高超声速进气道边界层强制转捩试验

在FL-31高超声速风洞分别开展了进气道的自然转捩和强制转捩风洞试验,试验Ma数为5、6和7,迎角为1°.通过红外热图得到了壁面的热流分布,从中得到了转捩区域.强制转捩装置为钻石型涡流发生器.随着涡流发生器高度的增加,强制转捩区域逐渐前移,得到了涡流发生器的有效高度,实现了强制转捩的目的.     

粗糙元对高超声速边界层转捩影响的研究进展

高超声速边界层转捩对高超声速飞行器气动设计具有重要影响。转捩控制一直是转捩研究的主要目的之一,在高超声速情况下主要采用粗糙元进行边界层转捩控制。回顾了近年来不同类型粗糙元对高超声速边界层转捩影响及控制的最新研究进展;从粗糙元对高超声速边界层的感受性问题以及横流失稳影响的角度,介绍了其在高超声速边界层转捩机理相关研究中的作用;简要介绍了南京航空航天大学高超声速风洞（NHW）的油膜干涉测量技术在粗糙元诱导的高超声速边界层转捩研究中的应用;讨论了当前粗糙元对高超声速边界层转捩影响研究存在的问题,展望了该研究未来发展趋势。     

新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究

为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。     

离散式粗糙元诱导翼型边界层转捩的数值和实验研究

在Ma=0.6来流条件下,针对三维离散式圆柱粗糙元诱导NACA0012翼型边界层转捩问题开展了直接数值模拟(Direct numerical simulation,DNS)和油膜干涉风洞实验研究,分析了粗糙元诱导转捩的机理及粗糙元高度和相邻粗糙元间距对转捩位置的影响。结果表明,翼型表面粗糙元能够通过诱导出三维Λ涡和马蹄涡促进边界层转捩,达到转捩控制的效果。粗糙元高度和相邻粗糙元间距对边界层转捩有影响,且增加粗糙元高度和减小相邻粗糙元间距能够促进转捩。粗糙元高度对转捩的影响大于粗糙元间距,且对粗糙元后方区域影响大,对相邻粗糙元中间区域影响小。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心超高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(犕犪=5.65),单位雷诺数4.32×107~1.20×108 m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm 之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展,给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据,在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型,研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49~2.45）×107/m,迎角范围-10°~10°,马赫数5~7,模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布,获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内,马赫数增大,尖锥转捩位置提前,分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起;随着单位雷诺数的增大,边界层转捩位置前移,转捩雷诺数保持不变,约为3.0×106;小迎角时,随着迎角的增大,迎风面边界层转捩推迟,背风面边界层转捩前移,在10°大迎角时,迎风区中心线转捩前移,出现迎角"转捩逆转"现象,背风区出现了流动分离导致的低热流条带。     

空天飞机的边界层转捩

本文概述了边界层转捩对空天飞机性能的影响。在介绍确定边界层转捩起始点的线性稳定性理论和简单关联公式之后，又从噪声影响、头部钝头影响和钝锥飞行试验结果等几方面，讨论了线性稳定性理论的应用。接着介绍了采用转捩函数来确定转捩区的方法。从飞行试验、理论计算和风洞试验等三方面，探讨了进一步研究高超声速边界层转捩的途径。重点介绍了ＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙ研究中心的超声速、高超声速静风洞技术的发展。最后，对今后空天飞机边界层转捩的研究工作提出了建议。     

基于温敏漆的边界层转捩测量技术研究

以自然层流翼型RAE5243模型为研究对象,在0.6m跨超声速风洞进行温敏漆（Temperature Sensitive Paint,TSP）转捩测量技术研究,在Ma0.73和Ma0.75条件下开展了模型基本外形和鼓包外形的转捩测量试验。针对缺乏定量分析手段的问题,提出基于温度梯度的转捩位置自动判定算法,包括图像预处理、转捩点定位与筛选和转捩位置计算3个步骤。模型温度分布及转捩测量结果表明:重复性试验结果偏差较小,验证了转捩测量结果的可靠性;相同马赫数条件下,鼓包外形转捩位置相对基本外形向后缘移动;相同外形条件下,Ma0.75的转捩位置相对Ma0.73向后缘移动。TSP试验结果与CFD计算结果吻合较好,变化趋势一致,检验了数值模拟方法的有效性。     

高超声速进气道流场的数值模拟

运用自主开发的数值模拟软件对高超声速进气道复杂内流场计算进行了数值模拟,以验证其对高超声速进气道流动模拟的适用程度。通过某二元高超进气道模型内流场,德国RWTH Aachen所公布的高超进气道模型内流场计算,对该软件描述高超声速进气道内波系反射相交、激波/边界层干扰、高反压下隔离段内激波串等复杂流动现象的能力进行了考核与分析。计算结果表明该软件能够描述高超声速进气道内复杂的流动现象,即使在进气道承受高的燃烧室反压时,仍具有较高精度。但该软件中的紊流模型不能较好地预报边界层分离,特别是对分离区的大小及其诱导激波的强度等的预测存在一定的误差,因此需要进一步的改进和完善。     

粗糙元对零攻角尖锥模型高超声速边界层转捩的影响研究

高超声速边界层转捩控制一直是空气动力学研究的热点。粗糙元延迟边界层转捩作为近些年才开始研究的内容,目前仍有诸多现象与机理尚未探究清楚。借助于华中科技大学Φ0.25 m Ma6 Ludwieg管风洞,本文研究了不同位置单粗糙元、多粗糙元与在不同来流情况下粗糙元对边界层转捩以及第二模态不稳定波发展的影响。风洞实验使用PCB132系列高频压力传感器获取尖锥壁面压力脉动信息,通过傅里叶积分变换与互相关分析获取压力脉动功率谱密度与第二模态不稳定波传播速度,对PSD数据计算获取第二模态不稳定波增长率。结果表明,当第二模态不稳定波经过粗糙元时,不稳定波幅值会有明显的减小,但其频段不稳定波的增长率会增大并最终导致转捩的结束点被提前。同时,粗糙元对第二模态不稳定波传播速度无明显影响。     

高超声速小钝锥尾流转捩规律与光电特性

显式有限差分方法用于求解小钝锥高超声速化学非平衡尾流的轴对称边界层方程。该方法既适用于层流也适用于湍流。应用 Goldburg 转捩准则确定转捩初始位置。详细地计算了小钝锥尺寸、飞行速度、高度对尾流转捩和光电特性的影响。从计算中得到转捩和光电特性变化的一些有用规律。对湍流亚密部分的雷达散射截面进行了规律性分析。计算结果具有实用参考价值。     

基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究

为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性,逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法,本文针对GBM-04A战斗机标模,确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方,采用全模型测力和表面升华法对边界层转捩效果进行了试验研究.结果表明,对GBM-04A标模而言,粗糙元的最佳高度为h=0.09~0.11mm,在此范围选择粗糙元高度,不仅可以在模型上得到满意的人工转捩效果,而且不产生附加阻力;柱式转捩带具有传统金刚砂粗糙带不可比拟的显著优点,适合在高速风洞试验中推广应用.     

壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层,取30km高空处的气体参数,壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件,采用eN方法进行转捩预测。其中,壁面温度分布条件下,在等温壁（冷壁）和绝热壁之间,给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰,以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时,等温壁面条件的转捩位置最靠前,并随马赫数增大更加靠前;绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后;壁面温度分布条件下,在相同时刻,马赫数越大,转捩位置越靠前。相同马赫数下,壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时,不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时,绝热壁面条件转捩由第一模态主导,其余情况主导转捩的都是第二模态。     

湍流转捩工程预报方法研究进展综述

湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。     

吸气式高超声速飞行器边界层控制研究概述

吸气式高超声速飞行器是近空间飞行器研究的重要内容之一.文章概述了近年来美国NASA兰利研究中心使用Hyper-X模型进行吸气式高超声速飞行器边界层主动和被动控制研究的情况.NASA兰利研究中心在20in马赫数6和31in马赫数10风洞使用Hyper-X模型进行了高超声速边界层控制主动和被动方法研究,评估了强迫转捩几种概念的有效性,包括使用被动离散粗糙元和主动质量增加(吹气).被动粗糙度研究产生的后掠斜坡构型已经成功用于马赫数7飞行试验.介绍了研究采用的各种边界层主、被动控制构型及试验模型热传导分布、激波系分布和表面流谱测量方法;对部分边界层主、被动控制典型结果进行了比较.     

边界层转捩位置测量及其精度的实验研究

以无迎角平板作为模型,用多片表面热膜作为测量元件,在低速风洞中测定边界层转捩位置及其随来流速度变化的规律,并在等精度重复测量的基础上给出边界层转捩特征点位置测量的精度。实验研究的结果表明,本文提出的测定边界层转捩位置及其变化规律的实验技术,能够满足应用性定量实验的需要。     

应用OFI和Preston管测量亚跨声速摩擦应力

在0.6m×0.6m亚跨超声速风洞中,采用油膜干涉测量技术（OFI）和Preston管方法开展了马赫数0.4~0.8下的平板模型表面摩擦应力测量实验研究。模型头部经过椭圆化处理,避免出现流动分离。实验发现:在亚跨声速条件下,两种方法的测量结果具有很好的一致性;油膜粘性对摩擦应力测量结果影响很小;当来流马赫数或总压发生变化时,摩擦应力系数随来流动压或马赫数与雷诺数的乘积（Ma·Re）的增大而减小。在Ma=0.4和0.6时,观测到一种类似斑纹的干涉图像,基于其特性分析,提出以此作为一种转捩判据的设想;在Ma=0.8时,未观察到类似斑纹,根据油膜图像和数值模拟结果判断,模型头部出现了分离泡,边界层由分离诱导转捩。     

高超声速圆锥边界层转捩纹影显示

为发展高超声速边界层转捩的试验研究手段,在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）超高速空气动力研究所的FD-14激波风洞上开展了基于纹影显示技术的边界层转捩特性研究。试验模型为半锥角为7°的钝锥,头部钝度R_n有2.0和0.5mm两种。试验的名义马赫数为8和10,单位雷诺数变化范围为1.6×107~4.4×107m-1,高速相机的拍摄帧频20kHz。纹影显示捕捉到了第二模态不稳定波和湍流斑的空间结构。对纹影图像的灰度分布进行了功率谱密度（PSD）分析,结果表明第二模态波长约为边界层厚度的2倍。对纹影图像序列的分析表明,湍流斑波前传播速度大于波尾,并且略大于边界层外缘速度。     

升力体高超声速飞行器横向气动特性研究

升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。     

矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证

首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道.接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律.最后设计了实验模型,并进行了高焓风洞实验验证.数值模拟及高焓风洞实验验证均表明:本文采用的设计方法可达到预期的设计效果,设计的进气道达到了相应的设计要求,本文采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟高超声速进气道内的流动,数值模拟结果可信.