转捩模式与试验在高超声速边界层转捩中的应用研究

发布时间：2021-11-22 23:00

　　高超声速飞行器前体下表面及压缩面组合外形的转捩预测问题是飞行器气动和结构设计中的重要问题。本文改进了k-ω-γ转捩模式,采用数值模拟方法预测转捩发生位置,并采用基于纳米示踪的平面激光散射（NPLS）技术和温敏漆（TSP）技术对转捩开展试验。模拟得到的转捩位置与试验得到的转捩位置一致,验证了本文发展的转捩预测方法的准确性与可靠性。转捩发生在模型的前体下表面,转捩位置在展向的分布是不均匀的,并呈现出对称形式。本文介绍的两种预测方案为工程转捩预测提供了可行的解决方案。 

【文章来源】：航空科学技术. 2020,31(11)

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

高超声速飞行器前体试验简化模型示意图

简化模型尺寸示意图

图3给出了对称面及壁面计算网格示意图，计算采用半模多块对接结构网格，前体、前缘和边界层内等局部流动梯度变化较大的区域网格加密并光滑过渡，壁面第一层网格法向高度保证y+<1，半模的网格量为259万。经验证，本文使用的网格足够密，从而使得模拟结果与网格无关。2.3 试验方法

【参考文献】：
期刊论文
[1]NPLS技术在高超声速边界层转捩研究中的应用[J]. 易仕和,刘小林,陆小革,牛海波,徐席旺.  空气动力学学报. 2020(02)
[2]TBCC进气道模态转换气动技术研究综述[J]. 向先宏,钱战森,张铁军.  航空科学技术. 2017(01)
[3]超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法[J]. 战培国.  航空科学技术. 2012(06)



本文编号：3512609