航天飞行器在ITAM的AT303高超声速风洞中的空气动力实验研究(英文)

俄罗斯科学院西伯利亚分院理论与应用力学研究所新研制的AT-303风洞于1999年开始投入使用。由于具有较高的驻点压力，AT-303能够模拟飞行器再入时的真实Reynolds数，其Math数范围为8—20。在ITAM与ESTEC和EADS-ST协作ISTC项目的框架下，在AT303风洞中对不同航天飞行器的空气动力特性进行了研究。通过对邶．2（AGAIm）参考模型进行测力实验，并将实验结果与其它可用的实验和数值计算结果进行比较，AT-303风洞的流场品质和实验仪器的性能得到了检验。在与实际飞行条件相对应的Mach数和Reynolds数条件下对典型的高超声速航天飞行器进行了实验。测量了气动力和力矩，确定了这些飞行器的主要气动特性。给出了实验结果，对实验数据进行了分析并与理论结果进行了比较。从研究中得到了一些经验，并提出对下一步研究的建议。

微小圆管中分裂火焰的实验与理论研究

对丙烷/空气在内径2 mm的圆管内的预混燃烧进行了实验研究,借助于高速数码摄像机发现了分裂火焰现象,其中一个为向上游传播的较亮的常规火焰,另一个为向下游传播的较暗的微弱火焰。这些火焰先后熄灭,经过一段时间后又重复发生自着火、分裂、反向传播、灭火过程。这种现象在富燃、化学恰当比以及贫燃火焰中都有存在。一维非稳态计算表明化学反应速率的轴向分布曲线存在大小不同的两个峰值,它们分别对应实验观察到的两个不同亮度的火焰。其中,常规火焰是由于向上游较冷的壁面散热而熄灭,微弱火焰则是由于下游燃料耗尽而熄灭的。

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验(英文)

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果。实验马赫数M∞≈8，运行时间r=50—60ms，雷诺数范围Re1∞=2．7×10^6—4．0×10^7，模型表面的边界层自然转捩。在实验中，模型中有燃料供给：把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室。提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件。测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布。所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M（实验马赫数M∞≈6，8，运行时间τ=100—120ms，雷诺数范围Re1∞=（1．3-1．8）×10^6，进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩）。结果表明：实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同。发动机刚刚启动时，在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流。注入氢后，首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动。之后，在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激渡流态。在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验，获得了令人满意的结果。