[00970982]高超声速边界层转捩及相关测试技术研究

高超声速边界层转捩对高超声速飞行器的设计及操作性具有极其重要的影响，因此，对高超声速边界层转捩的研究一直以来都是流体力学研究的热点也是难点。然而，普通的高超风洞来流噪音高，很难进行高超声速边界层转捩研究。基于此，课题组建立了国内第一座马赫六高超声速静风洞。风洞皮托压噪音脉动低于千分之一，达到国际高超静风洞评价标准。在课题组新建立的马赫六高超静风洞中，课题组对简单的实验模型，如圆锥，平板利用压力传感器和流动显示技术进行了实验研究。利用高频压力传感器，课题组得到了高超边界层转捩中占主导作用的二次模态波的幅值和频率。利用脉冲纹影技术，课题组得到清晰的二次模态波的空间演化。课题组的实验研究表明，二次模态波线性增长区域很大，而后二次模态波的发展进入到非线性增长区，而这个区域利用线性稳定性理论很难进行分析。在非线性的作用下，二次模态波发生变形，合并，消失。课题组发展了可以清晰应用到高超声速风洞中的流动显示技术。流动显示技术有效的增强了流动结构图像的对比度，提高了信噪比，可以清晰观测到高超风洞中精细的流动结构。利用技流动显示技术，课题组可以清晰捕捉到二次模态波的变形，演化。流动显示图像实验结果显示，二次模态波的消失并没有立刻导致湍流边界层形成。二次模态波消失后，会形成很短的一段条带状的静区域，在非线性及强剪切的进一步作用下，湍流猝发，湍流边界层形成。课题组的实验结果显示，条带状的静区域的失稳是导致高超边界层转捩的直接因素。而以前的实验研究都认为二次模态波消失，直接导致湍流边界层。课题组的这一实验结果，对高超边界层转捩的流动控制也提供了很好的实验依据。