复现飞行条件下高超声速气动力测量技术研究

With the increase of flight Mach number of the next generation hypersonic vehicles, the temperature of air in the shock layers and boundary layers becomes higher and nonequllibrium thermal and chemical reaction processes take place. The air becomes real gas under high temperature and the real gas effects will influences the aerodynamic characteristics of the hypersonic vehicles. Therefore, it is very important to conduct force measurements in shock tunnels which duplicate the flight conditions. This study is mainly focused on the effects of real gas on the aerodynamic characteristics of hypervelocity vehicles. It includes three parts. In the first part, the parameters of flow field of JF12 are measured and the uncertainty is given. In the second part, the force measurement techniques in JF12 are developed and the uncertainty of force measurements in JF12 is given. In the third part, the key mechanisms and the physical laws of the real gas effects on the aerodynamic characteristics of hypervelocity vehicles are studied on the basis of wind tunnel experiments and numerical simulations.

随着新一代高超声速飞行器飞行马赫数的不断增加，激波层和边界层内的空气温度不断升高，空气发生真实气体效应。真实气体效应会对飞行器的气动力特性产生影响。因此，要在地面试验设备中开展真实气体效应对气动力特性影响研究。但是，现在在高焓激波风洞中开展气动力研究还存在很多问题没有解决，包括流场特性、试验时间毫秒量级的测量技术以及真实气体效应下的流场物理特性。本项目的目的是在中科院力学所的复现飞行条件激波风洞JF12中开展气动力试验技术研究。研究内容包括三部分，一是研究JF12激波风洞在高焓情况下的自由流场参数，给出自由流场参数的不确定度。二是开展适合JF12激波风洞的气动力试验技术研究，提高测力精度,给出气动力测量结果的不确定度。三是开展高温真实气体效应对气动力影响试验研究，给出关键物理规律。

本研究重点关注高温气体效应对高超声速飞行器气动力特性的影响和超燃冲压发动机燃烧机理和推进性能。对JF-12激波风洞驻室和自由流场参数进行了研究，给出了高温气体效应下的流场参数和不确定度。在JF-12激波风洞上开展高精度气动力试验技术研究，这些关键试验技术包括：高灵敏度的杆式和盒式气动力天平、大刚度的模型/天平/支撑平台、激波风洞起动激波和流场平衡过程对测量结果的影响、长时间高温加热对天平信号漂移的影响、多个频率混在一起的复杂天平信号分解。通过研究使得JF-12激波风洞的气动力测量精度达到了常规高超声速风洞的水平。在JF-12激波风洞中开展了高温气体效应对气动力影响规律的试验研究，试验模型分别采用尖锥标模和升力体模型。研究结果表明，在中等焓值状态下（马赫数7、总温2300K），高温气体效应对尖锥等细长体小攻角状态下的气动力特性的影响不显著。对高温气体效应对高超声速气动力/热的影响规律开展理论研究，提出了一种理论求解斜激波与数值求解边界层相结合的两步渐进方法，分析了气体分子振动激发效应在激波层与边界层内的传递和干扰，得到了振动激发对高超声速气动力/热的影响规律。对超燃冲压发动机的燃烧机理和推进性能进行了理论分析，首次将C-J爆轰波定义为超燃冲压发动机的稳定燃烧安全边界，提出了超燃冲压发动机和斜爆轰发动机的气动设计准则。开展斜爆轰发动机设计，对Ma9飞行条件下的全尺度发动机进行整机数值模拟研究。研究了燃料/空气混合特性、斜爆轰波起爆特性、发动机稳定燃烧特性、激波诱导燃烧特性、边界层分离与控制方法等关键机理和关键技术，获得了持续稳定的斜爆轰发动机流场和净推力。设计了斜爆轰发动机试验模型，在JF-12激波风洞中开展了斜爆轰发动机试验研究。突破了斜爆轰发动机激波风洞试验关键技术，国内外首次在地面试验设备中获得了持续稳定的斜爆轰发动机燃烧流场，证明了高马赫数斜爆轰发动机的技术可行性。