郑文鹏 易仕和 牛海波 霍俊杰

(国防科技大学空天科学学院，长沙 410073)

在马赫6 高超声速静风洞中针对长短轴比为4∶1 的钝头椭圆锥表面横流不稳定性进行了实验研究.综合利用温敏漆技术、基于纳米粒子的平面激光散射技术和Kulite 传感器压力测试对模型表面横流区域内的温度分布、边界层流动结构以及模型表面压力进行了测试.研究了椭圆锥表面横流控制区域边界层转捩机理，来流单位雷诺数和攻角对边界层转捩的影响规律，得到以下结论:在风洞噪声模式下，长短轴比为4∶1 的椭圆锥模型表面中心线与前缘线之间横流区域的边界层转捩是由横流的行进波控制的，未发现横流定常涡的足迹，行进波的特征频率在20 kHz 左右;来流单位雷诺数增大时转捩位置会提前，行进波的频率和幅值均增大;在一定攻角范围内，随攻角增大迎风面边界层转捩位置推迟，行进波特征频率变化不大但能量减弱，攻角继续增大时转捩现象消失.

1 引言

高超声速流动中，当边界层处于不同流动状态时热流、摩阻等参数会存在巨大差异，研究由层流到湍流的转捩机理以及合理预测边界层转捩位置对高超声速飞行器热防护设计、飞行器表面流动控制等具有重要的参考意义.而在真实飞行条件下，飞行器表面边界层往往表现出强烈的三维性，此时横流不稳定模态在边界层转捩中可能会占主导地位.

横流是指壁面边界层内部在压力梯度作用……