【摘 要】
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高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响,飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩.在JF8 A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究,利用
【机 构】
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中国科学院力学研究所 高温气体动力学国家重点实验室,北京 100190中国科学院力学研究所 高温气体动力学国家重点实验室,北京 100190;中国科学院大学 工程科学学院,北京 100049;
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高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响,飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩.在JF8 A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究,利用响应频率达到1 MHz量级的高频压力传感器对尖锥壁面脉动压力进行了测量,并结合热流测量结果,研究了高超声速尖锥边界层中扰动波的发展过程.实验结果表明:JF8A激波风洞在雷诺数为6.4×106/m状态下核心流的自由流噪声为2.8％;高频脉动压力测量技术能清晰地捕捉转捩过程中的第二模态波及其发展历程,试验状态下模型的第二模态波频率范围为165～206 kHz.当前研究结果能够为高超声速数值方法验证提供数据支撑.
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