尖楔模型結構對脈動壓力測量影響實驗研究

沙心國, 李睿劬, 劉文伶, 紀 鋒, 袁湘江

(1. 中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074; 2. 北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

邊界層轉捩與湍流問題是經典物理中留下的難題, 也是流體力學中極具挑戰的熱點問題. 從1883年 Reynolds在圓管流動實驗中發現流動存在層流與湍流兩種流態至今, 研究者針對邊界層轉捩與湍流問題開展了大量的理論、實驗與計算研究, 在邊界層轉捩現象、機理與模型方面取得了很大的進步, 但由于邊界層轉捩與湍流問題的復雜性, 邊界層轉捩預測的精度仍不盡如人意. 邊界層轉捩與湍流問題已經成為制約航天技術發展的瓶頸[1-4], 尤其是在高超聲速領域[5-7]. 邊界層流動狀態與高超聲速飛行器的氣動力、氣動熱、飛行穩定性、進氣道起動和超燃沖壓發動機的燃燒性能等直接相關, 從而影響高超聲速飛行器的安全與性能指標.

邊界層轉捩是一個邊初值問題, 其中初值就是來流擾動. 來流擾動通過感受性在邊界層內激發不穩定擾動波, 不穩定擾動波在邊界層內經過系列增長過程, 最終破裂, 猝發轉捩. 欲實現高超聲速邊界層轉捩的準確預測, 揭示邊界層轉捩機理是關鍵.

風洞實驗作為空氣動力學研究的三大手段之一, 在高超聲速邊界層轉捩研究中發揮著重要作用. Schneider[8]曾經指出, 背景噪聲在風洞實驗中非常重要, 沒有給出風洞自由來流噪聲的轉捩Reynolds數幾乎沒有任何價值. 來流噪聲不僅會影響高超聲速邊界層的轉……