壁温比对圆截面隔离段激波串的影响研究

为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。

壁温比对高速钝锥边界层转捩天地差异的影响研究

首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。

壁温对钝三角翼边界层稳定性及转捩影响

选择典型的高超声速流动条件,基于线性稳定性理论研究了不同壁温条件对典型大后掠角平板钝三角翼外形高超声速三维边界层流动稳定性及转捩的影响。研究表明,壁温比的增加促进横流和第一模态波的增长,第二模态波受到抑制,钝三角翼表面N值分布的变化呈现随壁温比增加先减小后增大的特点,预示在高壁温比下(绝热壁附近,约0.8)将出现转捩反转;转捩反转的内在机理在于壁温比对不同模态彼此相反的影响规律以及在不同位置不同的影响量值,导致在低壁温比区壁温比的增加主要影响第二模态,引起转捩延迟,而在高壁温比区壁温比的增加对第一模态的影响超过了对第二模态的影响,转而造成转捩前移。

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同,对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果,分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致,脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右,其中雷诺数影响较小,在5%以内,壁温比影响较大,在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析,认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。