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物理学报 2021年第24期70卷 207-217页

作者：郑文鹏易仕和牛海波霍俊杰国防科技大学空天科学学院长沙410073

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... 详细信息

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.

关键词：高超声速椭圆锥横流不稳定性边界层转捩

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椭圆锥临界截平面的分析与研究

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西北农业大学学报 2000年第1期28卷 75-79页

作者：李茶青何文学西北农业大学水利与建筑工程学院陕西杨陵712100

通过分析和数学推导,建立了临界截平面的数学方程,确立了相应的平面作图方法,并对其应用进行了详细叙述。

关键词：椭圆锥临界截平面几何作图数学方程工程制图

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椭圆锥大攻角高超音速绕流时对称平面内的激波角

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大连海事大学学报 1980年第2期 114-121页

作者：王升润

飞行器以高超音速大攻角再入大气层时,其表面要被空气加热到很高的温度,如何采用防护措施和计算传热量始终为人们所关注。物面上最大传热量与迎风对称平面内的激波位置有关〔1〕。对于椭圆锥形状的物体来说,在大攻角绕流条件下,对称平... 详细信息

飞行器以高超音速大攻角再入大气层时,其表面要被空气加热到很高的温度,如何采用防护措施和计算传热量始终为人们所关注。物面上最大传热量与迎风对称平面内的激波位置有关〔1〕。对于椭圆锥形状的物体来说,在大攻角绕流条件下,对称平面内激波角的理论计算至今尚未见到。以往的计算方法是采用〔1〕推荐的半经验公式,再结合一些图表进行估算,不但缺乏理论依据,使用不便,而且不够准确。本文在分析文献〔2〕的基础上,将零次近似的理论结果进一步推演,得到了椭圆大攻角高超音速绕流时对称平面内激波角的理论表达式。和实验结果〔1〕〔4〕比较表明,此公式无论在趋势上或数值上都与实验十分相符。

关键词：对称平面传热量高超音速超音速绕流激波角椭圆锥大攻角

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