7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

发布时间：2021-07-29 21:23

　　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Φ1m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0.05mm。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。 

【文章来源】：实验流体力学. 2020,34(01)北大核心CSCD

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

2 背风区流动分离（Rn=0.05)

实验在CARDC的Φ1m高超声速风洞（见图1)M4～8支路上进行。该风洞是一座暂冲吹吸式高超声速风洞，配备了出口直径为1m、名义马赫数Ma∞=4～8的型面喷管，通过变更喷管改变实验段气流马赫数，具有实验模型尺度大、模拟参数范围较宽等特点，模拟高度为20～60km（不同马赫数对应的模拟高度不同）。同时风洞配备了用于测热实验的快速送进机构，以满足瞬态测热实验的要求。当模型质量（含支杆）100kg、送进距离700mm时，快插到位并稳定的时间不大于0.3s。1.2 红外测量方法

实验模型为7°半锥角圆锥（见图2），模型理论长度L=800mm，底部直径D=196.46mm，头部半径Rn=0.05mm。模型由2部分组成，采用可更换结构，头部为金属，锥体为聚四氟乙烯。金属头部理论长度为165mm，非金属段长度为635mm。模型尾部设计有模型姿态测量平台，可以测量模型的实际迎角。模型通过尾支杆转接安装到快速送进机构上，当风洞流场参数稳定后，模型从流场外迅速投放到流场中心，实验结束后模型退出流场，风洞关车。由于高超声速气流会对模型产生气动加热效应，会改变模型表面的温度边界条件，为保证不同实验车次中模型表面温度不变，每车次运行后都要引入环境空气自然冷却模型。在常规噪声风洞条件下研究了不同自由流单位雷诺数、迎角和马赫数对边界层转捩位置的影响规律。雷诺数和马赫数影响规律在0°迎角下开展，单位雷诺数Re∞=（0.49～2.45）×107/m，变迎角影响规律实验在单位雷诺数Re∞=1.0×107/m来流条件下开展，迎角α=-10°～10°。风洞实验状态和流场参数分别见表1和2。

【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速边界层转捩实验综述[J]. 刘向宏,赖光伟,吴杰.  空气动力学学报. 2018(02)
[2]高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势[J]. 陈坚强,涂国华,张毅锋,徐国亮,袁先旭,陈诚.  空气动力学学报. 2017(03)
[3]高超声速边界层转捩特性试验探究[J]. 常雨,陈苏宇,张扣立.  宇航学报. 2015(11)
[4]高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验[J]. 柳森,王宗浩,谢爱民,陈旭明,黄洁.  实验流体力学. 2013(06)
[5]Hypersonic boundary-layer transition on a flared cone[J]. Chuan-Hong Zhang,Qing Tang,Cun-Biao Lee.  Acta Mechanica Sinica. 2013(01)



本文编号：3310080