Determination of Wind Pressure Coefficients for Arc-Shaped Canopy Roof with Numerical Wind Tunnel Method

In this paper,the wind load on an arc-shaped canopy roof was studied with numerical wind tunnel method(NWTM) .Three-dimensional models were set up for the canopy roof with opened or closed skylights.The air flow around the roof under wind action from three directions was analysed respectively.Wind pressure coefficients on the canopy roof were determined by NWTM.The results of NWTM agreed well with those of wind tunnel test for the roof with opened skylights,which verified the applicability and rationality of NWTM.The effect of the closure of skylights was then investigated with NWTM.It was concluded that the closure of the skylights may increase the wind suction on the top surface of the roof greatly and should be considered in the structure design of the canopy roof.

火星进入流场特性中红外吸收光谱诊断研究

火星探索项目是我国深空探测工程的重要组成部分,“天问一号”2021年成功着陆火星,是中国航天在火星探索研究迈出的一大步。火星大气的气氛主要以二氧化碳为主,表面气压远低于地球大气,由于大气成分和进入轨道的差异,火星进入器面临的热环境同地球返回器有很大不同,其进入过程为非空气介质的高速流动,将产生严重的气动防热问题。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境,是开展火星探测防热系统设计的关键。电弧风洞模拟火星进入高温过程,其主要过程是CO_(2)主导的离解反应,并且CO等高温离解组分与火星进入器防热材料相互作用,产生的催化效应会显著影响气动热环境。利用中红外量子级联激光吸收光谱测量技术,开展电弧加热火星进入流场特性的在线定量研究。电弧加热在线诊断研究利用CO在4.5μm附近中心波长为2212.625 cm^(-1)(v″=0,R(19))的谱线,实现了对火星地面流场的高信噪比测量,采用单线-直接吸收光谱诊断技术获得了自由流静温和关键组分CO摩尔浓度的实时测量结果。典型状态下,火星进入流场自由流静温和CO摩尔组分浓度在整个运行时间内保持稳定,显示出电弧加热流场良好的稳定性。六组重复试验显示自由流静温和CO摩尔组分浓度分别在(1757±69)K和(0.189±0.027)范围内,自由流温度波动≤3.9%,CO组分浓度波动≤14.3%,证明电弧风洞建立的火星地面流场具有非常好的重复性。基于该研究发展的电弧风洞中红外激光吸收光谱诊断技术,可以为研究火星进入器气动热环境和防热材料烧蚀-催化特性提供精细化测量能力。

高速列车弓网受流系统放电实验平台设计

为掌握外环境下高速列车的运行特点,开展弓网电弧变化特性研究,该文设计并研制了高速列车弓网受流系统放电实验平台,其风洞系统由风洞结构、风扇转子系统、风洞控制系统、弓网电弧发生系统、观测系统组成。测试结果表明:低速直流风洞风速可达50 m/s,湍流度低于1%,速度不均匀性小于1%,流场稳定性不超过1%,气流偏角不超过0.5°,满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》(GJB 1179A—2012)中所规定的参数指标。该系统为探究强气流场环境下弓网电弧物理特性的变化规律提供了良好的实验环境,可为高速运行环境下列车弓网电弧研究提供参考数据。

串列圆角三角形双塔建筑风荷载干扰效应

为探讨处于串列布置的圆角弧边三角形双塔高层建筑的风荷载干扰效应,采用风洞试验方法研究了双塔相对间距及风向偏转对受扰建筑平均层阻力和升力系数及顺风向和横风向基底脉动弯矩功率谱特性的影响。结果显示上游建筑的存在使受扰建筑的平均阻力和升力系数都小于单体建筑,且随双塔间距减小更为显著,较小的风向偏转对其影响不大。上游施扰建筑会使受扰建筑的基底弯矩谱能量由低频向高频转移,并产生新的谱峰,对横风向弯矩其谱峰在相对间距为3时最大;当风向偏移至接近弧面迎风时,能量转移基本消失。研究成果可为同类建筑的抗风设计提供理论依据。

大尺寸结构部件电弧风洞烧蚀试验技术

在现有试验设备能力的基础上，结合超声速导管和冷气包罩试验技术，利用水冷挡板和气冷石英玻璃窗口组合形成包围气流通道，解决喷管出口气流继续膨胀导致流场参数衰减严重的问题，对大尺度翼结构部件进行了流场标定，显示翼面热流衰减量由51．5％～73．6％减少为34．0％～40％，翼前缘最大热流衰减量由68．0％减少为43．7％，模型表面热流分布均匀性有明显提高；同时，相对于壁面完全封闭的导管／包罩试验，透过气冷石英玻璃窗口还可以观察大尺寸结构部件实时烧蚀过程并且测量部件表面温度。研究表明该试验技术能够有效用于大尺寸部件防隔热及热结构性能考核研究。

尖晶石整流罩气动效应的试验研究

超音速导引头整流罩的气动光学效应对红外光电成像系统的跟踪、识别产生很大的影响。结合工程实际,主要开展了在6 km高空、飞行速度达到2.4 Ma的尖晶石整流罩的气动力学、气动光学效应的研究。首先,对设计的尖晶石整流罩进行了流场气动效应的仿真计算分析,并采用电弧风洞模拟试验进行了研究。接着根据试验结果,设计了尖晶石的热冲击试验,通过在尖晶石外表面镀制金刚石保护膜,实现了整流罩的消热设计。采用静态保温加热试验,研究了整流罩的气动加热对导引头跟踪成像的影响。最后,采用火箭橇模拟试验,研究了约2 Ma音速飞行的导引头的跟踪成像。初步分析了气动效应对尖晶石整流罩物理性能以及中波红外成像的影响。

模型烧蚀对尾迹电子特性影响的计算和实验研究

基于气动物理研究的需要,针对高焓风洞的来流特点,采用计算和实验相结合的方法研究聚丙烯烧蚀对尾迹电子密度的影响。结果表明:计算结果可以有效模拟实验状态,电子密度的模拟精度有很大提高,误差在一个量级内;聚丙烯烧蚀可以降低尾迹的电子密度,但幅度不大,在2倍左右,其与选择模型材料的催化特性降低幅度相当;对电弧风洞的成功改进和非稀薄流静电探针诊断技术的应用,是尾迹电子密度测试的前提保障。

电弧风洞内球锥全目标绕流场计算分析

针对电弧风洞高焓气体来流条件,通过数值求解三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析无烧蚀球锥全目标绕流场真实气体效应。考虑空气电离化学反应系统,包含7个化学组元和6个反应方程。差分算法是隐式NND格式。依据实验来流条件,计算了不同壁温及不同壁面催化特性下的流场结构和电子数密度,观察了来流非均匀性的影响。结果表明。尾迹区对模拟条件较敏感,其电子数密度随壁温降低而升高,完全催化壁的电子数密度约比非催化壁低近一个量级,实验状态的计算应采用风洞实际来流条件,

电弧风洞热/透波联合试验技术研究及应用

介绍了在电弧风洞上发展的一种新型试验技术。针对某型飞行器,了解其在飞行条件下天线窗烧蚀透波特性对于了解及掌握"黑障"问题及通信信号特点至关重要。在电弧风洞内开展热/透波联合试验考核是地面试验考核的最佳选择,但存在若干技术难点。为此在电弧风洞开展热/透波联合试验技术研究,使用半椭圆喷管,改进进气方式,提升能量利用率;改进电弧加热器结构解决了铜离子对测试的干扰;设计定向天线,在关键部位布设吸波材料解决了试验段内微波反射问题;将收发天线均置于试验段内部,保证天线同频振动,解决了风洞启动时天线抖动导致的信号波动;设计水冷箱体解决了天线窗口长时间气动加热下天线的热防护问题。经试验验证,研究内容是有效的、成熟的、可行的。目前该技术已成功用于指导在电弧风洞上开展的数项试验。

气动加热对红外成像的影响试验研究

介绍了在气动加热条件对红外成像的影响试验研究的情况,利用电弧风洞产生高温,高超声速流场,模拟红外窗口的气动加热,红外图像由高温黑体产生,利用高速红外热像仪接收红外目标的辐射。通过对穿过高温流场、模型之后的红外图像测量分析,初步揭示了气动加热对光学传输的影响。

电弧风洞中基于TDLAS的气体温度和氧原子浓度测试

电弧风洞是对防热材料/结构进行地面考核的关键设备,其流场参数是评估设备性能和品质的关键数据。由于高温气流的恶劣环境,尚无有效诊断手段。本文使用可调谐二极管吸收光谱技术(TDLAS),针对气流中氧原子,选用氧原子特征吸收谱线(λ=777.2nm),测量了电弧风洞中水冷平头圆柱体模型脱体激波后的气体温度和氧原子数密度,试验测量与工程计算结果较为一致。试验显示出TDLAS具有高温电弧风洞应用的潜在优势。

Φ1m电弧风洞大尺度防隔热组件烧蚀热结构试验

针对大面积区域高焓、低热流、长时间气动加热环境,对1m电弧风洞地面模拟试验系统进行了建设与完善,并引入了石英灯辐射辅助加热技术,对400mm×400mm大尺度模型进行了试验,结果表明这种联合加热方式能够有效用于大尺度模型防、隔热及烧蚀热结构性能考核试验研究。

电弧风洞真空氩气起弧技术研究

为解决传统金属丝熔融法起动电弧风洞准备时间长、可靠性差、熔渣影响设备安全和参数测试等问题,研究分析了电弧风洞采用真空氩气起弧技术起动的可行性。通过试验对比分析了起弧间距、进气方式以及控制时序等参数对电弧风洞起动特性的影响,利用一级触发、逐级拉弧的方式实现数米长电弧加热器的安全起动。结果表明,真空氩气起弧技术可以稳定、可靠、快速起动电弧风洞;起弧间距为25mm时,起动时间短,平均电流低,设备烧损小,起动最可靠;采用阴极尾部通氩气的进气方式,起动稳定、操作方便、维护简单;该起弧技术具有最佳的控制时序,确保了起动稳定可靠。

基体改性C/C-HfC-HfB_2-SiC复合材料抗烧蚀性能研究

以碳化铪有机前驱体、硼化铪有机前驱体和聚碳硅烷混合溶液为浸渍剂,采用化学气相渗透(CVI)和液相浸渍-裂解(PIP)工艺制得了准3D C/C-HfC-HfB2-SiC碳陶复合材料。采用电弧风洞结合扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射分析(XRD)对复合材料的结构及氧化失效行为进行了初步探讨。结果表明,高密度的基体改性C/C-HfC-HfB2-SiC复合材料具有良好的抗烧蚀性能,复合材料在2 300 K/600 s电弧风洞(含水5%)试验条件下的质量烧蚀率和线烧蚀率分别仅为1.22×10-6g/(cm2·s)和1.33×10-5mm/s。密度和温度对复合材料抗烧蚀性能影响较大,密度从2.63 g/cm3增加到3.75 g/cm3时,复合材料在2 300 K条件下的线烧蚀率降低了3个数量级,当温度从2 300 K升高的2 400 K时,高密度复合材料的线烧蚀率增加了约1 000倍,烧蚀过程中较高密度的复合材料表面容易形成更为致密的氧化膜是其具有良好的抗氧性能的重要因素。

椭圆喷管设计与数值模拟

提出了一种椭圆喷管的设计思路,并对椭圆喷管流场与矩形喷管流场进行了对比分析。通过数值计算表明,在相同的驻室参数、相同的长度和出口面积条件下,椭圆喷管出口马赫数略高于矩形喷管。湍流和高温真实气体效应均降低了喷管的有效面积比,改变了喷管流场的膨胀波系,通过选择合适的喷管出口位置可以获得较好的试验均匀区。椭圆喷管作为高超声速风洞特种试验装置,可以有效利用加热器的能量,提高设备的参数模拟能力,可适用于大尺寸扁平状前缘、舵、翼等模型的防热试验和大宽高比的冲压发动机试验研究。

高温热管在热防护中应用初探

介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,模拟高超声速飞行器高温区的气动加热环境,对一种装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验。利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型试验结构的对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区,装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果。

用于高温高压剪切流场的Gardon计研制

传统Gardon计一般为薄壁康铜片结构,通常应用于辐射热流的测量。当应用在高压对流环境中,存在承压能力不足、受对流加热不均匀性影响的问题。从Gardon计基本原理出发,以数值仿真分析了康铜箔厚度对传热特性的影响,推导了对流环境测量误差与对流换热系数和灵敏度系数的明确显式关系;并利用数值计算验证了其正确性。根据理论分析,设计并研制了适用于电弧风洞流场的Gardon计和复合型热流传感器,后者集成了Gardon计和水卡计的功能,可同时用两种方法测量表面热流。标定实验结果显示,传感器样件均具有较好的线性度(小于1.5%)和时间常数,水卡计经固定系数修正后与标准热流相对误差小于3.7%,当戈登计受对流换热影响较大时,可为其提供参考。

电弧风洞CO_2介质运行分析

为开展金星和火星探测器地面防热试验研究,通过对CO2气体平衡成分分析、喷管流场计算和风洞运行能力分析,评估了电弧风洞模拟探测器进入CO2大气环境时的防热试验能力。首先采用平衡常数法计算分析CO2气体在不同温度和压力下的平衡成分,接着利用一维等熵理想气体模型分析喷管内平衡流和冻结流2种流态下的流场参数,最后计算CO2介质运行时喷管出口的驻点参数,评估驻点压力和驻点热流的包络性能。结果表明:电弧风洞CO2介质运行时气流在加热器内含碳量高达30%,并可能在水冷壁上沉积,降低设备绝缘性能和换热效率,给设备安全运行带来隐患;在平衡流和冻结流2种流态下,喷管出口气流中均含有CO和O2,且CO含量高达50%,为保护下游的真空设备和人员安全,防止反应生成的CO浓度达到爆炸极限,给出了在扩压器补充惰性气体钝化的初步方案。

不同形状风帆的风洞试验

为研究风帆助航技术,选取6种形状的风帆,利用某大学的低速风洞实验室对其进行风洞测力试验,获得相应的空气动力学特性.结果表明,圆弧形风帆空气动力性能比较优良,操作简便,比较适合安装在现代大型船舶上.

电弧风洞转动部件动密封试验

翼/舵等部件在转动条件下热结构/匹配/密封考核一直是高超声速飞行器研制阶段的技术难点,以前该类考核基本采用高超声速验证器在飞行条件下直接考核。基于该地面考核难题,在电弧风洞上开展了相应的试验技术研究,针对如何建立流场、解决流场堵塞、转动条件下流场控制等技术问题提出了相应的解决方案,并成功应用于转动部件热结构、热匹配及热密封试验中,结果表明:试验模型表面热流分布与飞行条件下较为一致,转动过程中流场稳定,在国内首次实现了高超声速飞行器转动部件动密封地面试验考核。