牛海波 易仕和 刘小林 霍俊杰 冈敦殿

(国防科技大学空天科学学院, 长沙 410073)

本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行, 模型为平板构型, 攻角为5°和10°.通过温敏漆技术, 观察到在远离头部的区域, 边界层转捩阵面光滑且平行于前缘, 通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f ≈ 10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术, 在平行前缘方向对此区域进行流场可视化, 观察到规则的向下游卷起的涡结构, 形态与数值模拟中的横流涡形态一致, 且涡结构的位置不是固定的, 因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时, 才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值, 边界层转捩中或转捩后, 脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数, 同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时, 横流行波幅值增长更加迅速, 在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外, 还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度, 文中所测状态下, 相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间, 传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且, 增大攻角时, 横流波的相速度变大, 传播角减小.

1 引 言

高超声速飞行器是世界主要大国研究的热点问题之一.在高超飞行器研制过程中, 边界层转捩是必须考虑的重要……