摘要：引入展向调制的二维人工扰动激发平板边界层转捩 ,利用水槽氢气泡流动显示技术观察到转捩边界层中典型三维扰动的产生和发展 ,包括Λ结构、发卡涡以及发卡涡演化生成环状涡的过程 .实验结果显示出环状涡和尖峰结构的关系 ,直接证实了尖峰结构的产生机理 .在流动紊乱化初始阶段发现常出现在湍流边界层中的暗斑结构 。

摘要：针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。

摘要：本文采用CFD软件包FINE^(TM)/Turbo,选用结合AGS转捩模型的S-A湍流模型,研究边界层转捩对NORD- TANK 500/41型风力机LM19.1叶片三维流场的影响,并与采用一方程S-A和两方程k-ω(SST)模型获得的全湍流计算结果比较.在计算结果与实验数据进行对比的基础上,分析了三维粘性流场的流动细节,探讨了边界层转捩对风力机叶片气动性能和载荷预估的影响,获得了叶片转捩线随风速和沿展向的变化趋势.结果显示边界层转捩使数值计算的叶片性能和载荷增大、边界层分离推迟,为风力机叶片的优化设计提供参考.

摘要：为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1∶10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层(TSP)技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。

摘要：为了研究温度梯度对边界层转捩的影响,在对有/无压力梯度的T3系列平板转捩实验进行数值模拟获得满意结果的基础上,对原型实验进行重新设计,以在平板边界层内形成不同温度梯度并进行数值模拟。计算结果表明随着温度梯度的增大,转捩位置向下游推延发生,平板相同位置边界层的形状参数和壁面切应力系数也相应大幅增高,边界层湍流脉动得到抑制,这是因为温度梯度形成的密度分层,湍流能量为了克服因为密度分层形成的法向浮力而被逐渐耗散,但是温度梯度对转捩影响与其它流动特性对转捩的影响相比较弱。

摘要：高超声速边界层转捩预测对于飞行器的设计十分重要。在Φ500 mm常规高超声速风洞中开展了高超声速平板边界层转捩的油膜干涉测量技术研究。为了快速、准确地测量表面摩擦阻力因数,针对高超声速风洞的运行特点,对常规油膜干涉测量技术进行了改进,采用高速相机记录干涉条纹图像,并在实验中采用热电偶实时测量模型表面温度变化来修正硅油黏度因数。实验测量了光滑表面平板和布置单个方形粗糙元平板的表面摩擦阻力因数。光滑表面平板的边界层为层流流动状态;增加方形粗糙元后,粗糙元在其后方产生的尾涡促进了边界层流动转捩为湍流状态。并且实验测量的不同状态下的表面摩擦阻力因数与数值计算的结果相吻合,表明该实验方法具有较高的精度。

摘要：边界层转捩对飞行器总体性能影响很大,按照弹道式再入、再入机动、高超声速滑翔、高超声速巡航四类飞行器进行分类,与边界层转捩相关的典型问题可归结为气动力、气动热及掺混效率三类,相应带来飞行稳定性与配平能力、落点散布、防热风险、飞行器减重、推进系统优化等问题。针对边界层转捩控制问题,从总体设计方面可采取弹道设计、翼载荷控制、外形设计、材料选择等措施,推迟或诱发转捩,以达到减阻、减热、掺混等设计目标。总体设计单位应重视开展静音风洞试验,充分利用飞行任务资源积累转捩研究基础数据,努力提高理论分析与预示能力,牵引开发高效、高精度的转捩分析工具。

摘要：高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布,对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多,研究人员对于转捩过程的认识并不透彻,阻碍了先进高超声速飞行器的设计。地面风洞实验作为高超声速空气动力学设计的重要手段之一,在可预见的将来仍是研究高超声速边界层转捩不可或缺的方法。本文以高超声速边界层稳定性与转捩的风洞实验为重点,按照边界层自然转捩的发展过程,分别回顾了国内外在边界层感受性问题以及线性化阶段风洞实验研究的现状,文章最后总结了风洞实验在未来高超声速边界层转捩研究中的工作与意义,并针对未来的实验研究给出了几点建议。

摘要：在过去15年间,随着高超声速技术快速发展,边界层转捩也得到了更加广泛和深入的研究。人们对流向行波失稳、横流失稳、G9rtler涡失稳等转捩机理取得了较深刻认识,发展了可供工程设计的转捩判据、eN方法和转捩模型等转捩预测方法,建设了高超声速静风洞,并努力改善大口径常规风洞的流场品质,显著提升了地面风洞的转捩模拟能力和测试能力。未来,边界层转捩研究仍将紧跟高超声速飞行器发展趋势,在模型上更加关注椭锥和裙锥等外形;在机理上用PSE和DNS研究Mack模态与横流模态、G9rtler涡模态、流动分离的共同作用;在预测方法上发展基于PSE的eN方法、专用的转捩判据和更物理的转捩模型;在试验能力上进一步提高静风洞来流雷诺数和喷管口径,降低常规风洞背景噪声,发展点-面结合的转捩测试技术和时空高分辨率的流动显示技术。

摘要：高超声速边界层转捩对高超声速飞行器气动设计具有重要影响。转捩控制一直是转捩研究的主要目的之一,在高超声速情况下主要采用粗糙元进行边界层转捩控制。回顾了近年来不同类型粗糙元对高超声速边界层转捩影响及控制的最新研究进展;从粗糙元对高超声速边界层的感受性问题以及横流失稳影响的角度,介绍了其在高超声速边界层转捩机理相关研究中的作用;简要介绍了南京航空航天大学高超声速风洞(NHW)的油膜干涉测量技术在粗糙元诱导的高超声速边界层转捩研究中的应用;讨论了当前粗糙元对高超声速边界层转捩影响研究存在的问题,展望了该研究未来发展趋势。