宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战

发布时间：2024-02-01 12:39

　　随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加,对气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求,需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。概述了宽速域脉冲型风洞发展现状,对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战,并针对"可实现性""可用性"及"好用性"问题,提出了相应的解决措施。

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【部分图文】：

图1JF-12激波风洞

常规激波风洞能提供的有效试验时间极其有限，一般为几毫秒到几十毫秒。为了满足超燃冲压发动机试验需求，实现高超声速地面推进模拟，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）开展了系列延长激波风洞试验时间的技术探索。基于爆轰理论，提出正/反向爆轰驱动技术：成功研制了JF-....

图2LENSII风洞

为了满足超燃冲压发动机性能和流动机理研究的需求，中国空气动力研究与发展中心（CARDC）提出并发展了一种脉冲燃烧式风洞（见图3）。采用Ludwieg管或活塞挤压方式提供氧化剂和燃料，混合燃烧并经喷管膨胀加速到所需流动状态，能够满足马赫数4.0～6.0范围内发动机和飞行器试验的需求....

图3?0.6m脉冲燃烧风洞

图2LENSII风洞(4)FL-63组合式宽马赫数风洞

图4FL-63组合式宽马赫数风洞

边界层流态及其转捩位置的准确预测对气动热载荷的高精度评估具有重要影响。因此，宽速域高超声速气动热风洞更多需要考虑宽速域转捩问题研究的需要。首先要求能复现飞行条件的总温，对于欠温运行的风洞，其得到的气动力/热特性及规律，可能与真实情形存在一定偏差，尤其是转捩对气动热的影响特性偏差更....

本文编号：3892133