AF302 连续式超音速风洞

AF302 连续式超音速风洞

?吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究二维空气动力学，马赫数(Ma)可达1.8

?测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄?随设备提供一系列测试模型，可用于研究二维空气动力学相关特性，同时提供模型角度反馈编码器

?随设备提供多管压力计和压力校正传感器，用于研究风洞内压力与大气压力的变化关系?提供一个真空泵，可远程控制，简单易用

?可连接至通用数据采集系统(VDAS)，自动采集实验数据

设备简介

青铄科技公司的这款风洞是一款吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究亚音速、超音速空气流动动力特性，同时也可以使学生进行二维空气流动状态下的模型气动特性。

随设备提供一个控制台和一个大容量的真空泵，通过真空泵在风洞测试段制造负压环境，进而将外界空气吸入风洞内部。可以在不影响管路中主气流的情况下通过一个旁路管道来减少通过测试段的气流，这种方式对进行亚音速实验的开启和关闭非常有帮助。

风洞的工作段包括一个收缩-扩张喷嘴(拉法尔喷嘴)，该喷嘴包括一个可移除的顶部结构(共有三种不同的结构)，通过该结构可控制流过工作段的最大气流速度。

设备中预安装有一个测试模型(内置压力测点)，这些测点可连接至工作段侧壁和观察窗上的相关接口。可通过齿轮装置调整模型的角度。通过VDAS系统测量模型角度。

通过一个模拟压力计测量和显示风洞内的真空度，所测量的压力同时连接至多管压力计，便于记录实验数据。

VDAS数据采集系统可非常轻松地安装至实验设备的框架上，通过该系统，可实时采集、显示数据，监测系统运行，并能够在电脑上讲实验数据输出至表格文件。

风洞中的测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄。

标准配件

?提供用户指导手册

?提供两年质保

?按照欧盟标准设计制造

实验功能

1.测量并研究亚/超音速流动时拉法尔喷嘴内的压力分布

2.根据上一实验结果，对比分析压力分布理论值和实测值之间的差异

3.在风洞内气流达到超音速时，对比分析拉法尔喷嘴收缩比的理论值和实测值

4.测量并研究测试模型在二维亚音速/超音速流动状态时，不同的模型角度对作用在模型

上的气动压力的影响

5.测量并研究在超音速流动中的测试模型的升力系数

6.观察并研究在超音速流动中产生的激波和膨胀波的产生过程和原理(需要纹影系统)

推荐配件

AF302a 纹影系统(施利伦照相系统)

必需配件

集成框架安装的通用数据采集系统(VDAS-F)

运行条件

?工作环境：通风良好的实验室

?储存温度：-25℃~55℃(包括运输时)

?工作温度：5℃~40℃

?工作时湿度要求：当温度由31℃上升至40℃时，湿度应由80%(最高)线性减少至50%(最高)

注：为了得到较精确的实验结果，建议工作温度为30℃时，空气湿度应小于10%。过高的湿度易在风洞内部造成凝结冲击波并有可能结冰，进而影响实验结果的准确度。

运行要求

?控制台电源接口：100/240VAC，60/50Hz

?真空泵电源接口：400VAC(三相)，250A(启动电流)，90A(工作电流)

噪声水平

本设备发出的噪声水平超过90dB，如果您在近距离内使用时，必须戴上耳罩。

配置清单

?真空泵：

1.长×宽×高：1800×1800×1500mm(2400mm，加上消音器)

2.净重：1750Kg(含消音器)

3.运输体积和重量：7.44m3，1970Kg

?风洞本体：

1.长×宽×高：4000×900×1600mm

2.净重：209Kg

3.运输体积和重量：6.5m3，250Kg

?测试段(工作段)尺寸：101.6×25.4mm

?气流速度：

1.Ma1.8

2.Ma1.4

3.

?测试模型：

1.5°单边楔形

2.7°双边楔形

3.10°双边楔形

4.10°双边楔形(带有两个压力测点) 模型角度调节范围：一般情况下，±10°

唯一的JF12超高音速激波风洞

唯一的JF12超高音速激波风洞 JF12高超声速激波风洞是专门针对高达五倍音速以上的超高速飞行器试验。 “据我所知，JF12高超声速激波风洞是当今世界唯一的，就连世界上的一些超级科技强国都没有，它的唯一不仅在于它所产生的流场区域很大、气流速度较高、试验时间很长，更重要的是它应用了最独特的爆轰驱动技术，它还克服了自由活塞驱动技术的弱点。你们应该为获得的可靠的高超声速试验数据感到十分骄傲。”这是国际上著名的激波管技术专家、国际激波研究院创始人高山和喜教授对JF12复现高超声速飞行条件激波风洞的高度赞誉。 5月14日，中科院组织的权威专家对JF12风洞进行验收。 专家委员会都认为，这个项目是面向国家重大科技项目以及学科基础的研究需求，利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法以及一系列的激波风洞创新技术而研制成功的国际首座可以复现25—40公里高空、马赫数5—9飞行条件、喷管出口直径 2.5米/ 1.5米、试验气体为洁净空气、试验时间超过100毫秒的高超声速激波风洞，而且它的整体性能在世界超级科技强国中都处于领先水平。而且该风洞具有高超声速飞行器试验的地面复现能力，因此为我国重大工程项目的关键技术突破以及高温气体动力学基础研究又提供了不可替代的试验手段。 “JF12激波风洞从概念、设计、加工、安装、调试、性能试验一直到现场测试，总共历时4年。中国项目组几经坎坷，几经艰辛，终于不辱使命，完成了这项艰巨的任务！”这是中科院力学所高温气体动力学国家重点实验室主任、国家重大科研装备研制项目组负责人姜宗林在JF12风洞验收通过以后的感慨。 姜宗林告诉记者，民用飞机的飞行速度一般可以达Ma 0.8(即xx

跨音速动态风洞

解决方案-跨音速动态风洞 位于美国弗吉尼亚州汉普顿市美国宇航局（NASA）兰利研究中心的跨音速动态风洞是一座用于研究固定翼和旋转翼飞机的气动弹性力学的连续式跨音速风洞。跨音速动态风洞的测试区域截面积约为1.5平方米，长约2.5米。跨音速动态风洞被广泛运用于各种试验，包括推进系统测试、自由飞试验、颤振试验、抖振试验、空气声学试验，以及需要振颤抑制等实时主动控制的试验。自1960年以来，几乎所有美国建造的运载工具、高性能军用飞机和商业运输飞机都在跨音速动态风洞进行了测试。 跨音速动态风洞的测试需要进行256个通道静态和动态信号的实时采集和显示，要求同步进行数据的采集、显示、存储、分析，并传输数据给实时控制系统进行模型控制。该系统采用应变计、硅膜压力传感器、压阻式加速度计、热膜风速计等多种传感器来测量模型响应，并在需要时采用执行机构对模型进行控制。 传感器数据的时间相关性往往对研究模型动态响应至关重要，特别是在需要计算两个传感器数据相干特性的情况下。即使在不同的程控增益下，测量系统也必须有出色的通道匹配性能，以避免在相干分析中引入误差。在跨音速动态风洞进行的测试种类众多，涵盖从稳态流体测量到高速瞬态的颤振、抖振、空气声学测量模式。测量系统的传递函数必须同时满足瞬态和稳态测试要求。 对于一套具有256个传感器的测试系统，在每次测试前，必须要能够自动验证测量系统的性能，最好还能检查传感器和电缆的健康状态。长时间测试时，最好能连续监视传感器的激励电压或电流、传感器电阻来验证传感器的健康状态。此外，全自动、可溯源的年度校准系统也是必不可少的。 解决方案： 为了比较各个信号调理系统供应商，美国宇航局购买了多套小型系统进行试用评估，并对硬件进行一系列严格的认证测试。测试包括直流和交流增益精度、直流激励精度、直流稳定性、宽带和频谱噪声、全带宽/滤波频响、瞬态响应、通带平坦度、幅度、相位匹配。 美国宇航局最终选取了PFI28000信号调理系统对安装在测试模型上的256个传感器进行模拟信号调理。此系统采用PFI28124四通道传感器调理插卡，共有256通道，安装在42英寸高的机柜中，28124插卡的输出连接到NI的PXI数据采集系统。传感器和数据采集系统的连接布线通过28000的背板完成。在不断开输出电缆的情况下，28124插卡可在28000机箱中灵活插拔。

CARDC2_4m引射式跨声速风洞设计与运行调试_董谊信

第15卷　第3期2001年09月 流　体　力　学　实　验　与　测　量 Experiments and Measurements in Fluid Mechanics V ol .15N o .3Sep .,2001 收稿日期:2001-04-27 作者简介:董谊信(1939-),男,福建福州市人,中国空气动力研究与发展中心研究员. 文章编号:1007-3124(2001)03-0054-08 CARDC 2.4m 引射式跨声速风洞 设计与运行调试 董谊信,陈章云,周　平,罗宇轩,王维新 (中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000) 摘要:中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器,利用现有中压气源驱动,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m ×2.4m ,M =0.3～1.2。稳定段最高工作压力为0.45M P a ,最高模型试验雷诺数Re c =15×106(M =0.90,C =0.24m ),稳定吹风时间≥15s 。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术,实现总压和M 数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计,在国内跨声速风洞中均是首次采用。 关　键　词:引射式跨声速风洞;风洞设计与研究;测控系统;风洞调试;增压试验中图分类号:V 211.74+1 文献标识码:A CARDC 2.4m injector powered transonic wind tunnel design and operation DONG Yi -xin ,CHEN Zhang -yun ,ZHOU Ping ,LUO Yu -xuan ,WANG Wei -xin (China Aerody namics Research &Development Center ,M iany ang 621000,China )A bstract :This paper provides a technical overview of CARDC 2.4m ×2.4m injector pow -ered transonic w ind tunnel .2.4m wind tunnel is successful in operation debugging tests in december ,1998.It can operate over a Mach number range of 0.3～1.2,the maximum pres -sure of flow is 0.45M Pa ,the maximum Re c available is 15×106(M =0.9,c =0.24m ).The simulating capability of model testing Rey nolds number is advanced and superior than the fo reig n conventional pressurized transonic w ind tunnel .The overall perfo rmance and technologies are in leading place in domestic and can be compared to foreign advanced w ind tunnel .The successful development of 2.4m w ind tunnel fills in the gaps in the area of large -size transonic wind tunnels and relative technologies .The history of lacking wo rld -class tran -sonic wind tunnel in China comes to an end .

风洞综述

风洞文献综述 Wind Tunnels Document Summary 一、前言 风洞，是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。 风洞设备的建设发展与航空航天飞行器研制紧密相联。在航空飞行器发展早期，对空气动力问题的探究促使了风洞的诞生。1871年，英国人温霍姆建造了世界上第一座风洞。随着飞机、导弹、航天飞行器发展，20世纪30～80年代，迎来了风洞建设的高峰期，低速、跨声速、超声速、高超声速各类型风洞得到快速发展。到目前为止，我国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。 由于实际流动的复杂性，流体力学和空气动力学中的许多课题还不能单纯依靠理论或计算方法解决，因而风洞有其特殊的重要性。二、风洞的发展简要回顾 风洞设备的发展大致经历了低速风洞发展阶段、超声速风洞发展阶段、跨声速风洞发展阶段、高超声速风洞发展阶段、风洞设备改造和稳定发展阶段、风洞设备发展适应新需求阶段、探索新概念风洞发展阶段。 20世纪90年代，随着经济全球化和型号发展数量的减少，一方面，风洞设备在数量上呈现出过剩状态；另一方面，又缺少能满足未来型号精细化发展要求的高性能风洞。

三、风洞的组成 风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而不同。 根据驱动系统的不同有两类，一类是运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用的连续式风洞。另一类是工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速的暂冲式风洞。 四、风洞的种类 风洞种类繁多，有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。 ①低速风洞 基本上有两种形式，一种是直流式风洞；另一种是回流式风洞。低速风洞实验段有开口和闭口两种形式，截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。 中国建成的具有柔壁喷管的三音速风洞实验段尺寸为 1.2×1.2米2,跨音速时采用部分排气在回流道内循环的下吹－ 引射工作方式，超音速时为下吹工作方式。 ②高速风洞 实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

“曙光女神”高超音速战略侦察机

“曙光女神”高超音速战略侦察机 国别：美国 类型：侦察机 型号：“极光”/“曙光女神 研制单位：保密未公开 造价：研发费用大约为44亿到80亿美元，购买24架大约还要100亿到240亿美元 现状：保密未公开 “曙光女神”高超音速侦察机(Aurora)，又名“极光”，据称其正式编号为CP-140或SR-91 ，是美国续SR-71“黑鸟”战略侦察机之后新一代战略侦察机。尽管美国官方一再否认该机的存在，但有越来越多的证据表明该机已存在多年。 发展历史 20世纪80年代中期，美国空军和太空总署已经开始了曙光女神的一些研究计划，尽管这些研究并没有产生实际的结果，但是他们为曙光女神提供了一种有潜力的外形和能力。 “曙光女神”的谍影，首先在1985年曝光。1985年2月，美国向国会提出的1986年预算报告中，包含了一份非机密的武器采购文件。其中“战略侦察”分类中，正好在美国空军呈交国会审查的预算计划书U-2侦察机改良型：TR-1

的项目之下，出现了一个被命名为“曙光女神”的子项目，引起新闻媒体的高度兴趣。 这个项目特别之处在于，1986财年度仅要求八千万美金的预算，但是1987财年度却要求高达22亿美金的预算。但是一年后，在1987财年的预算中曙光女神条目就像他神秘出现一样神秘的消失了。而实际上1987财年的空军采购预算总共比1985财年减少了几十上百亿美元。而且1987财年的预算中也没有可能用于隐藏曙光女神计划的项目。除了预算大幅增加，可能标志着已经进入生产线之外，美国空军在当时还将著名的SR-71“黑鸟”高空高速战略侦察机退出现役，却没有提出接替“黑鸟”的新型战略侦察机。 根据这两个证据，人们普遍认为，一种新型的军用战略侦察机已经被研发出来，而且即将投入批量生产，只是美国政府出于保密需要不承认而已。因此，新闻媒体就以这一架侦察机的预算命名，称它为“曙光女神”（也被称为“极光”）。 很多推测后来认为有一个可以确认的长期债券是为了曙光女神计划而发行的。尽管并不明显，但是这暗示曙光女神计划虽然有较大幅度的削减，但是实际上已经开始进行了。 一些人假定CIA和NRO的资金完全是预算外资金，或者被分散在数目庞大的政府证券机构的户头中，或者隐藏在

Φ200高超声速风洞调试和流场校测

国防科技大学学报 第３１卷第６期ＪＯＬＸＮＡＬＯＦＮＡＴＩＯＮＡＬＵＮＩＶＥｔｋＳＩＴＹＯＦＤＥＦＥＮＳＥＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＶ０１．３１Ｎｏ．６２００９文章编号：１００１—２４８６（２００９）０６—００５７—０５ ０２００高超声速风洞调试和流场校测‘ 周勇为，易仕和，程忠宇 （国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙４１００７３） 摘要：介绍了新近建成的马赫数为２．５～７．０的ｑ蜮Ｊ０ｍ高超声速风洞（睡０．００ＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌ，ＨｗＴ一２００）调试情况及空风洞流场校测结果。调试校测结果表明，风洞的总温、总压、运行时间等参数完全达 到了设计要求，顺利实现了宽马赫数范围下的超声速／高超声速运行；本风洞有较大的实验段流场均匀区，各 流场的马赫数均方根偏差全部达到ＧＪＢ（１１７９—９１）的合格指标，一部分达到了先进指标。风洞运行时间不少 于２０８，是一座参数范围较宽、运行成本较低、维护方便、可用于空气动力学教学试验和基础性科学研究的设 备。 关键词：高超声速；风洞；风洞调试；流场校测 中图分类号：ｗ１１．７文献标识码：Ａ ＴｈｅＴｅｓｔａｎｄＣａｌｉｂｒａｔｉｏｎｏｆ０２００ＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌ ＺＨＯＵＹｏｎｇ－ｗｅｉ，ＹＩＳｈｉ—ｈｅ，ＣＨＥＮＧＺｈｏｎｇ－ｙｕ （ＣｏＵｅｓｅｄＡｅｘⅨｐｓｓｅａｎｄＭ越ｅｒｉｓｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖ．ｏｆＤｅｆｅｍｅＴｅｄｍｏｌｏｇｙ，ｃ｝ｌｍ铲｝ｌａ４１００７３，ｃ｝ｌｉＭ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：‰ｎｅｗｌｙｆｉｎｉｓｈｅｄ蚴ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉＩｌｄｔｕｎｎｅｌ（Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ２．５ｔｏ７）ｈａｓｂｅｅｎｔｅｓｔｅｄａｎｄｃａｌｉｂｒａｔｅｄ．‰ｒｅｓｕｌｔｓｏｆ ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｉｎｄｉｃａｔｉｎｇｔｏｔａｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｏｐｅｒａｔｉｎｇｔｉｍｅｏｆＨＷＴ－２００ｈａｖｅａｃｃｏｒｄｅｄｗｉｔｈｔｈｅｐｕｒｐｏｓｅ０ｆｄｅｓｉ印．ｍ２００ ｆｌｏｗ．‰舢ｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ（％）ａｔａｌｌｔｅｓｔ８ｅｅｔｉｏｌｍＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ锄ｎｌｎｗｉｔｈｉｎｈｒｇｅＭａｃｈｎｕｍｂｅｒ ｓｐａｎａｔｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ／ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｆｒｏｍ２．５ｔＯ７．０ｒｅａｃｈｅｓｔｈｅｒｏ¨ｉｒｅｍｅｎｔ０ｆＧＪＢｌｌ７９－９１．Ａｈｒｓｅ，ｕｎｉｆｏｒｍｒｅｇｉｏｎｏｆｆｌｏｗｗａｆｔｄｏｃｕｍｅｎｔｅｄ．Ｏｐｅ蒯删ｔｉｍｅｏｆＨＷＴ－２００ｉｓｎｏｌｅｓｓｔｈａｎ２０ｓ．Ｓｏ，ＨＷＴ－２００ｉｓａｆａｃｉｌｉｔｙｗｈｉｃｈｃａｎｂｅｕｓｅｄｆｏｒｔｅａｃｈｉｎｇｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｎｄｄｅｍｅｎｔａｒｙｓｃｉｅｎｔｉｆｉｃｒｅｓｅａｒｃｈｅｓ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ；ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｓ；ｔｅｓｔｏｆｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ；ｃ丑ｌｉｂＦａｌＪｏｎｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄ 新近建成的①２００高超声速风洞是一座马赫数范围较宽、参数灵活可调、运行和维护成本较低的空气动力学实验教学和基础研究设备。它主要包括以下几个分系统：气源系统、阀门管路系统、加热器系统、测控系统、风洞洞体、真空罐和抽吸系统等。 啦００高超声速风洞基本参数指标如下：马赫数范围为２．５，３，４，５，６，７，轴对称喷管，喷管口径西２００ｍｍ时，对应喷管马赫数为４、５、６、７，对应总温范围为３００—７００Ｋ，对应总压范围为Ｏ．１—６．８ＭＰａ；喷管口径西ｌＳＯｍｍ时对应喷管马赫数２．５、３，总温为常温，总压１个大气压。风洞运行时间大于２０ｓ，有效实验时间不少于１５ｓ。 该风洞运行可采用吸气式或压吸式两种方式。高马赫数运行时，采用蓄热式电加热器加热气体，提高来流总温（最高加热温度可达７００Ｋ），以防止实验气体在试验段冷凝；低马赫数运行时（Ｍａ＝２．５、３），气体无需加热。 由于喷管马赫数范围较宽，为了协调和统一布局，将马赫数４、５、６、７共一套喷管，喷管基准型面按马赫数７设计，马赫数４、５、６共用喷管扩张段，采用自主创新的换喉道技术，实现马赫数的序列化；而马赫数２．５、３则共一套喷管，喷管型面按马赫数３设计，更换喉道实现马赫数２．５的气流流动。采用此种技术一方面可节约成本和经费，另一方面可减少由于改变马赫数更换喷管带来的工作量。 ?收稿日期＂．２００９—０９—０７ 基金项目：国家部委资助项目 作者简介：周勇为（１卅），男，讲师，硕士。 万方数据

高超声速飞行器结构材料与热防护系统

本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师 高超声速飞行器结构材料与热防护系统 郭朝邦 李文杰 图1　挂载在B 252H 机翼的X 251A 摘　要　随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。 关键词　X 251A X 243A 结构材料 热防护 系统 飞行器 高超 引　言 随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1　X 251A 高超声速飞行器1.1　项目概况 X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司 和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力 的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使 用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞 行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研 制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2　结构材料与热防护系统1.2.1　总体结构 X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,

AF302 连续式超音速风洞

AF302 连续式超音速风洞 ?吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究二维空气动力学，马赫数(Ma)可达1.8 ?测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄?随设备提供一系列测试模型，可用于研究二维空气动力学相关特性，同时提供模型角度反馈编码器 ?随设备提供多管压力计和压力校正传感器，用于研究风洞内压力与大气压力的变化关系?提供一个真空泵，可远程控制，简单易用 ?可连接至通用数据采集系统(VDAS)，自动采集实验数据 设备简介 青铄科技公司的这款风洞是一款吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究亚音速、超音速空气流动动力特性，同时也可以使学生进行二维空气流动状态下的模型气动特性。 随设备提供一个控制台和一个大容量的真空泵，通过真空泵在风洞测试段制造负压环境，进而将外界空气吸入风洞内部。可以在不影响管路中主气流的情况下通过一个旁路管道来减少通过测试段的气流，这种方式对进行亚音速实验的开启和关闭非常有帮助。 风洞的工作段包括一个收缩-扩张喷嘴(拉法尔喷嘴)，该喷嘴包括一个可移除的顶部结构(共有三种不同的结构)，通过该结构可控制流过工作段的最大气流速度。

设备中预安装有一个测试模型(内置压力测点)，这些测点可连接至工作段侧壁和观察窗上的相关接口。可通过齿轮装置调整模型的角度。通过VDAS系统测量模型角度。 通过一个模拟压力计测量和显示风洞内的真空度，所测量的压力同时连接至多管压力计，便于记录实验数据。 VDAS数据采集系统可非常轻松地安装至实验设备的框架上，通过该系统，可实时采集、显示数据，监测系统运行，并能够在电脑上讲实验数据输出至表格文件。 风洞中的测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄。 标准配件 ?提供用户指导手册 ?提供两年质保 ?按照欧盟标准设计制造 实验功能 1.测量并研究亚/超音速流动时拉法尔喷嘴内的压力分布 2.根据上一实验结果，对比分析压力分布理论值和实测值之间的差异 3.在风洞内气流达到超音速时，对比分析拉法尔喷嘴收缩比的理论值和实测值 4.测量并研究测试模型在二维亚音速/超音速流动状态时，不同的模型角度对作用在模型 上的气动压力的影响 5.测量并研究在超音速流动中的测试模型的升力系数 6.观察并研究在超音速流动中产生的激波和膨胀波的产生过程和原理(需要纹影系统) 推荐配件 AF302a 纹影系统(施利伦照相系统) 必需配件 集成框架安装的通用数据采集系统(VDAS-F) 运行条件 ?工作环境：通风良好的实验室

什么是音速,超音速

音速（velocity of sound，sonic speed），也叫声速，声速是介质中微弱压强扰动的传播速度，其大小因媒质的性质和状态而异。 空气中的音速在1个标准大气压和15℃的条件下约为340米／秒。 一些介质中的声速： 真空0m/s（也就是不能传播） 空气（15℃）340m/s ,即1224公里/小时 空气（25℃）346m/s 软木500m/s 煤油（25℃）1324m/s 蒸馏水（25℃）1497m/s 海水（25℃）1531m/s 铜（棒）3750m/s 水(常温）1500m/s 高度不同，音速也不同。 在海平面，音速约为1224公里/小时。 在航空上，通常用M(即马赫)来表示音速，M=1即为音速的1倍；M=2即为音速的2倍。 当飞机飞行速度接近音速时，周围的流动态会发生变化，出现激波或其它效应，会使机身抖动、失控，甚至空中解体，并且还可产生极大的阻力，使难以突破M=1的速度。 物体接近音速时，会有一股强大的阻力，使物体产生强烈的振荡，速度衰减。这一现象被俗称为音障(Sound Barrier)。 突破音障时，由于物体本身对空气的压缩无法迅速传播，逐渐在物体的迎风面积累而终形成激波面，在激波面上声学能量高度集中。这些能量传到人们耳朵里时，会让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声，称为音爆(Sonic Boom) 1947年10月4日，人类首次突破音速。 超音速战斗机突破音障瞬间音速：音速约为每秒钟340米。 马赫：超高速单位，物体运动的速度与音速的比值为马赫或马赫数。 亚音速：速度小于1马赫。 超音速：速度在1至5马赫间。1224-6120公里/小时

高超音速：速度在5马赫以上。≥6120公里/小时 超音速战斗机突破音障瞬间 高超音速飞机采用的是超音速燃烧冲压发动机，它类属于冲压发动机。冲压发动机的原理由法国人雷恩洛兰于1913年提出。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成，它比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。该过程不需要高速旋转的、复杂的压气机。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧，温度为2000—2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。 冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、超音速燃烧（或高超音速）三类。亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料，采用扩散形进气道和收敛形喷管，飞行时增压比不超过 1.89。速度在小于0.5马赫时一般无法工作。超音速冲压发动机采用超音速进气道，燃烧室入口为亚音速气流，采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。推进速度为2至5马赫，可用于超音速靶机和地对空导弹。超音速燃烧（高超音速）发动机是一种使用碳氢燃料或液氢燃料新颖的发动机，空气在发动机内的流速始终保持为超音速，飞行速度高达5至16马赫。

风洞试验

A.风洞实验的基本原理是相对性原理和相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止风洞实验 空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，其试验结果可以推算出其实飞行时作用于飞机的空气动力。[1] B.风洞实验原理及实验仪器 一、实验目的 通过参观，让学生了解风洞实验装置的构造、作用，常用的风洞实验仪器及作用，风洞实验的过程和风洞实验的原理。 二、风洞系统简介 风洞作为一套完整的空气动力实验装备，其构造是较为复杂的。按风洞实验段气流速度的大小，一般可分为：低速风洞（M≤0.3），高亚音速风洞（0.3≤M≤0.8），跨音速风洞（0.8≤M≤1.5）。超音速风洞（1.5≤M≤4.5）。高超音速风动（4.5≤M≤10），极高速风洞（M>10）。 1．以805实验室HG-4号超音速风洞为例，它主要由以下几部分组成： l 气源系统：由大型空气压缩机提供清洁干燥的高压空气； l 风洞本体：由高压管道、紧闭阀、快速阀、调压阀、稳定段、喷管、试验段、攻角机构、可调节超音速扩散、亚音速扩散段等组成；

l 控制系统：控制系统及模型状态等； l 测量系统：测量系统系数、模型空气动力及模型转速，并作为纹影显示及摄影等， l 消音系统：降低噪音。 实验过程：空气压缩机把压缩空气打进储气瓶储存起来，压缩空气经管道流向风洞。实验时，预给调压阀一开度，开启紧闭阀至完全打开后，开启快速阀，压缩空气经稳定段至喷管，到达试验段时已获得所需超音速流场，待稳定后测量系统工作。最后气流经扩压段扩压向出口消音塔排去。 2．低速风洞构造、作用：低速风洞的动力由风机提供、风速可通过调整风机的转速来调节。低速风洞有稳定段、实验段和扩压段，没有喷管。为了节约能源和降低噪音，低速风洞常做成环流式的。 3．常用仪器：风洞的常用仪器有压力传感器和天平，测温传感器、压力传感器和温度传感器是监测风洞流场必不可少的仪器。而天平则是用来测量实验模型在风洞中受力情况的一种多元传感器，它是通过受力产生形变，给出形变电信号经换算求出受力的一种精密仪器。 三、思考题 1．超音速流动是如何建立的？ 2．超音速流场建立的条件如何？ 3．风洞实验是如何测得模型气动力的？ C.优点

A284-飞机总体设计-matlab-SRR-DT08-超高声速飞行器-

ＤＴ０８－超高声速飞行器X-fly SRR报告 任务陈述 设计一种可空间再入、中空高速机动、低空滑翔着陆、可重复使用的新型无人飞行器。临近空间高超声速飞行器主要是指临近空间区域内（20-100km）飞行，飞行马赫数大于5，并完成特定任务的飞行器，也称之为高超声速飞行器。 市场和顾客 1.市场规模 1)高超声速无人机市场竞争优势：无人机体积小、造价低、成本损失几率 小，成为当今飞机发展的一个趋势。可广泛地应用于军事侦察、地质测绘、气象减灾、电力巡查等军民领域的方方面面。特别是在军事方面，HUAV 的军事价值突出。它具有速度快、反应时间短、突防能力强、效费比高等特点，能够根据指挥员的作战意图进行有针对性的高空高速侦察和突防，可对敌方重要目标进行直接打击，也可作为远距离突袭的武器发射平台。这些特征具有非常重要的战略意义。谁掌握了HUAV的技术，就等于拥有了战争的主动权。 2)分析方法：根据该产品的市场特征，我们将此市场定义为“产品或行业 相对垄断，供应和消费行业都较为集中的行业。”针对此市场特征，分析方法为“同时采集供应端和消费端数据，并进行数据交叉验证”。供应方面，目前掌握高超声速无人机技术的单位和国家并不多，所以高超声速无人机的供应商比较少，属于供应相对集中且产品数量少的情况。消费方面，由于高超声速无人机具有其独特的高效费比的特性，所以无论在军方市场或是民用市场，都有较大的需求，且根据Bases ⅡModel模型分析得出，目前且未来的很长一段时间内，高超声速无人机市场处于供不应求的状况。

2.用户需求 1)市场细化 针对不同的市场需求，我们将市场初步细化为军方市场和民用市场，针对不同市场，我们提出不同的用户需求。 需求详述： 军方需求：要求高超声速无人机有很高的飞行高度，极快的飞行速度以及较强的侧向机动性，以防止敌方发现。 民用市场：要求高超声速无人机在满足其一定性能要求的同时，具有相对较低的成本，已达到高收益的目的。 2)需求与潜在需求分析 由于现在的高超声速无人机自身复杂的气动特性以及采用了诸如超声速燃烧式冲压发动机、机体/发动机一体化等先进技术，使得高超声速技术也面临着大量的难题。从而使现在的市场需求量基本接近于市场最低量。但我们有理由相信，随着高超声速技术的不断研发和新型飞机的出现，巨大的市场潜量将逐渐被挖掘出来。 相关竞争实施方案 1.高超声速无人机与相同功能的陆基系统 陆基，指的是陆上基地。某种大型武器以陆上基地或平台为常规出发基地，即可称为陆基武器。 我们以先高超声速巡航导弹为例来进行说明。 高超音速飞行器可以承担全球实时侦察、快速部署和远程精确打击任务，将大大改变未来战争的样式。尤其是最容易实现的高超音速巡航导弹，相比一般巡航导弹有如下优势： 1、反应速度 亚音速巡航导弹打击1000公里外的目标需要1个多小时，高超声速巡航导弹只需要不到10分钟。 2、突防能力 现有的巡航导弹主要依靠超低空飞行与隐身技术突破防御，由于速度太慢，

高超声速空天飞行器研究现状汇总

高超声速空天飞行器研究现状 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器。这种飞行器在高度和速度上都具有相当大的优势，在军民领域具有巨大的应用潜力。高超声速飞行器是21世纪航空航天技术新的制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。本文首先阐述了高超声速空天飞行器的概念，强调了其主要的军事用途。其次，分析了空天飞行器的主要气动布局形式和特点。最后，对国外航空航天大国的空天飞行器相关发展情况进行了综述，包括美国、俄罗斯、澳大利亚和法国等国家。 1. 引言 未来的高超声速飞行器能够在2个小时之内到达地球任何地方，能够像普通的飞机一样水平起飞水平降落，并以廉价的成本完成天地往返的运输任务，从而可在空间控制和空间作战中发挥重要的作用，而这些要求的实现从根本上都取决于高超声速飞行器技术的发展。高超声速飞行器所具有的全球实时侦查、快速部署和远程精确打击能力，将改变未来战争的作战样式，对国家安全产生战略性的影响。高超声速飞行器还具有显著的军民两用性，能为民用运输和航天运载等领域提供全新的途径，进而对社会进步及国民经济产生带动作用。 2. 空天飞行器 随着现代科学技术的进步和未来战场的不断拓展，世界各国正在逐步把航空和航天飞行器朝着有机结合成一体的方向推进。空天飞行器是指既能够进入太空飞行，又能较长时间在大气层内飞行的一种飞行器。空天飞机是在航空和航天技术相结合方面的初步尝试，可实现航天运载系统的部分重复使用、提高操作效率和大幅度降低航天运输费用的目的，同时更具有广阔的军事运用前景。虽然目前单级入轨或多级入轨的空天飞机还处于探索研究阶段，但它可望成为世纪最先进、最经济有效的航天运载工具，代表了今后数十年内航天运载技术的发展方向，并且将成为未来控制空间、争夺制天权的关键武器装备之一。 空天飞行器的飞行过程可分成三段：一是发射上升段，二是轨道飞行段，三是再入返回段。对于发射上升段，从目前和未来相当长一段时间的技术水平来看,比较可行的方式还是依靠液体火箭或固体火箭。空天飞行器只是作为火箭的“乘

高超声速飞行器的关键技术

高超声速飞行器的关键技术 以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器研制面临一系列技术上的难题. 美国(包括俄罗斯等国家) 为此付出了近半个世纪的艰苦努力, 制定了多个不断变化的发展计划, 几经起伏, 最终探索出一条比较实际的、循序发展的道路. 发展高科技工程必须要有基础研究的积累, 在关键技术问题上取得突破, 否则, 可能导致失败的后果. 当前应当抓紧进行的主要研究和关键技术攻关工作包括: (1) 高温气体动力学 高温真实气体效应是高超声速飞行器研制中必须考虑的一个重要问题. 对于高温气体非平衡流动问题, 已进行了大量的研究. 对高温气流中化学反应速率的知识不足, 特别是在振动自由度激发、分子离解、表面化学反应等各种因素耦合在一起的情况下, 更是知之甚少. 目前存在的主要问题是: 高温气体热力学特性和化学反应速率常数以及化学反应模型的选取, 还有一定的不确定性，这将导致头部激波脱体距离、物面边界层速度剖面、密度剖面和物面热流等重要参数预示上的偏差. 美国人在总结X-43A 经验时曾提出要重点研究高超声速对下列问题的影响: 边界层从层流转变为湍流的转捩问题, 湍流边界层的流动和剪切层的流动, 激波与边界层之间的相互作用, 燃料喷注入气流、燃料与空气的混合、燃料与空气之间的化学反应, 机身与推进系统一体化设计的飞行器性能和可运行范围. 对于上述这些问题的研究, 都应当充分利用和发挥现代光学诊断技术和高速数值计算技术所具有的优势. 地面模拟试验设施. 目前在美国仅仅存在为数不多的几个可用于高超音速飞行研究的高焓试验设施, 而且这些设施在试验范围上还都受到种种限制. 各类脉冲型风洞的最高焓值范围可以高达对应马赫数20 的飞行速度, 但都是短持续时间(1?10 ms) 的试验设施. 试验时间可以相对较长的一些设施, 都是污浊(不清洁) 空气的风洞, 在这些风洞的自由气流内含有燃烧产物, 而且它们的最高焓值范围仅限于对应马赫数8 以下的飞行速度. 与高焓值状态相伴随出现的一些新的流动变量, 例如分子振动自由度的激发、各种分子和离子的浓度等, 都可以用现代光学诊断技术进行测量,但目前这些技术仅仅在极有限的情况下, 在高焓值的地面试验设施上得到应用. 能够提供更长试验时间(即从几毫秒提高到几秒量级) 的高焓地面试验设施和能够提供更高诊断能力的地面试验设施都是必不可少的. 为了能够满足高超音速飞行系统研制开发所提出的要求, 可能还需要建设新的地面试验设施. (2) 超燃基础和新概念推进研究 在能够促使吸气式高超音速飞行实现的各种关键技术中, 推进技术占据首要的位置. 对于超燃冲压发动机的研制来说, 存在着许多具有挑战性的技术难题, 包括: 在整个宽广的运行速度范围内(特别是在马赫数超过8 的情况下) 超燃冲压发动机内部流动, 燃烧稳定性与过程优化, 地面试验和精细流场诊断、飞行试验以及数字模拟技术;质量轻、耐高温的发动机材料和有效的热管理技术; 研究新的发动机技术, 以及验证飞行速度大于马赫数8 情况下的发动机性能; 研究发动机/飞行器一体化设计方法(包括进气道/发动机/ 尾喷管组合; 综合气动力与防热一体化; 高升阻比与操稳特性的协调; 气动特性与结构完整性设计; 气动外形与有效载荷容积要求; 多学科多目标(multidis-ciplinary design optimization, MDO) 总体优化等. ),实现可实际运行的、具有高性能的一体化设计的飞行器方案; 如何从低速推进模式转变成高速推进模式的问题, 特别是在采用可变几何形状的发动机的情况下, 如何实现工况转换的问题. 1991 年?1998 年间, 俄罗斯分别与法国, 美国,德国等合作进行了超燃冲压发动机的验证性飞行实验. 提出了一系列关键问题. 从美俄的经验教训来看, 这些基础性的问题不解决, 超燃发动机的研制是不会取得成功的, 因此在这方面还需下很大功夫. 各种组合式和新概念动力装置研究. 现有的动力装置, 不论是火箭或超燃冲压发动机, 对于在40?70km 高度, 持续、机动飞行的高超声速飞行器都是不理想的. 要积极探索各种组合式和新型动力装置(如: 脉冲爆轰驱动、激光/等离子推进、核动力推进等) 研究其作用原和实用化问题在这方面如能取得突破, 将为未来自主创新和跨越发展争取到主动. (3) 新型防热、隔热原理、材料与结构 现有飞行器热防护系统大都是针对战略弹头的, 特点是: 简单外形、短时间、很高的加热率.采用的主要办法是烧蚀热防护．新一代空天飞行器热防护问题具有不同的特点: 复杂的升力体外形、中低热流和长时间加热. 为了获得良好的气 动特性, 一般需采用保持飞行器外形不变的非烧蚀热防护技术, 还要解决长时间持续飞行的内部隔热问题. 已经建立的宏观热防护理论已不能满足要求, 要发展新的热流预示方法; 非烧蚀热防护技术; 防热结构的一体化设计技术; 结构在力／热 综合作用下的动态响应特性和破坏机制等. 各种防热、隔热原理, 包括: 被动式(热沉、隔热、表面辐射)、半被动式(热管传导+ 辐射) 和主动式(发汗、冷却膜、冷气流对流), 都是值得深入探讨的问题. 在发动机防热材料技术方面焦点集中在: 采用主动式冷却方式的燃烧室壁板材料, 以及超低温推进剂贮箱的材料. 需要更加坚固耐用的被动