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。     

边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。     

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。     

边界层转捩测量的实验研究

本文通过实验研究了边界层转捩测量的一些方法和流场扰动对它们的影响,结果指出随机信号的均方根值在转捩过程中变化率较大,指示明确稳定,是测量转捩较准确有效的一种方法。同时,本文还研究了气流湍流度和噪声对边界层转捩区内最大扰动层的影响,指出这时在转捩区内仍存在最大扰动层,它位于 h≤0.2δ。最后提出:为提高转捩位置测量的精确度,必须进一步研究确定一个公认的转捩起、迄点的标记。     

基于MEMS传感器的高速风洞壁面剪切应力直接测量技术

提出了一种新的壁面剪切应力测量方法,使用锯齿状排布的MEMS传感器作为敏感元件,在高速风洞中对研制的剪切应力测量设备进行了原理验证实验.实验结果显示湍流中的局部壁面剪切应力大小是层流中的两倍以上,监测局部剪切应力可以作为一种有效的边界层转捩的实验判定方法.利用这一方法测得的转捩区与使用脉动压力测试技术测得结果一致,验证了通过MEMS元件监测局部剪切应力作为边界层转捩测量手段的可行性和可靠性.     

测定三维边界层转捩区位置的热膜－红外法实验研究

以表面热膜法和红外图象法作为主要方法，以油流法和荧光微丝法作为辅助方法，在低速风洞中，对三维边界层转捩现象进行了实验研究，发展了一种可供实用的定量确定三维边界层转捩区位置的新方法——热膜－红外法     

测定三维边界层转捩区位置的热膜—红外法实验研究

以表面热膜法和红外图象法作为主要方法，以油流法和荧光微丝法作为辅助方法，在低速风洞中，对三维边界层转捩现象进行了实验研究，发展了一种可供实用的定量确定三维边界层转捩区位置的新方法－－热膜－红外法。     

边界层转捩位置的测量与控制技术

本文介绍了边界层转捩位置测量与控制方面的几种新技术。包括组合热膜法，液晶显示与图像处理法，激光片光源与烟流显示法和热脉冲人工转捩控制与内声激振人工转捩控制。并对试验设备与试验方法及其应用实例分别作了介绍。     

边界层转捩测量的实验研究

本文通过实验,研究了边界层转捩测量的一些方法和技术,表明随机信号的均方根值在转捩过程中变化率较大,指示明确稳定,是测量转捩较准确有效的一种方法。本文同时还研究了气流湍流度对测量方法的影响,最后提出转捩测量技术尚需进一步研讨的问题。     

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。     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型（翼弦长300mm），当湍流度小于0.1％时，对附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于0．1％以后则影响明显；而对NACA0024对称翼型（弦长400mm）模型，其表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。对于两个不同尺寸的层流翼型模型（弦长分别为300mm和800mm）而言，当雷诺数大于某一位后转按点位置才受雷诺数的影响，对于NACA0024对称翼型模型，其表面阻面层的转捩点位置也不受雷诺数影响，且转捩点位置与变湍流度情况下在同一位置上。     

用液晶膜技术显示边界层转捩

液晶膜是一种新型液晶制成品,系三层结构。对温度敏感的液晶沉积在外层塑料膜和内层黑衬底之间。液晶膜的底面带胶,可直接贴在试验模型表面上。本文简要介绍了低速风洞中的液晶膜技术、液晶膜的构造和显示边界层转捩的原理,并将它应用于声激发控制边界层转捩研究。实验结果表明,液晶膜技术是一种简易可行的显示边界层转捩的新方法。它可以显示转捩过程的起始与结束以及转捩位置随试验条件的变化。与常规液晶技术相比,其优点是使用方便,无需熟练的液晶配制技能和喷涂经验,免受外界污染。液晶膜技术特别适合应用于二元模型。     

基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

为验证某层流机翼的设计,在荷兰DNW-HST风洞开展了高速风洞试验,采用TSP方法对机翼表面边界层转捩位置进行了测量。试验结果表明:TSP方法用于探测自然层流机翼表面转捩位置非常有效,显示结果中层流和湍流区域明显,转捩边界清晰易辨。同时发现,试验对机翼表面光洁度要求很高,试验结果对机翼表面污染非常敏感,高雷诺数下,受机翼前缘污染影响,试验效果不佳。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

用振动带技术激发边界层转捩的初步研究

本文叙述振动带系统的设计和用该系统激发边界层转捩的初步实验,实验证明该系统设计是成功的。同时,提供了一种人工转捩的新方法,为今后的边界层转捩研究开辟了一条新的途径。     

表面热流辨识技术在边界层转捩位置测量中的应用初步研究

目前工程飞行试验中主要采用近壁热电偶测温法来确定飞行器表面流动的边界层转捩位置,由于测点离表面较近,对温度传感器量程和结构强度有较高要求.为此,提出了基于表面热流辨识技术确定转捩位置的基本思想和处理方法,测点可以距离表面相对较远.但是,当测点越远离受热面,辨识问题的不适定性会越强,因此需要采用仿真辨识方法来对传感器安装位置进行合理选取.在给出二维传热模型表面热流辨识算法的基础上,对两个算例进行了仿真辨识分析.结果表明:基于表面热流辨识技术确定转捩位置是可行的,能给出较为准确的转捩区域判断.     

采用长细管法进行脉动压力转捩探测的实验研究

为了简便地使用测量模型表面脉动压力特征的方法探测边界层转捩位置,需要研究脉动压力传感器接在传统测压模型外的适用性,即通过长细管将模型表面的脉动压力信号传递到脉动压力传感器上的方式是否可得到转捩的特征信号。首先采用信号发生器驱动扬声器,在无风条件下,测量了长细管对不同频率声压信号的传递损失情况。证明了所采用的长细管系统具有合适的工作频带。然后在西北工业大学NF-3低速风洞二元实验段、实验风速为30m/s的条件下,对弦长为800mm、展长为1.6m的翼型模型沿弦向进行了脉动压力信号测量,并通过改进的数据处理技术判断了模型表面的转捩位置。研究结果表明,采用长细管系统进行脉动压力方法转捩探测具有一定应用价值,值得进一步深入研究。     

前缘修形三角翼翼面背风区涡系研究

本文对一组前缘修形三角翼翼面背风区流场进行了实验研究,给出了几种修形三角翼上翼面处空间涡系涡迹及表面流谱,研究了各涡之间的相互干扰。结果表明:使用前缘修形可以在一定程度上避免基本三角翼大迎角时产生的翼面主涡破碎;修形三角翼翼面背风区存在两条较为稳定的涡,两涡间有利干扰将改善翼面处流场。