利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

李明; 杨彦广; 祝智伟

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利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

李明, 杨彦广, 祝智伟

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李明, 杨彦广, 祝智伟. 利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验[J]. 红外与激光工程, 2013, 42(2): 285-289.

引用本文:

李明, 杨彦广, 祝智伟. 利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验[J]. 红外与激光工程, 2013, 42(2): 285-289.

Li Ming, Yang Yanguang, Zhu Zhiwei. Experiment of the characteristic of aerodynamic heating on CAV using infrared thermograpy[J]. Infrared and Laser Engineering, 2013, 42(2): 285-289.

Citation:

Li Ming, Yang Yanguang, Zhu Zhiwei. Experiment of the characteristic of aerodynamic heating on CAV using infrared thermograpy[J]. Infrared and Laser Engineering, 2013, 42(2): 285-289.

利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

1.
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000

基金项目:

国防预先研究基金（513130201）

详细信息

作者简介:
李明（1970- ），男，副研究员，博士，主要从事红外测热与气动热特性研究。Email：liming_sccn@163.com

中图分类号: TN21

Experiment of the characteristic of aerodynamic heating on CAV using infrared thermograpy

1.
Hypervelocity Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research & Development Center,Mianyang 621000,China

摘要: 为了对通用航空飞行器（CAV）从近连续流到稀薄过渡流气动热特性进行研究，用红外热图技术在地面试验中测量了在典型轨道参数状态下CAV表面的热流分布。首先介绍了气动热试验研究所用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及高超声速通用航空飞行器模型。其次介绍了高超声速低密度风洞气动热试验采用的3种模拟准则即粘性干扰参数、总焓与壁面焓差参数和克努曾数。最后，在马赫数M=7、12，攻角=0、12、24试验条件下，获得了CAV模型迎风面、背风面、侧面典型的流场结构图、红外热图和热流分布，并对CAV模型在不同状态下迎风中心线与翼前缘热流的试验结果、迎风中心线试验结果与工程计算结果进行了比较。研究表明：翼边缘热流大小呈现马鞍形分布，攻角变化对气动加热影响比较明显。
- 红外热图 /
- 通用航空飞行器 /
- 气动热测量 /
- 风洞试验
Abstract: To study the characteristic of aerodynamic heating on common aviation vehicle(CAV) from near continuous flow region to rare transitional flow one, the surface aerodynamic heat flux distribution on CAV was measured in the ground test with infrared thermographic technique under the typical orbital parameter conditions. The function and parameter of hypersonic low density wind tunnel and infrared camera as well as the shape characteristic of the CAV were given in this paper firstly. Three simulation means such as viscous interaction parameter, enthalpy difference between total enthalpy and wall enthalpy and Knudsen number parameter adopted in the hypersonic low density wind tunnel were presented. At the test conditions M=7, =0, 12 and M=12, =24, heat transfer distributions on the whole model surface, typical flow field schlieren pictures and infrared mappings were obtained. The heat transfer results at the model windward centerline, windward wing forward edge and theoretical computation were compared at different Mach number and different attack angle. Test result shows that heat flux distributions on windward wing forward edge possesses of shape as saddle, that the influence of the variety of attack angle on aerodynamic heating is distinct.
- infrared thermography /
- CAV /
- heat transfer rate measurement /
- wind tunnel test

[1]
[2]	HenckelsA, Herzog P, Maurer F. Experimemtal study of hypersonic shock wave boundary layer interactions by means of infrared technique[C]//The First European Symposium ESTEC, 1991.
[3]
[4]	Le Sant Y, Marchand M, Millan P, et al. An overview of infrared thermography techniques used in large wind tunnels.[J]. Aerospace Science and Technology, 2002, 6(5): 355-366.
[5]	Bynum D S, Hube F K, Key C M, et al. Measurements and mapping of aerodynamic heating in VKF tunnel B with an infrared camera[R]. ADA033116; AEDC-TR-76-54, 1976.
[6]
[7]	Hube F K. Simulated thermal protection tile roughness effects on windward surface heat transfer on the rockwell international space shuttle orbiter[R]. ADA034733; AEDC-TR-76-98, 1977.
[8]
[9]
[10]	Li Ming, Liao Junbi, Zhu Zhiwei, et al. Experimental study heating effect on the plate model impinged by plume flow using infrared thermograpy[J]. Infrared and Laser Engineering, 2010, 39(5): 18-22.(in Chinese)
[11]	Li Ming, Liao Junbi, Zeng Xuejun, et al. Preliminary study on correlative parameters of extrapolation-to-flight of aerodynamic heating from wind tunnels[J]. Acta Aerodynamica Sinca, 2010, 28(5): 513-517. (in Chinese)
[12]	李明, 廖俊必, 祝智伟, 等. 红外成像在羽流撞击平板热效应试验中的应用[J]. 红外与激光工程, 2010, 39(5): 18-22.
[13]	Qu Zhanghua, Liu Wei, Zen Ming, et al. The Hypersonic Aerodynamics[M]. Changsha: National University of Defense Technology Publisher, 2003.(in Chinese)
[14]
[15]	DeJarnette F R. Calculation of inviscid surface streamlines and heat transfer on shuttleType configuralions[R]. NASA CR-111921, 1971.
[16]
[17]	Engel C D. Praharaj S C. Miniver upgrade for the avid system, volume I: lanmin user's manual[R]. NASA CP-172212, 1984.
[18]	李明, 廖俊必, 曾学军, 等. 风洞气动热试验外推关联参数初步研究[J]. 空气动力学学报, 2010, 28(5): 513-517.
[19]
[20]
[21]	瞿章华, 刘伟, 曾明, 等. 高超声速空气动力学[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 2003.
[22]
[23]

[1]	石卫波, 孙海浩, 刘纯胜, 梁世昌, 石安华. 上升段气动加热对飞行中段高速飞行器红外辐射特性影响分析 . 红外与激光工程, 2023, 52(12): 20230260-1-20230260-8. doi: 10.3788/IRLA20230260
[2]	何涛, 沈中华, 陈飞, 陈力. 脉冲红外热波用于半透明涂层厚度测量 . 红外与激光工程, 2022, 51(2): 20210890-1-20210890-8. doi: 10.3788/IRLA20210890
[3]	李建林, 刘卓林, 陈晓燕, 雷永畅, 董伟, 钱昆伦. 红外焦平面探测器杜瓦组件的热致破坏及其环境试验 . 红外与激光工程, 2022, 51(4): 20210337-1-20210337-10. doi: 10.3788/IRLA20210337
[4]	傅杨奥骁, 江涛, 刘庆宗, 丁明松, 李鹏, 董维中, 高铁锁, 许勇. 高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟 . 红外与激光工程, 2022, 51(10): 20220023-1-20220023-10. doi: 10.3788/IRLA20220023
[5]	邢占, 陈晓依, 彭志勇, 杨志旺, 张贺龙, 邢忠福, 张宁. 红外气动光学效应研究进展与思考（特邀） . 红外与激光工程, 2022, 51(4): 20220228-1-20220228-17. doi: 10.3788/IRLA20220228
[6]	职玉, 朱娟娟, 刘锐, 张海东. 应用特征轮廓四边形的热红外图与可见光图配准 . 红外与激光工程, 2021, 50(S2): 20200520-1-20200520-10. doi: 10.3788/IRLA20200520
[7]	李明, 方明, 李震乾. 在稀薄气流中用红外热图测量中低量值热流 . 红外与激光工程, 2021, 50(4): 20200355-1-20200355-7. doi: 10.3788/IRLA20200355
[8]	张丽琴, 费锦东. 高速飞行器成像探测气动光学效应研究（特约） . 红外与激光工程, 2020, 49(6): 20201016-1-20201016-5. doi: 10.3788/IRLA20201016
[9]	李云辉, 霍炬, 杨明. 基于图模型的小尺寸飞行器地面试验中位姿估计方法 . 红外与激光工程, 2020, 49(4): 0413003-0413003-8. doi: 10.3788/IRLA202049.0413003
[10]	张建丽, 靳世宏, 雷宏刚. 基于红外热像的网架焊接空心球节点疲劳试验研究 . 红外与激光工程, 2018, 47(8): 804002-0804002(6). doi: 10.3788/IRLA201847.0804002
[11]	马昊军, 王国林, 陈德江, 张军, 刘丽萍, 罗杰. 热环境条件下红外窗口气动光学传输效应实验研究 . 红外与激光工程, 2017, 46(9): 904001-0904001(7). doi: 10.3788/IRLA201746.0904001
[12]	李明, 祝智伟, 杨彦广, 谢爱民. 双光程纹影在高超声速流场显示中的应用 . 红外与激光工程, 2017, 46(2): 211001-0211001(5). doi: 10.3788/IRLA201746.0211001
[13]	毛羽丰, 李运泽, 王晶, 姜利祥, 魏传峰. 基于红外热成像的热流分布测量技术 . 红外与激光工程, 2016, 45(8): 804001-0804001(6). doi: 10.3788/IRLA201645.0804001
[14]	王亚辉, 王强, 张伯川, 周斌, 肖利平, 徐力. 高超声速飞行器红外窗口热辐射特性试验 . 红外与激光工程, 2015, 44(6): 1716-1720.
[15]	刘岩, 钱宏亮, 范峰. 大型射电望远镜结构风荷载特性研究 . 红外与激光工程, 2015, 44(1): 148-156.
[16]	梁冬生, 刘朝晖, 刘文, 袁辉, 刘夫成. 航空飞行器天文自主导航定位技术 . 红外与激光工程, 2014, 43(9): 3020-3025.
[17]	孟恒辉, 耿利寅, 李国强. 激光通信器热设计与热试验 . 红外与激光工程, 2014, 43(7): 2295-2299.
[18]	王亚辉, 王强, 高磊, 肖力平, 徐力. 高超声速飞行器气动热辐射特性 . 红外与激光工程, 2013, 42(6): 1399-1403.
[19]	路远, 冯云松, 凌永顺, 乔亚. 飞行器尾焰红外辐射及其被动测距 . 红外与激光工程, 2013, 42(7): 1660-1664.
[20]	徐顶国, 冯维林, 桑建华. 飞行器后机身蒙皮红外辐射特性 . 红外与激光工程, 2013, 42(1): 7-13.

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利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

1. 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000

作者简介:
李明（1970- ），男，副研究员，博士，主要从事红外测热与气动热特性研究。Email：liming_sccn@163.com

收稿日期: 2012-06-24
修回日期: 2012-07-29
刊出日期: 2013-02-25

基金项目:

国防预先研究基金（513130201）

中图分类号: TN21

关键词:

摘要: 为了对通用航空飞行器（CAV）从近连续流到稀薄过渡流气动热特性进行研究，用红外热图技术在地面试验中测量了在典型轨道参数状态下CAV表面的热流分布。首先介绍了气动热试验研究所用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及高超声速通用航空飞行器模型。其次介绍了高超声速低密度风洞气动热试验采用的3种模拟准则即粘性干扰参数、总焓与壁面焓差参数和克努曾数。最后，在马赫数M=7、12，攻角=0、12、24试验条件下，获得了CAV模型迎风面、背风面、侧面典型的流场结构图、红外热图和热流分布，并对CAV模型在不同状态下迎风中心线与翼前缘热流的试验结果、迎风中心线试验结果与工程计算结果进行了比较。研究表明：翼边缘热流大小呈现马鞍形分布，攻角变化对气动加热影响比较明显。

English Abstract

Experiment of the characteristic of aerodynamic heating on CAV using infrared thermograpy

1. Hypervelocity Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research & Development Center,Mianyang 621000,China

Received Date: 2012-06-24
Rev Recd Date: 2012-07-29
Publish Date: 2013-02-25

Keywords:

Abstract: To study the characteristic of aerodynamic heating on common aviation vehicle(CAV) from near continuous flow region to rare transitional flow one, the surface aerodynamic heat flux distribution on CAV was measured in the ground test with infrared thermographic technique under the typical orbital parameter conditions. The function and parameter of hypersonic low density wind tunnel and infrared camera as well as the shape characteristic of the CAV were given in this paper firstly. Three simulation means such as viscous interaction parameter, enthalpy difference between total enthalpy and wall enthalpy and Knudsen number parameter adopted in the hypersonic low density wind tunnel were presented. At the test conditions M=7, =0, 12 and M=12, =24, heat transfer distributions on the whole model surface, typical flow field schlieren pictures and infrared mappings were obtained. The heat transfer results at the model windward centerline, windward wing forward edge and theoretical computation were compared at different Mach number and different attack angle. Test result shows that heat flux distributions on windward wing forward edge possesses of shape as saddle, that the influence of the variety of attack angle on aerodynamic heating is distinct.