【摘要】：高超聲速飛行器要承受極大的氣動(dòng)阻力,而表面摩阻預(yù)計(jì)將占總阻力的30%以上,因此要得到飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)特性,必須對(duì)飛行器的表面摩阻進(jìn)行準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)。除此之外,由于表面摩阻和邊界層轉(zhuǎn)捩的關(guān)聯(lián)性,獲得表面摩阻的大小就可以得到邊界層的轉(zhuǎn)捩位置,這為高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)提供支持。但是表面摩阻的預(yù)測(cè)一直是一個(gè)難點(diǎn),對(duì)于數(shù)值模擬來(lái)說(shuō),雷諾平均方法(Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS)和大渦模擬(Large Eddy Simulation,LES)等方法無(wú)法捕捉邊界層內(nèi)細(xì)微的流動(dòng)結(jié)構(gòu),因此無(wú)法精確預(yù)測(cè)表面摩阻。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)是獲得表面摩阻的重要手段,但是受到了實(shí)驗(yàn)方法的制約。因此,開(kāi)展適用于高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的表面摩阻測(cè)量方法勢(shì)在必行。本文旨在基于已經(jīng)發(fā)展成熟的低速和跨超聲速油膜干涉測(cè)量技術(shù),開(kāi)展高超聲速油膜干涉測(cè)量技術(shù)的研究。針對(duì)制約油膜干涉測(cè)量技術(shù)在高超聲速應(yīng)用的問(wèn)題采取相應(yīng)解決辦法,并且將油膜干涉測(cè)量技術(shù)應(yīng)用在高超聲速風(fēng)洞摩擦應(yīng)力測(cè)量實(shí)驗(yàn)中。通過(guò)對(duì)比實(shí)驗(yàn)和直接數(shù)值模擬方法(Direct Numerical Simulation,DNS)得出的摩擦應(yīng)力系數(shù)結(jié)果,分析油膜干涉測(cè)量技術(shù)在高超聲速應(yīng)用的可行性。研究結(jié)果表明,經(jīng)過(guò)改良后的油膜干涉測(cè)量技術(shù)能夠很好地應(yīng)用于高超聲速流場(chǎng),實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋砻婺Σ翍?yīng)力與數(shù)值模擬結(jié)果的規(guī)律性對(duì)比較好,而且該方法能夠快速準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)邊界層的轉(zhuǎn)捩位置。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類(lèi)號(hào)】：V211;V411

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本文編號(hào)：2617316