【摘要】：高超聲速飛行器要承受極大的氣動阻力,而表面摩阻預(yù)計將占總阻力的30%以上,因此要得到飛行器的空氣動力學特性,必須對飛行器的表面摩阻進行準確的預(yù)測。除此之外,由于表面摩阻和邊界層轉(zhuǎn)捩的關(guān)聯(lián)性,獲得表面摩阻的大小就可以得到邊界層的轉(zhuǎn)捩位置,這為高超聲速飛行器的設(shè)計提供支持。但是表面摩阻的預(yù)測一直是一個難點,對于數(shù)值模擬來說,雷諾平均方法(Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS)和大渦模擬(Large Eddy Simulation,LES)等方法無法捕捉邊界層內(nèi)細微的流動結(jié)構(gòu),因此無法精確預(yù)測表面摩阻。風洞實驗是獲得表面摩阻的重要手段,但是受到了實驗方法的制約。因此,開展適用于高超聲速風洞實驗的表面摩阻測量方法勢在必行。本文旨在基于已經(jīng)發(fā)展成熟的低速和跨超聲速油膜干涉測量技術(shù),開展高超聲速油膜干涉測量技術(shù)的研究。針對制約油膜干涉測量技術(shù)在高超聲速應(yīng)用的問題采取相應(yīng)解決辦法,并且將油膜干涉測量技術(shù)應(yīng)用在高超聲速風洞摩擦應(yīng)力測量實驗中。通過對比實驗和直接數(shù)值模擬方法(Direct Numerical Simulation,DNS)得出的摩擦應(yīng)力系數(shù)結(jié)果,分析油膜干涉測量技術(shù)在高超聲速應(yīng)用的可行性。研究結(jié)果表明,經(jīng)過改良后的油膜干涉測量技術(shù)能夠很好地應(yīng)用于高超聲速流場,實驗?zāi)Ｐ偷谋砻婺Σ翍?yīng)力與數(shù)值模擬結(jié)果的規(guī)律性對比較好,而且該方法能夠快速準確地預(yù)測邊界層的轉(zhuǎn)捩位置。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：V211;V411

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