高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究

发布时间：2021-02-06 07:31

　　来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究,如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验,有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识,需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法,使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析,并结合直接数值模拟结果,获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示:该风洞为典型噪声风洞,其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%,涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路,为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。 

【文章来源】：实验流体力学. 2019,33(05)北大核心

【文章页数】：8 页

【文章目录】：
0 引言
1 实验设备、仪器及测量方法
    1.1 马赫数6Ludwieg管风洞
    1.2 实验测量仪器及数据处理方法
2 高超声速来流扰动模态及其分解方法
3 实验数据与分析
    3.1 皮托管测量
    3.2 热线测量
4 总结与讨论


【参考文献】：
期刊论文
[1]Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术[J]. 吴杰.  空气动力学学报. 2018(03)
[2]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)
[3]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：3020391