【摘 要】
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本文介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法,利用边界层的表面热流值,作为判断边界层转捩与否的依据,开展边界层攻角效应转捩特性试验研究。试验在我院FD-
【机 构】
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航天空气动力技术研究院,北京,100074
【出 处】
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中国空气动力学会近代高温气体动力学研讨会
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本文介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法,利用边界层的表面热流值,作为判断边界层转捩与否的依据,开展边界层攻角效应转捩特性试验研究。试验在我院FD-20炮风洞中进行,马赫数为6,试验模型是半锥度5°的圆锥模型。开展了对于圆锥模型,头部半径对转捩位置的影响,小攻角情况下对圆锥模型转捩位置的影响,并且获得了在2°和3°攻角情况下圆锥模型的攻角效应转捩全局曲线。试验结果证实了,在小攻角下,随着攻角的增加,边界层迎风面转捩位置向后移动,背风面转捩位置向前移动。
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