高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

郑文鹏; 易仕和; 牛海波; 霍俊杰

doi:10.7498/aps.70.20210807

高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

国防科技大学空天科学学院, 长沙　410073

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com .

通讯作者: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

中图分类号: 47.20.Ib, 47.40.Ki, 47.54.De

Experimental research on crossflow instability for a hypersonic 4∶1 elliptic cone

College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defence Technology, Changsha 410073, China

Corresponding author: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

MSC: 47.20.Ib, 47.40.Ki, 47.54.De

摘要: 在马赫6高超声速静风洞中针对长短轴比为4∶1的钝头椭圆锥表面横流不稳定性进行了实验研究. 综合利用温敏漆技术、基于纳米粒子的平面激光散射技术和Kulite传感器压力测试对模型表面横流区域内的温度分布、边界层流动结构以及模型表面压力进行了测试. 研究了椭圆锥表面横流控制区域边界层转捩机理, 来流单位雷诺数和攻角对边界层转捩的影响规律, 得到以下结论: 在风洞噪声模式下, 长短轴比为4∶1的椭圆锥模型表面中心线与前缘线之间横流区域的边界层转捩是由横流的行进波控制的, 未发现横流定常涡的足迹, 行进波的特征频率在20 kHz左右; 来流单位雷诺数增大时转捩位置会提前, 行进波的频率和幅值均增大; 在一定攻角范围内, 随攻角增大迎风面边界层转捩位置推迟, 行进波特征频率变化不大但能量减弱, 攻角继续增大时转捩现象消失.
- 高超声速 /
- 椭圆锥 /
- 横流不稳定性 /
- 边界层转捩
Abstract: In this work, the cross-flow instability on the surface of a blunt elliptical cone with a long-short-axis ratio of 4∶1 is studied experimentally in the Mach 6 hypersonic quiet wind tunnel. Comprehensive use of temperature sensitive paint (TSP) technology, nano-tracer-based planar laser scattering (NPLS) technology and Kulite sensor pressure test to measure the temperature distribution in the cross-flow area on the surface of the model, boundary layer flow structure and model surface pressure are tested. The mechanism of boundary layer transition in the cross-flow control area on the surface of the elliptical cone is studied, and the influence law of incoming flow unit Reynolds number and angle of attack on boundary layer transition is obtained, and some conclusions are obtained below. In the wind tunnel noise mode, the transition of the boundary layer in the cross-flow area between the surface center line and the leading edge of the elliptical cone model with a length-to-short-axis ratio of 4∶1 is controlled by the traveling waves, and no footprint of the steady vortex is found. The characteristic frequency of the traveling wave is about 20 kHz. When the unit Reynolds number of the incoming flow increases, the transition position will be advanced, and the frequency and amplitude of the traveling wave will increase. Within a certain angle of attack, the transition position of the upwind boundary layer is delayed, and the characteristic frequency of the traveling wave does not change much but the energy is weakened. When the angle of attack continues to increase, the transition phenomenon disappears.
- hypersonic /
- elliptical cone /
- crossflow instabilities /
- boundary layer transition .
图 1 高超声速静风洞照片

Figure 1. Picture of hypersonic static wind tunnel.

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图 2 模型示意图

Figure 2. Model diagram.

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图 3 标定曲线

Figure 3. Calibration curve.

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图 4 NPLS技术原理图

Figure 4. Schematic diagram of NPLS technique.

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图 5 传感器分布示意图

Figure 5. Distribution diagram of sensors.

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图 6 温升分布云图(0°, Re = 1.3 × 10⁷/m)

Figure 6. Contour of temperature rise distribution (0°, Re = 1.3 × 10⁷/m).

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图 7 时间相关的NPLS图像

Figure 7. NPLS images with time correlation.

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图 8 温升曲线

Figure 8. Temperature rise curve.

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图 9 功率谱计算结果 (0°, Re = 1.3 × 10⁷/m)　(a) 风洞运行时; (b) 底噪

Figure 9. Power spectrum calculation results (0°, Re = 1.3 × 10⁷/m): (a) During wind tunnel operation; (b) noise of background.

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图 10 0°攻角不同雷诺数条件下TSP图像　(a)${Re}_{\rm{\infty }} = 7\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$; (b)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 9\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (c)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.1\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $; (d)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.3\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $

Figure 10. TSP images of angle of attack of 0° at different Reynolds numbers: (a)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 7\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (b)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 9\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (c)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.1\times \;{10}^{7}{\rm{m}}^{-1} $; (d)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.3\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $.

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图 11 不同雷诺数条件下温升曲线

Figure 11. Temperature rise curves at different Reynolds numbers.

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图 12 0°攻角、不同雷诺数条件下功率谱结果　(a)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 7\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (b)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 9\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (c)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.1\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $; (d)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.3\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $

Figure 12. Power spectrum calculation results of angle of attack of 0° at different Reynolds numbers: (a)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 7\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (b)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 9\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1} $; (c)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.1\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1} $; (d)$ {Re}_{\rm{\infty }} = 1.3\times {10}^{7}\;{\rm{m}}^{-1}$

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图 13 不同攻角TSP图像(${Re}_{\rm{\infty }} = 11\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$)　(a) 0°; (b) 2°; (c) 5°

Figure 13. TSP images at different angles of attack (${Re}_{\rm{\infty }} = $$ 11\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$) : (a) 0°; (b) 2°; (c) 5°.

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图 14 不同攻角TSP图像(${Re}_{\rm{\infty }} = 13\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$)　(a) 0°; (b) 2°; (c) 5°

Figure 14. TSP images at different attack angles (${Re}_{\rm{\infty }} = $$ 13\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$): (a) 0°; (b) 2°; (c) 5°.

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图 15 不同攻角功率谱结果(${Re}_{\rm{\infty }} = 11\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$)　(a) 0°; (b) 2°; (c) 5°

Figure 15. Power spectrum calculation results at different angles of attack (${Re}_{\rm{\infty }} = 11\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$) : (a) 0°; (b) 2°; (c) 5°.

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图 16 不同攻角功率谱结果(${Re}_{\rm{\infty }} = 13\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$)　(a) 0°; (b) 2°; (c) 5°

Figure 16. Power spectrum calculation results at different angles of attack (${Re}_{\rm{\infty }} = 13\times {10}^{6}\;{\rm{m}}^{-1}$) : (a) 0°; (b) 2°; (c) 5°.

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表 1 传感器测点位置

Table 1. Sensor measuring point position.

Sensor (x, y)/mm Sensor (x, y)/mm

1 (360, 0) 2 (360, 12)
3 (360, 24) 4 (360, 36)
5 (360, 48)

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[1]	Kimmel R L, Klein M A, Schwoerke S N 1997 J. Spacecr. Rockets 34 409 doi: 10.2514/2.3236
[2]	Porter K M, Poggie J, Kimmel R L 2017 47th AIAA Fluid Dynamics Conference Denver, Colorado, USA, June 5−9, 2017 p3132
[3]	Kimmel R L, Adamczak D W, Hartley D, Alesi H, Frost M, Pietsch R, Shannon J, Sylvester T 2018 J. Spacecr. Rockets 55 1303 doi: 10.2514/1.A34148
[4]	Tufts M P, Borg M, Gosse R, Kimmel R L 2018 Applied Aerodynamics Conference Atlanta, Georgia, USA, June 25−29, 2018 p3807
[5]	Choudhari M, Chang C L, Li F, Berger K, Candler G, Kimmel R 2009 39th AIAA Fluid Dynamics Conference San Antonio, Texas, USA, June 22−25, 2009 p4056
[6]	Paredes P, Theofilis V 2015 J. Fluids Struct. 53 36 doi: 10.1016/j.jfluidstructs.2014.11.002
[7]	Yates H, Juliano T J, Matlis E H, Tufts M W 2018 2018 AIAA Aerospace Sciences Meeting Kissimmee, Florida, USA, January 8−12, 2018 p1076
[8]	Saric W S, Reed H L 2003 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit Reno, Nevada, USA, January 6−9, 2003 p771
[9]	Choudhari M, Li F, Paredes P 2020 AIAA Scitech 2020 Forum Orlando, Florida, USA, January 6−10, 2020 p828
[10]	Paredes P, Gosse R, Theofilis V, Kimmel R L 2016 J. Fluids Mech. 804 442 doi: 10.1017/jfm.2016.536
[11]	Saric W S, Reed H L, White E B 2003 Annu. Rev. Fluids Mech. 35 413
[12]	Reed H L, Saric W S, Arnal D 1996 Annu. Rev. Fluids Mech. 28 389 doi: 10.1146/annurev.fl.28.010196.002133
[13]	Bippes H 1999 Prog. Aerosp. Sci. 35 363 doi: 10.1016/S0376-0421(99)00002-0
[14]	White E B, Saric W S 2005 J. Fluids Mech. 525 275 doi: 10.1017/S002211200400268X
[15]	Reed H L, Saric W S 2002 40th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit Reno, Nevada, USA, January 14−17, 2002 p147
[16]	Kimmel R L, Poggie J J, Schwoerke S N 1999 AIAA. J. 37 1080 doi: 10.2514/2.836
[17]	Dinzl D J, Candler G V 2017 AIAA. J. 55 1769
[18]	Moyes A J, Kocian T S, Mullen D, Reed H L 2018 J. Spacecr. Rockets 55 1341 doi: 10.2514/1.A34146
[19]	Berridge D, Chou A, Ward C, Steen L, Gilbert P, Juliano T, Schneider S, Gronvall J 2010 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition Orlando, Florida, USA, January 4−7, 2010 p1061
[20]	Juliano T J, Schneider S P 2010 40th Fluid Dynamics Conference and Exhibit Chicago, Illinois, USA, June 28− July 1, 2010 p5004
[21]	Borg M P, Kimmel R L 2016 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting San Diego, California, USA, January 4−8, 2016 p354
[22]	Borg M P, Kimmel R L, Stanfiled S 2012 42nd AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit New Orleans, Louisiana, USA, June 25−28, 2012 p2821
[23]	Borg M P, Kimmel R, Stanfield S 2011 41st AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit Honolulu, Hawaii, USA, June 27−30, 2011 p3247
[24]	Borg M P, Kimmel R, Stanfield S 2013 43rd Fluid Dynamics Conference San Diego, California, June 24−27, 2013 p2737
[25]	Borg M P, Kimmel R, Stanfield S 2015 J. Spacecr. Rockets 52 664 doi: 10.2514/1.A33145
[26]	Juliano T J, Borg M P, Schneider S P 2015 AIAA. J. 53 832 doi: 10.2514/1.J053189
[27]	Juliano T J, Paquin L, Borg M P 2016 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting San Diego, California, USA, January 4−8, 2016 p595
[28]	Juliano T J, Paquin L, Borg M P 2019 AIAA. J. 57 2001 doi: 10.2514/1.J056750
[29]	Borg M P, Kimmel R L, Hofferth J W, Bowersox R D, Mai C L 2015 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting Kissimmee, Florida, USA, January 5−9, 2015 p278
[30]	Hembling E, Wirth J, Semper M 2021 AIAA Scitech 2021 Forum January 11−15, 19−21, 2021 p5
[31]	Juliano T J, Jewell J S, Kimmel R 2019 J. Spacecr. Rockets 56 1045 doi: 10.2514/1.A34352
[32]	Juliano T J, Jewell J S, Kimmel R 2021 J. Spacecr. Rockets 58 265 doi: 10.2514/1.A34856
[33]	Li F, Choudhari M, Chang C L, White J, Kimmel R, Adamczak D, Borg M, Stanfifield S, Smith M 2012 42nd AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit New Orleans, Louisiana, USA, June 25−28, 2012 p2961
[34]	Dolvin D 2008 15th AIAA International Space Plane and Hypersonic Systems and Technologies Conference Dayton, Ohio, USA, April 28−May 1, 2008 p2581
[35]	Niu H, Yi S, Liu X, Lu X, Gang D 2020 Chin. J. Aeronaut. 33 1889 doi: 10.1016/j.cja.2020.02.017
[36]	刘小林, 易仕和, 牛海波, 陆小革, 赵鑫海 2018 物理学报 67 174701 doi: 10.7498/aps.67.20180531 Liu X L, Yi S H, Niu H B, Lu X G, Zhao X H 2018 Acta Phys. Sin. 67 174701 doi: 10.7498/aps.67.20180531
[37]	Zhao Y, Yi S, Tian L, Cheng Z 2009 Sci. China Ser. D 52 3640 doi: 10.1007/s11431-009-0281-3

图( 16) 表( 1)

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1. 引　言

高超声速流动中, 当边界层处于不同流动状态时热流、摩阻等参数会存在巨大差异, 研究由层流到湍流的转捩机理以及合理预测边界层转捩位置对高超声速飞行器热防护设计、飞行器表面流动控制等具有重要的参考意义. 而在真实飞行条件下, 飞行器表面边界层往往表现出强烈的三维性, 此时横流不稳定模态在边界层转捩中可能会占主导地位.

横流是指壁面边界层内部在压力梯度作用下产生的垂直于无黏流方向的速度分量, 由于壁面处和边界层外缘横流速度分量均为0, 故边界层内速度剖面存在拐点, 这是横流不稳定性的来源. 为研究横流不稳定性主导的三维边界层转捩问题, 早在20世纪90年代Kimmel等^[1]便通过计算验证了椭圆锥几何构型提供了横流产生所必需的压力梯度, 且能放大横流不稳定性效应, 可作为理想的实验模型. 美国和澳洲共同开展的HIFiRE-5项目采用的也是长短轴比为2∶1的椭圆锥模型^[2-4].

Choudhari等^[5]以及Paredes和Theofilis^[6]的研究结果表明, 椭圆锥表面的流动可分为3个区域: 短轴附近中心线区域、中心线与前缘线之间的区域以及前缘线附近区域. 其中, 短轴附近中心线与前缘线之间是可能由横流不稳定性主导控制转捩的区域, 存在横流定常涡和横流行进波两种横流的不稳定模态以及横流定常涡的二次失稳^[7,8]; 短轴附近中心线区域由于横流效应下流动会从两侧附着线向此处汇聚^[6,9], 边界层厚度会变厚, 并可能产生不稳定的流向涡结构; 前缘附着线附近则主要由第二模态控制^[10].

目前关于横流不稳定性已经有了大量的数值模拟和风洞实验结果, 取得了一系列的研究成果. 对于不可压缩流动^[11-14], 在低噪声的飞行环境中或静风洞中, 横流定常涡占主导地位, 而在噪声环境和传统的风洞中, 则是趋向于横流行进波占主导地位; 横流定常涡通常出现在模型存在定常扰动的条件下, 例如表面的粗糙度等其他稳定的扰动条件, 而横流行进波则是由于自由来流中的噪声和/或扰动而产生的漩涡扰动, 被裹挟在边界层中不断发展而产生的; 横流定常涡的二次失稳是定常横流涡经过线性增长、非线性饱和阶段后发生的, 可以快速演变为湍流结构. 对于可压缩流动, 即流动为超声速或高超声速时, 关于横流不稳定性规律也有比较深入的研究. 数值计算方面, Saric和Reed^[8,15]指出可压缩流动中横流不稳定性规律与不可压缩流动中是相似的. Kimmel等^[16]在马赫8条件下对长短轴比为2∶1的椭圆锥模型横流不稳定性规律进行了数值研究, 发现在椭锥两侧“肩部”附近横流行进波占主导地位, 且当人工引入表面粗糙度时出现了横流定常涡; Dinzl和Candler^[17]利用DNS方法分析了在马赫6条件下, 不同来流单位雷诺数和模型表面粗糙度时横流定常涡的变化规律, 发现与表面粗糙度相比, 扰动波波长对来流单位雷诺数的变化更敏感, 说明自由来流中噪声条件对横流涡的影响更显著; Moyers等^[18]通过耦合非线性抛物线稳定方程与空间双叶方程, 以横流定常涡二次失稳中性点位置来预测转捩位置.

实验研究方面, Berridge等^[19]利用温敏漆 (temperature sensitive paint, TSP)技术在风洞的静音模式和传统噪声模式下观察到了横流定常涡的足迹. 普度大学团队在BM6QT马赫6静风洞^[20-27]中对长短轴比为2∶1的椭圆锥模型进行了针对性的风洞实验, 在静音模式下, 利用油流实验、TSP实验和红外成像技术均测得了横流定常涡的踪迹, 同时在该模式下利用Kulite传感器测得了横流行进波的特征信号, 特征频率大约为45 kHz且随单位雷诺数的升高而增大, 证明了在静音模式下横流定常涡和行进波会同时存在; 在传统噪声模式下, 只在油流实验中观测到了定常涡的踪迹, 在TSP实验和红外像中没有出现, 而且此模式下也没有捕获到横流行进波信号; 之后Juliano等^[28]在波音公司/美国空军科学研究室的马赫6风洞中利用红外成像技术验证了之前TSP结果与红外热成像结果的可靠性. Borg等^[29]还同时在传统TAMU ACE高超声速风洞中进行了同样的实验, 通过与静风洞数据对比研究来流噪声对流场特征的影响规律, 实验表明传统风洞与静风洞噪声模式下模型壁面的压力测试结果是极其相近的, 但是传统风洞中测得的低频特征信号并不能确定是否为横流行进波, 噪声水平的影响规律也无法得到; Hembling等^[30]在美国空军学院马赫6风洞中做了类似的工作, 他们利用红外热成像技术研究不同来流噪声对椭圆锥横流不稳定性的影响, 未观察到横流涡足迹, 但转捩发生位置与在其他风洞中确定横流涡主导转捩时的结果符合, 故推测其转捩机理相同, 且证明了来流噪声会影响转捩位置. Juliano等^[31,32]还通过热电偶数据计算热流并分析确定转捩位置, 得出椭圆锥横流控制区域的转捩对攻角和偏航角变化比较敏感.

目前, 已有的关于椭圆锥模型边界层转捩问题的实验研究成果主要集中在HiFIRE-5项目中长短轴比为2∶1的38.1%缩比椭圆锥模型^[33,34]上, 已经证明了横流定常涡和横流行进波的存在, 并研究了来流噪声水平、表面粗糙度等因素对横流不稳定模态主导转捩的影响, 但仍然存在明显的不足, 比如不同来流条件下横流不稳定模态控制转捩的类型仍存在不确定性, 研究横流模态类型时采用的实验技术单一导致结论的确定性有限, 以及真实飞行条件下攻角和来流雷诺数等重要因素对横流不稳定性控制转捩的影响规律研究欠缺等.

本文实验研究在更接近新型飞行器外形的4∶1钝头椭圆锥上进行, 采用了多种实验方法从定性和定量方面对实验工况下主导转捩的横流不稳定模态类型做了全面的论证, 保证结论的可靠性, 并系统研究了椭圆锥表面横流不稳定性在不同攻角、来流单位雷诺数条件下的变化规律, 可为后期数值模拟与实验研究提供依据和参考.

4. 结　论

本文基于TSP技术、NPLS技术以及Kulite压力测试的实验结果, 综合分析了长短轴比为4∶1的椭圆锥表面横流不稳定控制转捩的机理, 得到了来流单位雷诺数以及攻角对边界层转捩的影响规律. 结果表明, 在噪声模式下, 对于长短轴比为4∶1的钝头椭圆锥, 中心线与前缘线之间的区域是由横流的行进波占主导的, 未观察到横流定常涡的足迹, 行进波的特征频率频率大约为20 kHz, 转捩阵面为沿中心线对称分布的两个类似三角形的形状; 当雷诺数增大时, 转捩阵面前缘前移, 边界层转捩位置提前, 行进波的频率和幅值均增大; 在一定的攻角范围内, 当攻角增大时, 迎风面转捩阵面前缘位置推迟且转捩阵面的展向宽度减小, 这与模型表面压力梯度减小有关, 引起转捩的行进波的频率变化不大但扰动波的能量会减小; 当攻角继续增大时, 转捩阵面会消失, 但此时模型表面仍存在横流效应, 但已不能控制和引起边界层转捩.

参考文献 (37)

高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com .

通讯作者: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

Experimental research on crossflow instability for a hypersonic 4∶1 elliptic cone

Corresponding author: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

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高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

通讯作者: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com
国防科技大学空天科学学院, 长沙　410073

English Abstract

Experimental research on crossflow instability for a hypersonic 4∶1 elliptic cone

Corresponding author: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

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2.1. 风洞设备

2.2. 实验模型

2.3. 实验技术

2.3.1. TSP技术

2.3.2. NPLS技术

2.3.3. Kulite传感器测试

3.1. 典型工况下边界层转捩机理分析

3.2. 来流雷诺数对转捩的影响

3.3. 攻角对转捩的影响

目录

Sensor	(x, y)/mm	Sensor	(x, y)/mm
1	(360, 0)	2	(360, 12)
3	(360, 24)	4	(360, 36)
5	(360, 48)

高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com .

通讯作者: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

Experimental research on crossflow instability for a hypersonic 4∶1 elliptic cone

Corresponding author: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

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出版历程

高超声速4∶1椭圆锥横流不稳定性实验研究

通讯作者: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com 国防科技大学空天科学学院, 长沙 410073

English Abstract

Experimental research on crossflow instability for a hypersonic 4∶1 elliptic cone

Corresponding author: E-mail: yishihe@nudt.edu.cn;

全文HTML

2.1. 风洞设备

2.2. 实验模型

2.3. 实验技术

2.3.1. TSP技术

2.3.2. NPLS技术

2.3.3. Kulite传感器测试

3.1. 典型工况下边界层转捩机理分析

3.2. 来流雷诺数对转捩的影响

3.3. 攻角对转捩的影响

目录

作者简介: E-mail: ZhengWP1907@126.com
国防科技大学空天科学学院, 长沙　410073