高超声速进气道前缘钝度效应试验研究

作者：张红军; 沈清

来源：推进技术, 2013, (10): 1316-1320.

DOI：10.13675/j.cnki.tjjs.2013.10.010

• 高超声速进气道
• 钝度效应
• 边界层转捩 Hypersonic inlet
• Bluntness effect
• Boundary layer transition

基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm,R=0.2mm,R=0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。

• 出版日期2013
• 单位中国航天空气动力技术研究院