【摘 要】
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应用表面油膜干涉技术,测量了亚声速下NACA0012翼型表面摩擦阻力系数分布与转捩位置,并与直接数值模拟结果进行了对比.在来流马赫数为0.6时,层流区摩阻系数实验与数值模拟结果吻合较好,但由于风洞湍流度影响,实验测得的转捩位置较为靠前,湍流区摩阻也相对较高;在马赫数为5的高超声速风洞中,对平板表面摩阻进行了测量,得到了各点表面摩阻系数,并与经验公式估算结果进行了对比.结果表明:采用表面油膜干涉法进
【机 构】
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南京航空航天大学航空宇航学院,南京
【出 处】
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中国空气动力学会测控专业委员会第六届六次全国学术交流会
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应用表面油膜干涉技术,测量了亚声速下NACA0012翼型表面摩擦阻力系数分布与转捩位置,并与直接数值模拟结果进行了对比.在来流马赫数为0.6时,层流区摩阻系数实验与数值模拟结果吻合较好,但由于风洞湍流度影响,实验测得的转捩位置较为靠前,湍流区摩阻也相对较高;在马赫数为5的高超声速风洞中,对平板表面摩阻进行了测量,得到了各点表面摩阻系数,并与经验公式估算结果进行了对比.结果表明:采用表面油膜干涉法进行高速、高超声速风洞表面摩阻系数测量是可行的,并可为模型转捩位置的判定提供可靠依据.
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