基于Ludwieg管的高超聲速邊界層轉捩實驗

黃冉冉, 司馬學昊, 成江逸, 趙家權, 吳 杰

(華中科技大學航空航天學院, 湖北武漢 430074)

引 言

高超聲速邊界層轉捩是空氣動力學中的一個重要難題, 雖然相關研究持續在開展, 但是目前仍沒準確可信的高超聲速邊界層轉捩預測方法, 以評估高超聲速飛行器在設計階段的氣動力和氣動熱, 影響了超聲速及高超聲速飛行器的氣動、 控制和熱防護設計. 至今為止, 針對高超聲速邊界層轉捩的研究已經開展了近60年, 由于影響轉捩的因素繁多, 目前對于高超聲速邊界層轉捩還處于認識的過程中, 存在著諸多需要深入研究與解決的問題, 如感受性問題、 高溫真實氣體效應對轉捩影響、 旁路轉捩、 橫流轉捩控制等[1-5]. 傳統研究超聲速及高超聲速轉捩現象的方式主要包括數值模擬、 飛行試驗和地面實驗. 由于在高速流動下的特殊流動情況, 比如真實氣體效應、 高溫非平衡氣體效應等, 已有的數值計算模型并不適用[6-7]. 因此, 實驗測量成為了研究超聲速及高超聲速邊界層轉捩預測的主要手段. 其中,飛行試驗可真實地模擬飛行環境, 可以獲得更為可靠的實驗數據, 但是開展該類試驗存在極大風險, 且成本極其昂貴; 相比之下, 地面實驗由于其成本較低, 成為更易被接受的研究方法.

但是, 常規超聲速及高超聲速風洞設備建設成本高昂, 風洞的運行和操作也較為復雜, 實驗測量所需的各類儀器昂貴, 以上因素提高了科研機構開展超聲速及高……