【摘 要】
：
采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)对超声速圆锥边界层涡结构随攻角的变化进行了研究.实验在Ma=2.67和Rel=9.83×106的超声速静风洞中进行,获得了精细的湍流边界层图
【机 构】
：
国防科学技术大学高超声速冲压发动机技术重点实验室,长沙410073国防科学技术大学高超声速飞行器技术研究所,长沙410073
论文部分内容阅读
采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)对超声速圆锥边界层涡结构随攻角的变化进行了研究.实验在Ma=2.67和Rel=9.83×106的超声速静风洞中进行,获得了精细的湍流边界层图像.通过数字图像处理技术提取边界层边缘,采用两种新的方法计算边界层涡结构距离壁面的高度随攻角的变化.研究发现:在背风面小攻角范围内,圆锥边界层涡结构距离壁面的高度随攻角增大而迅速增加,在攻角较大时,背风面边界层涡结构随圆锥绕流脱离壁面进入主流致使高度增速变缓;背风面边界层涡结构随攻角增大拉伸破碎加剧.
其他文献
以优化冷却孔射流角度和射流参数为主要实验目的,将平板气膜冷却作为研究对象,应用红外热像仪作为温度监测手段,研究了不同角度的简单和带有复合角的复杂圆形孔射流对平板中
2.4米跨声速风洞首次建立了条带悬挂内式天平支撑试验技术,为扣除该条带支撑对试验模型气动特性的干扰,对2.4米跨声速风洞的条带支撑干扰进行了研究.本文以缩比1:22的Ty154
进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,其设计性能的好坏直接关系到发动机性能的发挥和飞行器性能的优劣.进气道流量系数是进气道的一个重要性能参数,其测量也是进气道风洞
为满足可压缩湍流结构系综研究的要求,研制了一座新型的超声速混合层风洞设备,以及用于超声速混合层空间结构显示的平面激光米氏(Mie)散射系统和热线测量系统;文中详细描述了
针对高总温条件下采用量热完全气体模型计算风洞流场参数存在显著误差的问题,基于热完全气体和平衡化学反应气体模型,利用空气组分热力学特性数据库和轴对称风洞准一维流动假
着眼于减小PIV测试的误差和提高测试效率,使用热线和PIV设备,对直流风洞中Re=3900(以圆柱直径定义)的圆柱扰流尾迹流场进行了测量和分析.以热线测量结果作为基准,分析了PIV分
为了提高EFD与CFD相关性,为超临界翼型相关研究提供准确依据,需要验证CFD方法可靠性,以及对EFD进行侧壁干扰修正.选择合适的网格结构,数值模拟超临界翼型NASA SC(2)-0714,与N
为探究封闭腔体内自然对流的机理,设计了一个密闭实验腔体.该腔体为长方体,顶部作为冷端,保持恒温,底部中心为矩形热板恒温加热,其余部分为绝热条件.腔体四周绝热,工作介质为
利用数量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口流场(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差统计量与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨