复现高超声速飞行条件下10°尖锥标模气动力特性试验研究

综述了应用中科院力学所的JF12长试验时间激波风洞中,在复现40km高度,飞行马赫数7的试验条件下,开展的10°尖锥标模天平测力试验研究结果

脉冲风洞的真空获得系统

本文简述以往LHD 脉冲风洞的真空获得系统配置方案，重点描述新建成的JF12 激波风洞真空方案与调试结果，详细介绍了相应的测试系统，文末给出调试结果

Study on liquid film thickness measurement method for overflow cooling

气动加热问题是高超声速飞行器研发过程中遇到的关键技术难点之一，为了飞行器的安全，需要对飞行器进行热防护。过去几十年，被动热防护技术发展较为成熟，然而吸气式发动机进气道前缘、飞行器局部突起物等严重气动加热地地区仍存在亟待解决的问题。高超声速飞行器主动冷却技术，虽然已提出了多种方法，并开展了大量的研究工作，但在冷却效率、适用条件及工程实现难度等方面还存在诸多限制。针对上述情况，俞鸿儒院士提出了溢流冷却的概念，其基本思想为：在高热流区附近布置溢流孔，通过对冷却液流量的控制，保证其不喷成射流，而是以溢流的方式流出，而后在绕流气体表面摩擦力作用下展布为液膜，覆盖在模型表面形成热缓冲层以降低表面热流。溢流冷却机理与发汗冷却相似，只是液膜的形成方式不同，但可以大大降低对材料性能及加工的要求，并且降低了冷却液泵送系统的复杂程度，更具工程应用前景。目前，溢流冷却还处于探索阶段，对其冷却性能及评价指标、液膜流动特性、液膜成膜条件、液膜传质/传热机理等方面还需开展大量的研究工作。液膜厚度作为最基本的物理特征参数，开展其测量方法的研究对解决上述问题具有重要的意义。论文的主要内容如下：1） 液膜厚度测量方法研究高超声速主动冷却技术已开展的实验研究主要测量热流（温度）、冷却剂流量和流场结构，尚未开展液膜厚度这一关键物理量的测量，选用何种方法测量溢流液膜厚度没有定论。本文针对膜厚测量的基本问题，总结各研究领域内相关测量方法，再结合高超声速脉冲风洞中开展溢流冷却实验的具体要求分析各方法适用性和可行性，提出利用电导法基本原理测量溢流冷却液膜厚度。2） 电导探头结构设计及优化电导探头的输出特性受液膜厚度、探头结构及尺寸参数影响，原因是改变了液膜内电场的空间分布特性，且难以用解析函数表述。本论文对其数值仿真方法进行研究，结合电磁学基本理论，采用有限元方法求解微分形式的麦克斯韦方程组确定电导探头的输出特性。在此基础上对电导探头的电极结构、尺寸参数对输出特性的影响进行了仿真，确定了电导探头的设计原则，为电导探头设计提供了理论基础。3） 液膜厚度测量系统研制电导法属于主动测量，电导探头需要激励源才能正常工作，并且需要将液膜厚度变化引起的电导变化转换为电压信号，才能实现与通用采集系统电特性的匹配。按照电导法的基本原理，研制了液膜厚度测量系统，由交流激励源、激励信号扩展单元、测量回路、空载回路、差分放大单元及数据采集与处理单元构成。4） 溢流冷却探索实验本论文系首次系统的开展高超声速脉冲风洞溢流冷却实验，研制了配套的冷却液注入装置、电导探头标定装置等辅助实验系统，综合利用液膜厚度测量装置、纹影仪、热流测量技术、高速摄影、数字图像处理及时序控制技术，搭建了溢流冷却风洞实验平台，形成了完善的溢流冷却实验测量系统。在高超声速Ma=6条件下，开展了典型外形模型的溢流冷却实验，测量得到了液膜厚度变化历程，验证了电导法测量溢流液膜厚度的可行性。结合液膜流动图像和热流数据，验证了溢流冷却应用于高超声速飞行器热防护的可行性，并对溢流液膜流动特性进行了初步分析

一种高超飞行器尖前缘热防护方法及其系统

本发明提供了一种高超飞行器尖前缘热防护方法及其系统，包括：利用材料的热电子发射效应将高超飞行器尖前缘处高热流密度区域的热载荷转移至低热流密度的区域，以降低热流密度峰值和梯度；然后在热载荷被转移到的区域使用现有热防护技术，以对热载荷被转移到的区域进行热防护。基于该方法的系统包括位于高超飞行器尖前缘的发射电极、收集电极和为发射电极提供负偏电压的可调电源，及连接可调电源的中央控制模块，结合飞行参数控制可调电源，调整负偏电压进而改变热载荷转移能力，实现对高超飞行器尖前缘的热防护。本发明具有高温自启动、不改变飞行器外形、可长时间使用等特点，能够解决现有高超飞行器热防护技术无法应用于尖前缘结构的难题

Experimental investigation of hypersonic flight-duplicated shock tunnel characteristics

Hypersonic air-breathing propulsion is one of the key techniques for future aviation and the ground aerodynamic testing for full scale test models with sufficient test time at flight conditions is of fundamental importance for verifying hypersonic air-breathing engines. Based on the backward detonation-driven concept, the hypersonic flight-duplicated shock tunnel (or JF-12 shock tunnel) has been successfully constructed and calibrated. This facility is capable of reproducing airflow for Mach numbers ranging from 5 to 9 at an altitude of 25-50 km, with a test duration of more than 100 ms. To quantify the performance of the shock tunnel, experiments were conducted to investigate the aerodynamic characteristics of the test flows and the effects of several critical techniques that play important roles in the operation of the shock tunnel. The stagnation pressure was constant within +/- 5% and the average stagnation pressure varied by less than 0.048%/ms. The variation of the stagnation pressure in repeated experiments is less than 2.0%, indicating the good repeatability of the wind tunnel. The non-uniformity of the Mach number in the core flow field at the nozzle exit was within +/- 2.5%. Additional, a uniform flow field is established upstream of the nozzle exit. The axial gradients of the flow field are small since the Mach number varies less than 1.7%/m. Findings regarding the ignition technology, diaphragm ruptures, detonation driver capacity, incident shock-wave decay, and tunnel operation mode are also presented. The findings of this study are not only helpful for operating the shock tunnel, but can also assist the future development of hypersonic wind tunnels. Graphic abstrac

高精度铂薄膜电阻传感器标定系统

表面热流率是高超声速飞行器设计的重要参数之一，在进行地面试验之前，需要对所使用的铂薄膜电阻传感器进行标定，标定的精度对飞行器的设计有重要的影响。本文详细介绍了所研制的高精度铂薄膜电阻传感器标定系统的标定原理和系统构成，实验结果表明该系统能够有效的提高铂薄膜电阻传感器的标定精度