高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.

高超声速火星进入环境中颗粒运动特性研究

火星大气中会发生不同规模的沙尘暴,大气中蕴含的尘埃颗粒会对高速进入的火星探测器表面造成侵蚀并导致壁面热流增加,给探测器的热防护系统设计带来巨大挑战.文章针对高超声速火星进入环境两相流动问题,基于Euler-Lagrange框架建立非平衡流场与颗粒的单向耦合计算方法,采用模态半径为0.35μm的火星大气颗粒分布模型,研究不同尺寸颗粒在流场中的运动轨迹,获得高温相变模型对颗粒运动的影响以及不同粒径颗粒的撞击能量分布.结果表明,颗粒在高温流场中运动会吸热融化甚至蒸发,高温相变模型导致的颗粒直径减小对小尺寸颗粒运动轨迹有较大影响;当前计算状态下,直径3μm以上的颗粒具有较大的Stokes数且颗粒半径在运动过程中基本保持不变,其运动轨迹受流场影响较小,该尺寸颗粒的撞击分数均达95%以上,是造成壁面撞击的主要颗粒尺寸;撞击能量分数结果表明,直径3~10μm之间的颗粒是撞击能量的主要来源,约占总撞击能量的80%.

高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg^19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。

高超声速电离绕流中电子密度的静电探针测量方法研究(英文)

高焓激波风洞是开展高超声速电离绕流研究的重要地面模拟设备。在中科院力学所JF-10高焓风洞上通过新的破膜技术获得了稳定运行的试验状态,利用施加高频扫描电压的静电探针来探索模型边界层内的电子密度测量方法研究。为解决高频扫描时线路由于RC特性所带来的噪音干扰问题,针对测试环境发展了新的探针电路。结果表明:新型探针电路大大降低了线路干扰噪音,能够有效测量模型边界层内的电子密度分布规律。

气相爆轰驱动二级轻气炮内弹道数值模拟

二级轻气炮是超高速弹丸驱动技术中使用最广泛的技术之一,它在超高速气动物理现象及材料高速碰撞下力学性能的实验研究和验证方面起着不可或缺的作用.中国科学院力学研究所基于爆轰驱动方法研制了一座大型二级轻气炮,可弥补高压气体驱动能力有限和火药使用受限的不足.本文基于经过实验验证的准一维数值模拟方法,详细研究了该设备的内弹道动力学参数及发射性能,并探讨了不同发射方法及装填参数对设备性能的影响规律和机理.研究结果表明,氢氧爆轰驱动相比于高压气体驱动具有明显优势;不同爆轰驱动方式对弹丸发射性能影响较小,但其影响到整个设备的强度设计;对装填运行参数的研究表明增大爆轰段充气压力可以有效加强轻气炮发射性能,而活塞质量变化对发射速度的影响较为复杂,轻气炮实际运行中受设备设计指标及模型材料性能的限制,优化过程中需要同时调整3种参数以达到轻气炮最佳性能.

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景;同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战,且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究;同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望.

高超声速MHD球头激波脱体距离理论求解

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境,磁流体流动控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,这可以有效改善高超声速飞行器气动特性.激波脱体距离作为高超声速磁流体流动控制较为直观的气动现象,受到研究者重点关注;磁场添加后激波脱体距离发生变化,其变化幅度直接反映磁控效果,然而基于高超声速磁流体流动控制的相关理论模型较少,需要进一步发展.本文基于低磁雷诺数假设和偶极子磁场分布的条件,通过对连续方程沿径向积分以及对动量方程采用分离变量的方法,推导了高超声速磁流体流动控制下的球头激波脱体距离解析表达式.理论分析结果表明,激波脱体距离随着磁相互作用系数的增加而变大;随着来流速度的增加,磁相互作用系数变为影响激波脱体距离大小的主要因素.本文理论模型可以达到快速评估磁控效果的目的,对高超声速磁流体流动控制实验方案设计和结果分析具有一定的指导意义.

传感器安装对平板气动热测量精度的影响

对高超声速飞行器来说,气动热的准确预测是其合理选择防热材料及热结构设计的重要依据,但目前在激波风洞试验中气动热的高精度测量仍较为困难,热流的测量精度受到诸多非理想因素的影响,但传感器安装对热流测量精度的影响却鲜见研究。选取平板模型来研究传感器非理想安装对气动热测量精度的影响,针对不同的传感器安装偏差(凸出或凹入模型表面0.1~0.5 mm),分析不同雷诺数下传感器安装对气动热测量精度的影响规律及机理。研究结果表明:传感器安装对气动热测量精度有较大影响,凸出安装会导致热流测量结果偏大,而凹入安装则会导致测量结果偏小,热流偏差会随着安装偏差的增大而增大,且高来流雷诺数下传感器非理想安装所引起的热流误差更大;以边界层当地厚度对凹凸程度无量纲化,非理想安装带来的测量偏差只与该无量纲参数相关。研究结果能够为气动热测量的实验方案设计及测量误差分析提供一定的理论指导。

高超声速绕平板直立舵干扰气动热研究

针对激波/边界层干扰引起的气动热问题,在中国科学院力学研究所JF12复现高超声速飞行条件激波风洞中开展了大尺寸平板/圆柱形直立舵干扰的气动热实验,热流测量采用E型同轴热电偶,同时开展了相应工况的三维数值模拟.研究结果表明,舵体干扰区存在的流动分离再附现象导致热流分布存在双峰结构,热流峰值出现在舵体前缘0.2倍舵体直径处,为无干扰时的19倍;舵体前干扰区以马蹄涡形状向后发展.

激波风洞7°尖锥边界层转捩实验研究

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响,飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。在JF8A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究,利用响应频率达到1 MHz量级的高频压力传感器对尖锥壁面脉动压力进行了测量,并结合热流测量结果,研究了高超声速尖锥边界层中扰动波的发展过程。实验结果表明:JF8A激波风洞在雷诺数为6.4×10^6/m状态下核心流的自由流噪声为2.8%;高频脉动压力测量技术能清晰地捕捉转捩过程中的第二模态波及其发展历程,试验状态下模型的第二模态波频率范围为165~206 kHz。当前研究结果能够为高超声速数值方法验证提供数据支撑。

组合式宽马赫数风洞设计与流场特性

脉冲型风洞是开展高超声速飞行器研制和气动热力学研究的重要试验设备。本文基于激波风洞和Ludwieg管风洞组合运行原理,突破了高温管外静态加热技术、高温高压气体隔离技术、大口径高温膜片设计技术等系列关键技术,设计建设了FL-63脉冲型组合式宽马赫数风洞,设计马赫数范围3.0~10.0,采用双模式组合运行模式,中低马赫数段(Ma 3.0~4.5)采用Ludwieg管风洞运行模式,最高温度可达900K,可复现飞行高度的总焓和总压,有效运行时间大于150ms;高马赫数段(Ma5.0~10.0)采用激波风洞运行模式,有效运行时间大于20ms,最高驱动压力30MPa。本文通过运行方式的灵活组合,兼顾了低马赫数和高马赫数来流的不同模拟需求,实现了宽马赫数范围的试验能力。

高焓激波风洞有效试验时间的诊断

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温真实气体效应以及再入物理问题的有效试验装备,但是激波风洞的试验时间较短,且随着气流焓值的提高大幅降低,仅为几毫秒,因此试验测试数据曲线中有效时间段的分辨十分重要,它直接影响到试验结果的可靠性及精度。鉴于此,采用压力测量、静电探针测量、非接触光学测量和热流测量的方式,针对中国科学院力学研究所JF-10高焓激波风洞16 MJ/kg总焓、7 700K总温的流场状态,对比研究了风洞喷管的起动时间以及有效测试时间。试验结果表明:静电探针测量方法最为有效地分辨了喷管起动时间段、有效试验时间段以及驱动气体的到达;JF-10高焓风洞在16 MJ/kg的状态下,喷管起动时间约为1.3ms,风洞有效试验时间约为2ms。

高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.

爆轰驱动膨胀管性能研究

超高速流动一般指速度超过5km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战。膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD)通过将正向爆轰驱动技术和膨胀管结合在一起,建成了可实现最高速度10km/s超高速试验气流的爆轰驱动膨胀管(JF-16),并开展了典型模型试验。在此基础上对JF-16进行了改造升级工作,为其设计喷管增加了膨胀风洞运行模式,对其性能进行了相关试验测试研究。同时,对膨胀管相关数值方法进行了介绍,并开展数值模拟对试验状态进行辅助诊断和分析。

高焓风洞中等离子体激励流动控制试验

采用等离子体流动控制改善飞行器气动性能是近年来流动控制领域研究的热点。基于爆轰驱动高焓激波风洞的高总温、高马赫数来流状态研究表面电弧放电技术对流场流动结构以及热流、压力等接触式测量方法的影响规律。结果表明:等离子体放电对双楔流动结构的影响可分为干扰激波产生以及原有激波的恢复阶段,其对流动结构的作用时间约为66.68μs;强放电对空间电势的影响导致其对热电偶以及压阻传感器等接触式方法的测量数据造成干扰,本文试验状态下的干扰时间约为200μs,远大于放电对于流动控制的作用时间;另外,采用低通滤波方法、噪声幅值以及噪声时域幅值的加权处理一定程度上可以对测量的干扰信号进行优化,并得到相对合理的试验数据,但该处理方法的正确性仍然需要更丰富的试验数据进行验证。

基于高温真实气体效应的双锥磁流体流动控制

磁流体流动控制作为一种主动流动控制技术,通过外加磁场影响强激波后的等离子体流场运动,可有效改善高超声速飞行器的气动性能。通过数值模拟方法研究不同磁感应强度、磁体位置对双锥模型绕流流动结构及流场内关键参数分布的影响机理和规律。结果表明偶极子磁场下随磁感应强度增加,逆流向洛伦兹力始终主导流场内的三波点位置、分离区大小及壁面热流和压力的峰值状态,同时洛伦兹力的存在还将改变激波后电子密度分布;磁体位置前移时,洛伦兹力的分量及峰值位置的变化会导致其对分离激波的作用加强,这有利于进一步控制分离区结构及壁面热流和压力的分布。

乙炔-空气混合物中有限长楔面诱导斜爆轰波的起爆特性

斜爆轰波在高超声速推进具有重要的应用潜力,受到了研究者们的广泛研究。以往的研究,大多基于氢气燃料,且楔面总是无限长的.本文基于详细的化学反应模型,通过求解二维考虑基元反应的多组分欧拉方程,对乙炔-空气混合物在有限长楔形面诱导的斜爆轰进行了数值和理论研究.根据受限空间内的起爆判据,研究了膨胀波、来流马赫数和当量比对斜爆轰波起爆特性的影响.结果表明,乙炔诱导的斜爆轰波的起爆距离相对大于氢燃料诱导的。爆燃波的会聚位置和膨胀波的产生位置决定了斜爆轰波的起爆特性.当膨胀波的产生位置在爆燃波会聚位置的下游,斜爆轰波被点燃;否则,斜爆轰波不会起爆.诱导区特征长度在不同当量比下呈U型曲线分布,无论是富燃还是贫燃都会导致斜爆轰波不起爆.

劝架

爸爸和妈妈经常吵架，我也经常劝架。 星期天，我在家里正写作业，忽然传来爸爸妈妈的吵架声。我赶紧放下笔，往院子里跑。爸爸和妈妈吵得挺激烈哩。爸爸直着嗓子红着脸说：“都怪你，把客人弄走了。上了门的生意都做不成……”妈妈边掉眼泪边委屈地说：