【摘 要】
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边界层流动稳定性分析和转捩预测是高速飞行器优化设计的重要方面,是进行飞行器热防护和气动力评估的依据,也是湍流理论研究的重要组成部分.该文采用理论分析、数值计算和实
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边界层流动稳定性分析和转捩预测是高速飞行器优化设计的重要方面,是进行飞行器热防护和气动力评估的依据,也是湍流理论研究的重要组成部分.该文采用理论分析、数值计算和实验研究相结合的方法对高超声速飞行器边界层流动稳定性和转捩预测进行了比较系统的研究.实现了高精度求解稳定性边值问题,采用两点四阶紧致格式和高精度对称紧致格式求解线性稳定性方程,对二维边界层进行了亚、跨、超、到高超声速的稳定性分析,研究了压缩性和粘性对流动稳定性的影响,明确了高低马赫数下特征函数的性质,分析了三维扰动波波包的演化规律,探讨了流动转捩和不稳定模式之间的关系.研究了可压缩边界层转捩中三维二次失稳理论,分析了小振幅二维TS波对二次扰动稳定性的影响.针对时间模式的二次失稳问题,应用全局和局部求解相结合的方法,精确的求得二次失稳的特征值,而初次扰动的求解采用了高精度的格式,确保了二次失稳问题所需的基本流场的精度.对马赫数从M=0.5~1.5的范围进行数值试验,得到初次扰动振幅、马赫数等参数对二次亚谐扰动的影响规律,通过对二次失稳的特征函数变化规律和初次失稳的变化规律比较得到二次失稳扰动波振幅函数的演化特征.针对吸气式高超声速飞行器的设计需求,提出了一种新型的构造乘波构型飞行器的方法—变楔角的楔—椭圆锥生成法.针对所生成的乘波构型飞行器,应用线性稳定性理论和工程上常用的EN方法,对前体边界层流动进行了稳定分析和转捩预测,分析了该实际模型的稳定特征,对多种来流情况进行了N积分的计算,并绘制了N积分曲线.对乘波构型飞行器模型进行了高超声速边辊层转捩实验.采用风洞测热技术测量乘波构型飞行器前体下表面的热流率,并根据测点输出信号的脉动特征和热流率的变化规律分析判断转捩发生的位置和区域.实验结果和理论计算的对比表明,对于高速边界层流动,N=9~11的判据值已经不再适用,在该文的实验结果中,转捩位置对应的N值为4~6.转捩点N值的确定对边界层转捩的判定至关重要.该文的结果还需以后大量的重复实验进行验证.
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