘要(516) HTML (193) PDF(88)
摘要:
机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。
基础研究与应用
等离子体增强射流掺混的激励参数影响研究
李亮, 李修乾, 车学科, 郑体凯, 李金龙, 聂万胜
2018, 32(5): 41-47. doi: 10.11729/syltlx20180031
摘要(279) HTML (157) PDF(6)
摘要:
为提高火箭发动机推进剂掺混效率,探究等离子体对单股矩形射流掺混特性的影响,设计了等离子体射流发生与控制系统。使用粒子图像测速技术测量了表面介质阻挡放电等离子体激励器对单股空气射流掺混特性的影响。相比无激励工况,激励电压为5、6和7kV时,射流宽度随电压升高而变大,射流中心线速度衰减率最大提高20%左右;脉冲频率增加,射流宽度增大程度增加,衰减明显,掺混特性增强;激励电压和脉冲频率固定时,改变占空比,在50%~70%的区间内射流速度衰减最强,射流宽度最大。
复合相变蓄热材料传热特性计算与实验研究
肖光明, 杜雁霞, 刘磊, 魏东, 杨肖峰, 桂业伟
2018, 32(5): 48-53. doi: 10.11729/syltlx20170175
摘要(138) HTML (63) PDF(13)
摘要:
复合相变材料(PCM)作为一种固/液相变材料与多孔高导热泡沫等材料复合而成的新型材料体系,具有潜热大和热导率高等优异性能。因此,基于复合相变材料的蓄热装置成为新一代飞行器热管理技术的研究热点。以碳化硅(SiC)泡沫填充石蜡类相变材料为研究对象,采用有限容积法与等效热容法相结合的方法,建立了考虑材料细观与宏观传热特性的复合相变材料传热特性数值预测方法,搭建了实验平台并开展了材料传热特性的实验研究,验证了计算模型与方法的有效性。相关方法可为材料孔隙率、微结构等特征对复合相变材料传热特性的影响规律研究以及材料蓄热性能的优化提供参考。
飞翼布局低速支撑干扰及局部外形畸变影响数值模拟
刘李涛, 金玲, 祝明红, 李士伟, 蒋科林
2018, 32(5): 54-60. doi: 10.11729/syltlx20180018
摘要(138) HTML (81) PDF(5)
摘要:
飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点,是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂,目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法,分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究,结果表明:在常用角度范围内,所使用的数值模拟方法是可靠的,可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正;对纵向特性,尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小;对横航向特性,尾撑支杆干扰量基本可忽略,尾部外形畸变影响量与全量相当。
黄原胶盐溶液减阻及抗剪切特性的实验研究
朱波, 赵文斌, 李明义, 袁益超, 于文汇, 李昌烽
2018, 32(5): 61-66. doi: 10.11729/syltlx20180035
摘要(198) HTML (147) PDF(11)
摘要:
通过实验研究了添加氯化钠(NaCl)的黄原胶盐溶液(XG/NaCl)在直径为20mm的光滑圆管中的减阻及抗剪切特性,得到了不同质量分数黄原胶盐溶液的减阻率随流动雷诺数及运行时间的变化关系曲线,并与黄原胶水溶液(XG)的减阻特性及抗剪切特性进行了对比。结果表明:相比黄原胶水溶液,添加NaCl的黄原胶盐溶液减阻率随雷诺数的增大较快趋于稳定,但其减阻率在较低雷诺数下低于黄原胶水溶液的减阻率,在较高雷诺数下才明显高于黄原胶水溶液的减阻率,且存在减阻剂黄原胶与NaCl的最佳配比;黄原胶盐溶液具有较强的耐温性;在连续循环剪切作用下,不同质量分数的黄原胶盐溶液均具有较好的抗剪切特性。
测量技术
200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术
黄洁, 柯发伟, 谢爱民, 李鑫, 宋强, 王宗浩, 文雪忠, 柳森
2018, 32(5): 67-75. doi: 10.11729/syltlx20170139
摘要(169) HTML (162) PDF(21)
摘要:
为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识,中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术,在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置,试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时,脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型,同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算,获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上,建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验,试验环境压力15kPa、速度2.7km/s,根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序,通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数,所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。
应用OFI和Preston管测量亚跨声速摩擦应力
刘志勇, 李建强, 高荣钊, 陶洋, 梁锦敏, 张长丰
2018, 32(5): 76-81. doi: 10.11729/syltlx20180032
摘要(215) HTML (100) PDF(13)
摘要:
在0.6m×0.6m亚跨超声速风洞中,采用油膜干涉测量技术(OFI)和Preston管方法开展了马赫数0.4~0.8下的平板模型表面摩擦应力测量实验研究。模型头部经过椭圆化处理,避免出现流动分离。实验发现:在亚跨声速条件下,两种方法的测量结果具有很好的一致性;油膜粘性对摩擦应力测量结果影响很小;当来流马赫数或总压发生变化时,摩擦应力系数随来流动压或马赫数与雷诺数的乘积(Ma·Re)的增大而减小。在Ma=0.4和0.6时,观测到一种类似斑纹的干涉图像,基于其特性分析,提出以此作为一种转捩判据的设想;在Ma=0.8时,未观察到类似斑纹,根据油膜图像和数值模拟结果判断,模型头部出现了分离泡,边界层由分离诱导转捩。
实验设备与方法
基于探针管路动态修正的压气机动态总压测试
陈峰, 宗有海, 刘东健, 马护生, 杜炜
2018, 32(5): 82-88. doi: 10.11729/syltlx20180025
摘要(208) HTML (132) PDF(11)
摘要:
为方便安全地获取压气机内部多点动态总压信号,采用气动探针将测点压力引出,并通过动态修正还原测点处的压力信号。利用爆破气球装置产生的向下阶跃输入信号和探针响应输出信号,辨识得到探针管路的离散传递函数模型,以此来修正测量信号,获得测点真实压力。所用标定方法能够实现1000Hz以内信号的动态修正,探针信号经过修正后能够消除相位延迟,且管路谐振效应对信号的放大作用显著减小。压气机动态总压测试结果表明:随着进气流量的减小,转子进口叶片通过频率信号幅值逐渐增大,静子出口宽频扰动增强,在近失速点宽频扰动最大;压气机突尖型旋转失速先兆首先出现在转子叶片前缘叶顶附近,而后向叶根方向迅速扩展,并形成全叶高范围的旋转失速团,完全发展的失速团传播速度约为30%转子转速。
吸气式空空导弹FADS系统标定研究
陈广强, 豆修鑫, 杨云军, 周伟江, 豆国辉
2018, 32(5): 89-95. doi: 10.11729/syltlx20170133
摘要(238) HTML (155) PDF(13)
摘要:
针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0~3.5范围内,FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标,其中静压误差≤490Pa(≤3%)、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°;与首次标定相比,各来流参数测量误差均减小,特别是Ma2状态下,静压最大相对误差由11.5%降低到3.0 %,马赫数最大误差由0.15下降到0.10,迎角最大误差由2.5°降低到0.5°,侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日