一种等离子体流动控制热流测量试验设计方法技术

一种等离子体流动控制热流测量试验设计方法，实施步骤如下：确定关键模拟参数；确定风洞流场参数以及风洞试验模型；通过求解NS方程得到试验模型的空间流场参数和试验模型表面压力、热流分布；确定等离子体激励器的安装位置；根据步骤2确定的风洞流场参数和步骤4确定的等离子体激励器的安装位置，得到安装位置周围分布的流场温度和压力；等离子体激励器选型；风洞试验模型工艺及测点位置设计；供电系统设计，假设流场建立为t<subgt;1</subgt;和风洞流场有效测量时间为t<subgt;2</subgt;，等离子体流动控制试验应确定在t<subgt;1</subgt;～t<subgt;1+</subgt;t<subgt;2</subgt;时间内，完成纹影和热流数据采集；等离子体激励器的工作触发时间确定为该时间t，要求t<subgt;1</subgt;<t<t<subgt;1+</subgt;t<subgt;2</subgt;，等离子体工作持续时间为t3；试验时序设计，开展试验。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于气动热，具体涉及一种减弱激波风洞环境下等离子体激励放电干扰的表面热流测量试验设计方法。

技术介绍

1、等离子体流动控制技术是一种新型的流动控制技术，主要利用高频工作的等离子体主动激励电离气体，产生温度升与压力升效应，对流场进行可控扰动，通过改变流场结构和组分实现降热减阻、虚拟气动构型等目的，具有执行结构耐超高温、没有运动部件、响应时间短、激励频带宽等特点。

2、目前国内外针对等离子体流动控制技术在高超声速领域的应用开展了探索性研究，但缺乏基础理论、模型与方法的支撑；部分研究机构在低总温条件的常规高超声速风洞中完成了ma5～ma7高超声速流动中等离子体流动控制能力验证试验，试验结果表明，等离子体主动激励能够对高超声速流动的波系结构产生显著影响，但由于等离子激励过程中的产生的电磁干扰，对热流和压力传感器产生了信号干扰，使得风洞试验难以准确获取表面压力和热流数据，严重制约了等离子体激励与高超声速流动耦合作用下的关键物理机理和作用机制的认知。

3、其中，高焓激波风洞能够产生覆盖飞行状态的高总温流场，是验证等离子体激励流动控制的本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种等离子体流动控制热流测量试验设计方法，用于减弱激波风洞环境下等离子体激励放电干扰，其特征在于，实施步骤如下：

2.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述步骤1包括的参数为：马赫数、雷诺数、攻角、总温、等离子体放电能量密度、折合电场强度。

3.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述风洞流场参数根据等离子体流动控制应用的飞行状态，包括高度、马赫数、攻角，确定；为保证激波结构的模拟，要求马赫数、攻角与飞行状态相同，雷诺数、总温覆盖飞行条件，风洞试验模型通过对飞行器缩比得到。

4.如权利要求1所述的热流测量试验设计方...

【技术特征摘要】

1.一种等离子体流动控制热流测量试验设计方法，用于减弱激波风洞环境下等离子体激励放电干扰，其特征在于，实施步骤如下：

2.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述步骤1包括的参数为：马赫数、雷诺数、攻角、总温、等离子体放电能量密度、折合电场强度。

3.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述风洞流场参数根据等离子体流动控制应用的飞行状态，包括高度、马赫数、攻角，确定；为保证激波结构的模拟，要求马赫数、攻角与飞行状态相同，雷诺数、总温覆盖飞行条件，风洞试验模型通过对飞行器缩比得到。

4.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述步骤3的ns方程：在笛卡儿坐标系下，三维非定常理想流可压缩雷诺平均ns方程：

5.如权利要求1所述的热流测量试验设计方法，其特征在于，所述步骤4等离子体激励器的安装位置位于被控部的上游。

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【专利技术属性】
技术研发人员：聂春生，杨光，刘宇飞，白光辉，周禹，蒋云淞，王迅，高世琦，付斌，蒋海军，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：