温度对高速平板边界层转捩雷诺数的影响

为了深入研究温度对高速边界层稳定性和转捩的影响,并对不同温度条件下的转捩结果进行关联,采用线性稳定性理论和eN方法,对不同壁温、总温条件下的高速平板边界层进行了稳定性分析和转捩预测。温度条件对转捩的影响体现在两方面,一方面会改变快、慢模态的分枝特性,由此改变扰动的线性增长路径;另一方面可以改变边界层本身的不稳定性,引起扰动增长幅值和转捩位置的变化。结果表明,壁温或总温的变化,会产生不同的模态分枝类型,且总温的增加对边界层起稳定作用。另外,发现对于相同马赫数,在不高于1000K的壁温条件下,扰动的增长与壁温存在一致性的变化规律,结合eN方法,获得了转捩雷诺数与壁温比和N值的函数关系式。利用该公式,可以对不同初始扰动幅值和壁温条件的边界层转捩进行预测和关联。     

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。     

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。     

高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究

边界层转捩的准确预测是高超声速飞行面临的关键气动问题之一。为研究高超声速边界层失稳和转捩机理,以前缘半径1.6mm、半锥角7°的圆锥模型为研究对象,在FD-07高超声速风洞中采用红外热图技术开展边界层转捩实验测量。通过与工程计算结果对比,确认模型表面边界层流态。实验结果表明:有迎角条件下,模型表面中后段出现条纹结构,条纹结构的起始位置随着周向角的增加而向上游移动;随着迎角的增加,条纹起始位置向上游移动,条纹强度差异和条纹与模型中心线的夹角越来越大。实验获得的条纹结构与不同频率扰动波相互作用直接数值模拟获得的条纹结构现象一致。通过对比分析,认为边界层内不同频率扰动波相互作用是产生条纹结构的一种机制。     

离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究

针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流／层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600 r／m,对应叶尖切向速度为25～40 m／s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度 DRE 诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

碳化硅材料被动氧化机理及转捩温度分析

对SiC材料的抗氧化性能进行了试验,研究了该材料的氧化机制以及由被动氧化至主动氧化的转捩温度.结果表明,SiC材料在一定的氧分压环境中,表面温度低于转捩温度时,会在表面形成SiO2薄膜,薄膜厚度和时间的平方根成正比.表面温度高于转捩温度时材料发生主动氧化,材料表面发生烧蚀.