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近年来在高超声速边界层的直接数值模拟和静风洞实验研究中,相继发现了边界层转捩前出现的典型基频模态二次失稳现象,其主要成分为流向条纹结构。全文以高超声速平板边界层为研究对象,采用线性稳定性分析和二次稳定性分析的方法,对边界层内条纹结构的产生机制和无黏稳定性特征进行了研究。结果表明:首次失稳扰动幅值对二次失稳类型有影响。当首次失稳扰动幅值较大时,基频模态占主导,其主要成分为条纹结构,表现为流向涡。该条纹结构存在着多个无黏失稳模态,其中低频模态对应于第一模态在三维边界层内的扩展,高频模态对应于可压缩的第二模态。这一研究成果为进一步开展高超声速边界层转捩机制研究奠定了基础。 相似文献
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高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
李明 《流体力学实验与测量》2003,17(4):51-55
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仅镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。 相似文献
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高超声速进气道边界层强制转捩试验 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
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高超声速边界层流动稳定性实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
高超声速条件下边界层转捩相关研究是近年来空气动力学领域的研究热点。通过采用基于纳米粒子示踪平面激光散射(Nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术以及温敏漆等测试技术,对高超声速边界层的流动稳定性开展了实验研究。通过NPLS技术,对圆锥边界层中第二模态波精细结构进行了测量,并基于时间相关的测量结果,对第二模态波的波长和频率进行了分析。针对裙锥边界层NPLS结果,计算了特定位置上功率谱空间分布结果,测量得到了高次谐波成分。通过温敏漆和NPLS结果,发现主导三角翼前缘边界层转捩的模态为行进横流模态,分析了该模态的特性,并且与Kulite传感器测量得到的频率进行比较。 相似文献
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针对国家数值风洞(NNW)工程高超声速三维边界层转捩预测需求,开展了高超声速边界层横流转捩判据及模型研究。采用线性稳定性分析eN方法对高超声速转捩数据进行扩展,结合横流强度与表面粗糙度构造当地化的高超声速横流转捩判据,对基于Chant 2.0计算平台的高超声速修正γ-Reθ转捩模型进行了横流模式拓展,建立了适用于高超声速三维边界层横流转捩预测的C-γ-Reθ转捩模型。采用构建的转捩模型对多状态下的高超声速尖锥进行横流转捩预测,取得了与试验结果符合较好的预测效果。 相似文献
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为了研究高超声速进气道内激波干扰和流场结构,对一个二维进气道模型在中国空气动力研究与发展中心超高速所风洞流场中进行了实验(M_∞=5.0,Re_∞=7.5×10 ̄6m ̄(-1))。采用纹影方法,结合压力测量对进气道内流结构进行诊断,同时用Yee的TVD有限差分格式通过求解二维N─S方程对相应实验状态下的进气道内流场进行了数值模拟。风洞实验与数值模拟取得了较好的一致。进一步的分析还表明高超声速进气道内的激波─边界层干扰对进气道性能有很大的影响。 相似文献
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红外热图在高超声速低密度风洞测热试验中的应用概述 总被引:2,自引:0,他引:2
围绕大极角情况下模型表面温度的测量、红外热图测热精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题,对近年来在高超声速偌氏密度风洞开展的红外热图测热工作进行了总结,给出了一些实用、简单、经济的方法。为验证上述技术,在高超声速低密度风洞开展了用红外热图技术与热电偶同时测量一平板带劈薄壁模型表面的气动加热率分布以及半球圆柱模型红外测热数据与DMSC计算结果的比较。不同手段获得的数据与红外测热数据相互验证的结果表明:这些技术的解决,有利于红外热图技术向工程化实用化迈进。 相似文献
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马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明:进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。 相似文献
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用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5~1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106~7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76. 相似文献
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为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明:迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。 相似文献
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高超声速气动热辨识技术实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为估计高超声速飞行中的气动热流,采用热流辨识技术研究了平板表面的气动热流。首先采用仿真数据对辨识方法进行验证,结果表明,在测量噪声较低时热流辨识结果误差较小。此后,开展了平板的高超声速气动热风洞实验,通过内埋热电偶测量平板内部温度,采用热流辨识法获得平板表面的气动热流,采用辅助测点对比验证了内埋测点辨识结果的可信度。最后将辨识结果与平板边界层热流理论估算结果进行对比,分析了两者产生误差的原因。本文的研究为热流辨识技术的实际应用奠定了基础。 相似文献
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为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究.该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数.研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟.单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律.本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究.研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律. 相似文献
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