高温空气等离子体温度分布的光谱测量

来源 :第八届全国高超声速科技学术会议 | 被引量 : 0次 | 上传用户:maomao1983520
下载到本地 , 更方便阅读
声明 : 本文档内容版权归属内容提供方 , 如果您对本文有版权争议 , 可与客服联系进行内容授权或下架
论文部分内容阅读
  文章介绍了利用发射光谱测试技术确定高频等离子体风洞放电室径向温度分布的光学测量方法以及采用光谱辐射相对强度法确定气体温度的方法,通过测量获得放电室内压力5kPa、流动速度为150m/s、等离子体功率56kW 条件下感应线圈中部截面上弱电离空气等离子体温度分布;同时,分析了采用发射光谱测量高温气体温度时,测试组元、组元光谱辐射波长的选择对测试结果的影响以及选择依据。该测试技术的建立,将为进一步利用发射光谱绝对强度法诊断高焓气体射流温度、组元浓度大小及其分布等关键参数奠定了基础。
其他文献
  本文设计了一种背部进气的组合动力飞行器机体推进一体化气动布局方案。该方案采用参数化构建的方式形成了类似楔锥乘波体的布局形式。推进流道位于机身背部,保证了机体下
会议
  针对来流Mach 数2.9,24°的压缩折角激波-湍流边界层干扰流动,通过直接数值模拟(DNS)探讨了壁温对角部分离区大小影响的规律.计算的壁温与来流恢复温度之比分别为:Tw/Tr=0
会议
  现代先进战斗机为了抑制大迎角非对称分离诱导的横航向气动力,已经放弃经典圆形截面前体,发展了所谓的“脊形前体”,对于非轴对称的“脊形前体”的气动12特性和涡流结构特征
会议
  隔离段是位于超燃冲压发动机进气道与燃烧室之间的关键部件,主要作用是防止燃烧室燃烧造成的高反压上传而影响进气道正常工作.隔离段流动现象复杂,包含激波与边界层、激波
会议
  为进一步明晰超声速自由射流流场结构,利用混合RANS/LES 方法对欠膨胀超声速自由射流进行计算。首先将计算得到的时均速度分布、纹影与实验进行对比,以验证计算方法和湍流
  跨流域尤其是过渡流区的稀薄气体非平衡效应影响问题的数值计算研究,存在复杂外形模拟困难、计算仿真效率低等问题。本文借鉴CFD/DSMC 耦合算法的思路,发展基于叉树数据结
会议
  常规高超声速风洞是模拟高超声速飞行的重要地面试验设备,加热器是常规高超声速风洞的重要组成部分.本文以中国空气动力研究与发展中心的Φ0.5 米常规高超声速风洞的带式
会议
  对于内外流一体化飞行器,进气道宽速度范围启动是设计关键技术之一。但由于进气道唇口处存在激波/边界层干扰,在某些条件(临界马赫数、临界迎角)下,不可避免出现激波振荡现
会议
  在保持总扩张角1.5°不变条件下,采用数值模拟方法研究了不同扩张方式隔离段在设计状态来流马赫数6.0 的流场特性及抗反压能力,获得了扩张方式对带进气道隔离段抗反压性能
会议
  降低超燃条件下反应动力学机理预测的不确定性对航空发动机的设计至关重要。本文引入了模型相似性来评估一个条件下的实验数据对另一个条件下的模型约束能力,并以氢气机理
会议