激波风洞边界层转捩测量技术及应用

• 作者: 常雨 张扣立 李强 江涛 赵磊 陈苏宇
• 来源期刊: 航空学报
• 学科: 航空航天
• 关键词: 激波风洞 高超声速边界层 转捩测量技术 高频脉动压力 高清晰度纹影显示 第2模态波 湍流斑
• 年，卷（期）: 2019,（8）
• 所属期刊栏目: 流体力学与飞行力学
• 页码范围: 61-72
• 页数: 12页
• 分类号: V211
• 语种: 中文

摘要

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响.在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩.激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备.但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级.依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术.并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Φ2 m激波风洞(FD-14A)马赫数10、单位雷诺数1.2×107/m的流场条件下开展了边界层转捩试验.采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	江涛	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	38	145	7.0	10.0
2	张扣立	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	19	49	5.0	6.0
3	陈苏宇	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	7	10	2.0	3.0
4	常雨	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	10	14	2.0	3.0
5	李强	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	12	29	3.0	5.0
6	赵磊	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	4	7	2.0	2.0