邊界層轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)測是高超聲速飛行面臨的關(guān)鍵氣動問題之一。為研究高超聲速邊界層失穩(wěn)和轉(zhuǎn)捩機理,以前緣半徑1.6mm、半錐角7°的圓錐模型為研究對象,在FD-07高超聲速風(fēng)洞中采用紅外熱圖技術(shù)開展邊界層轉(zhuǎn)捩實驗測量。通過與工程計算結(jié)果對比,確認(rèn)模型表面邊界層流態(tài)。實驗結(jié)果表明:有迎角條件下,模型表面中后段出現(xiàn)條紋結(jié)構(gòu),條紋結(jié)構(gòu)的起始位置隨著周向角的增加而向上游移動;隨著迎角的增加,條紋起始位置向上游移動,條紋強度差異和條紋與模型中心線的夾角越來越大。實驗獲得的條紋結(jié)構(gòu)與不同頻率擾動波相互作用直接數(shù)值模擬獲得的條紋結(jié)構(gòu)現(xiàn)象一致。通過對比分析,認(rèn)為邊界層內(nèi)不同頻率擾動波相互作用是產(chǎn)生條紋結(jié)構(gòu)的一種機制。

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圖1 圓錐模型及風(fēng)洞實驗照片

實驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-07常規(guī)高超聲速風(fēng)洞[24]中進行，該風(fēng)洞是暫沖、下吹自由射流式風(fēng)洞（圖3）。噴管出口直徑0.5m，馬赫數(shù)范圍4～8，通過更換噴管改變來流馬赫數(shù)。實驗段內(nèi)安裝變迎角機構(gòu)，迎角變化范圍為-15°～50°。實驗段側(cè)壁開有Φ350mm窗口，通過更換....

圖3 FD-07高超聲速風(fēng)洞

圖2周向角的定義示意圖2.2紅外熱圖測量系統(tǒng)

圖4 紅外熱圖測量系統(tǒng)

紅外熱像儀采用制冷型MCT探測器，光譜范圍為3.7～4.8μm，熱靈敏度<25mK，測溫精度為±1℃，像素640×512，測溫范圍-10～1200℃，鏡頭焦距25mm，幀頻最高達(dá)120Hz。紅外熱圖測量系統(tǒng)如圖4所示。模型表面發(fā)射率、紅外窗口透射率和模型材料的熱物性參數(shù)均由具有檢....

圖5 圓錐模型中心線熱流分布（0°迎角）

采用“厚壁模型”數(shù)據(jù)處理方法[25]計算獲得的0°迎角下圓錐模型表面中心線熱流分布如圖5所示，在X<0.35m區(qū)域，測量獲得的中心線熱流與工程算法[25]層流熱流吻合較好，在X≈0.35m位置，中心線熱流開始升高，直到模型尾部，一直呈升高趨勢，說明在X<0.35m的區(qū)域圓錐模型....

本文編號：4027923