中国航天单位完成首次高超声速风洞颤振试验
采用风洞试验研究高速列车的气动性能简介
列车风洞试验综述1列车风洞模型试验系统1.1风洞的基本类型及基本原理当对列车的空气动力学特性进行试验研究时，直接而真实的方法是在线实车试验，但进行一次试验需要耗费大量的人力、物力、财力，组织一次试验很不容易，得到的数据有限，加之自然条件千变万化，如环境的风速和风向不可控制等，重复性难以保证，而且，实车试验需在列车制造出来后才能进行，用于研制新车代价太高，因此实车试验一般以验证、评估、考核试验为主，兼顾研究性试验。
于是，人们就想用模型试验来代替实车试验。
风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
风洞模型试验是研究列车气动特性中应用最广泛的手段之一。
它具有试验理论和试验手段成熟、测量精密，气流参数如速度、压力等易于控制，并且基本不受天气变化的影响等优点。
为了满足不同类型空气动力试验的要求，现代风洞的种类繁多。
风洞通常按照试验段气流的马赫数来分类，有低速风洞（Ma<0.3）、亚音速风洞（0.3<Ma<0.8）、跨音速风洞（0.8<Ma<1.5）、超音速风洞（1.5<Ma<4.5）、高超音速风洞（4.5<Ma<10）、极高速风洞（Ma>10）等。
列车模型风洞试验一般在低速风洞中进行。
低速风洞按通过试验段气流循环形式来分，有直流式和回流式两种基本类型。
按试验段结构不同，低速风洞又有“开口”和“闭口”之别。
直流式风洞的特点是把通过试验段的气流排在风洞外部，如图1。
回流式风洞的特点是通过试验段的气流经循环系统再返回试验段，如图2。
图1 直流式风洞图2回流式风洞对列车在空气中的等速直线运动，按照运动的相对性原理，在空气动力特性研究中，可以认为列车静止不动，与列车速度大小相同方向相反的空气流过列车，列车上承受的空气动力与类车运动在静止的空气中承受的空气动力完全相同。
国内0.6m跨音速风洞信息
您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座直流暂冲式跨超声速风洞；试验段截面尺寸为0.6m×0.6m。
有常压、增压和降速压三类运行方式。
投入使用时间1974-1-1风洞主要性能试验段尺寸：0.6米（宽）×0.6米（高）×1.9米（长）M数范围：0.4～4.5总温范围：273～（273+32）KRe数范围：（1.4～4.3）×106/m总压范围：（1.04～7.35）×105Pa动压范围：（0.62～8.50）×104Pa运行状态：2班/天、8000次/年马赫数分布标准差σMFL-23风洞流场品质轴向马赫数梯度dM/dx (1/m)：洞壁边界层：40～60毫米噪声：脉动压力系数≤153db风洞运行参数迎角范围：-10°～+50°侧滑角范围：-7°～+7°总压控制精度：△P0≤3‰马赫数控制精度：△M≤0.003一次吹风时间：≤40秒动力：风洞气源的容积V =10700m3、压力19.6×105Pa；气流压缩机功率4200千瓦；风洞测试设备天平：拥有系列化、量程配套各类天平，可以满足M=0.3～3.5范围试验要求压力传感器：量程（0-20）×105Pa 、测量精度（0.03）%电子扫描阀：量程（0-3）×105Pa、测量精度（0.05）%采集系统：测量通道64、采样频率10万次/秒、系统精度0.03%风洞收费标准面议风洞当前状况正常风洞所在地址四川绵阳211信箱，621000主要试验项目纵横向测力测压试验喷流、通气和铰链力矩试验抖振、颤振、动导数、表面脉动压力、噪声和湍流度测量级间分离试验马赫数0.6～0.9范围的自修正试验大攻角试验投放试验油流、激光蒸汽屏流动显示、PIV您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞回路示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座半回流暂冲式跨超声速风洞；增量吸入引射，可在较低气源压力和较小耗气量下运行;亚跨声速试验段可变开孔率；亚跨声速上下壁开孔，开孔率4.24%（0～8%可调），上下壁可在－10～10 范围内调节。
某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证
某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证钱卫;杨国伟;张桂江;郑冠男【摘要】针对某全机结构相似跨声速颤振模型，进行了有限元（FEM）模型结构模态分析和偶极子网格法（DLM）法颤振计算以及 CFD 方法的跨声速颤振特性仿真。
在 FL-26风洞中完成了跨声速颤振风洞试验。
通过试验结果与仿真结果的相关性分析，验证了一种全机复杂耦合的颤振形式。
通过对基于 N-S 方程的跨声速颤振仿真程序进行评估与验证，证实在飞机非定常 CFD 仿真上取得了进展并且具有足够的精度。
综合 CFD 仿真与跨声速颤振风洞试验，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行工程颤振设计。
%Transonic flutter simulation and transonic flutter wind tunnel test are the main techniques in the design process for the high maneuver aircraft.In this paper,the finite element method (FEM)based mo-dal analysis,flutter calculation using doublet lattice method (DLM),and the transonic flutter simulation by CFD method are carried out for the structural similar flutter mode of a whole aircraft.The transonic flutter wind tunnel test is accomplished in FL-26 wind tunnel.By correlation analysis of the results by the numerical simulation with those of the wind tunnel test,a complex flutter mode of the whole aircraft is investigated and verified.The effectiveness and the accuracy of the Navier-Stokes equations based transonic CFD code with hybrid mesh are verified,and it shows the progress we have made on the unsteady aerodynamic CFD simula-tion of bining transonic flutter wind tunnel test with CFD simulation,the complex coupling flutter design for the whole aircraft could be accomplished.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(000)003【总页数】5页(P364-368)【关键词】跨声速颤振;全机结构相似颤振模型;CFD 颤振仿真;跨声速颤振风洞试验;N-S 方程【作者】钱卫;杨国伟;张桂江;郑冠男【作者单位】沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035;中国科学院力学研究所，北京100190;沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035;中国科学院力学研究所，北京100190【正文语种】中文【中图分类】V215.30 引言对于高机动飞机，经典颤振边界在跨声速区往往存在一个凹坑，因此跨声速颤振特性是飞机设计限制的关键设计参数。
高凤林 火箭“心脏”焊接人
高凤林火箭“心脏”焊接人作者：孙庆来源：《中华儿女》2016年第11期三十多年来，高凤林只专注于一件事——在厚度、薄度均在毫厘之间的管壁上，一次次攻克发动机喷管焊接技术难关，被称为焊接火箭“心脏”的人他是为火箭安“心”的人。
发动机是火箭的“心脏”，是腾飞的引擎。
他带领团队攻关，为“长三甲”系列运载火箭的新型大推力氢氧发动机焊接大喷管。
在X光检测下，他的焊缝显示有200多处裂纹。
高层质量分析会上，在众多技术专家质疑声中，他大胆直言自己的想法，认为是“假裂纹”。
经过剖切试验，200倍的显微镜显示他的判断是正确的。
第一台大喷管的“死刑”得以改判，从而挽救了造价昂贵的产品。
在后续的发动机系统可靠性增长的研究课题中，他又多次参与论证并亲自实施，其中由他主焊完成的大喷管已经过累计1万多秒的地面试车考核，成为“功勋”喷管。
他，就是国家高级技师，中国航天科技集团公司第一研究院国营211厂特种熔融焊接工——高凤林。
他是“救火队员”这些年，高凤林的名字不断出现在大型项目攻关中：国家某重点型号发射车研制中，高凤林出色解决了一系列部组件的生产工艺难题，提高工效5倍以上；在国家一系列高新武器和撒手锏武器研制生产中，他多次受命攻克难关，保证了我国重点型号的顺利研制；他出色完成亚洲最大的全箭振动试验塔的焊接攻关、修复苏制图154飞机发动机……的确，三十多年来，高凤林只专注于一件事——在厚度、薄度均在毫厘之间的管壁上，一次次攻克发动机喷管焊接技术难关，被称为焊接火箭“心脏”的人。
我国发射的100多枚长征系列运载火箭，都是依靠他焊接的发动机成功推向太空。
一个焊点的宽度仅为0.16毫米、完成焊接允许的时间误差不超过0.1秒、管壁厚度仅为0.33毫米，“长征五号”发动机的喷管上，高凤林需要经过3万多次的操作，才能将几百根空心管完美“编织”在一起。
要满足这样“严苛”的标准，要求工人必须有精湛的技术，“眼睛要尖、技术要硬、功底要深厚”。
世界主要空天飞行器研制情况及未来发展趋势
世界主要空天飞行器研制情况及未来发展趋势唐绍锋 张静 （中国运载火箭技术研究院）空天飞行器（Aerospace Vehicle）是航空航天飞行器的简称。
美国国家航空航天局（NASA）航空航天技术术语词典和麦格劳-希尔科学与技术术语词典对空天飞行器的解释为“在可感大气层内外都可以飞行的一类飞行器”，即既能航空又能航天的飞行器。
一般来说，将海拔100km高度的卡门线作为航空与航天的界线。
所以空天飞行器是指既可以在海拔100km以下又可以在海拔100km以上飞行的飞行器。
本文从商业和军事两方面阐述了空天飞行器的研究意义，介绍了空天飞行器研发所必须要突破的关键技术和世界代表性空天飞行器项目的研制情况，并对空天飞行器的未来发展趋势做出了预测。
1 研究意义商业意义发展空天飞行器可以大大降低空天之间的运输费用。
据估计，空天飞行器的运输费用至少可以降到航天飞机的1/5，甚至可降到1%，其实现途径归纳起来主要有三点：一是充分利用大气层中的氧，以减少飞行器携带的氧化剂，从而减轻起飞质量；二是整个飞行器全部重复使用，除消耗推进剂外不抛弃任何部件；三是水平起飞，水平降落，简化起飞（发射）和降落（返回）所需的场地设施和操作程序，不受发射窗口限制，减少维修费用和管理调度成本。
空天飞行器不仅可以向空间站等空间系统补充人员、物资、燃料，提供在轨服务，把空间站内制成Reviews的产品运回地球，还可以搭载乘客进行太空旅行，使人们观赏到旖旎的太空风光，为人们提供在地球上无法获得的体验。
基于空天飞行器的高速能力，乘坐它可以大大减少旅行时间，方便快捷地到世界的任何地方看望朋友或进行商业旅行。
此外，空天飞行器还可以对自然灾害进行快速响应。
军事意义在军事上，空天飞行器可以在大气层内外自由飞行，如果将它发展成一种全新的航空航天轰炸机、战斗机和运输机，其作战区域将是整个地球乃至近地空间。
它能在1～2h内突破任何地面防御系统，从空间对陆、海、空目标实施精确打击，即具备了全球快速打击能力。
高超声速复杂气动问题的研究综述与思考
高超速复杂气动问题的研究综述与思考学号：1109140413姓名：闫朋朋2016年1月高超声速复杂气动问题的研究综述与思考闫朋朋章易程（中南大学交通运输工程学院湖南长沙 410004）摘要：通过对国内外研究现状的调查总结，分析了当前高超速气动工程及仿真实验的研究方法及进展，概述了超高速复杂气动问题的研究方向，归纳了超高速复杂气动问题的模型模拟研究以及影响超高速飞行的主要因素，最后对超高速气动问题进行风动实验研究，利用多场耦合数值模拟进行仿真研究，利用非线性鲁棒自动控制系统对超高速飞行器的表面结构优化问题，材料使用问题，气动热环境问题提供有益的建议。
关键词：超高速气动实验数值模拟气动布局优化热环境0 引言转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。
转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。
飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等。
基于上述理由，我们从超高速飞行的实验，分析方法，以及影响超高速飞行的因素对超高速气动问题进行研究综述。
1 实验1.1 工程实验工程风洞实验是研究高超速复杂气动问题最实用的方法。
飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。
当前国内外主要有机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型风洞试验。
由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。
高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。
飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究
飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究杨飞;杨智春【摘要】由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响.而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性较低.因此,需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性.针对某T型尾翼结构,用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性,研究了马赫数、风洞气流密度和平尾迎角对T 型尾翼颤振特性的影响.通过升力系数斜率空气压缩性修正计算方法和跨音速颤振模型风洞试验方法得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和空气压缩性特性,两种方法得到结果一致.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2013(032)010【总页数】5页(P50-54)【关键词】跨音速;颤振;T型尾翼;风洞;试验;跨音速凹坑;压缩性【作者】杨飞;杨智春【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院强度部,上海200232;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V215.3飞机跨音速颤振特性从根本上决定了飞机的颤振包线，事关飞机稳定性安全。
通常可以通过试验或计算手段得到飞机的颤振临界耦合模态、临界颤振动压、跨音速颤振动压压缩性系数和颤振裕度。
在亚音速(低马赫数)情况下，空气压缩性对颤振速度影响较小，当马赫数大于0.5时，必须考虑空气压缩性的影响，在马赫数等于1.0附近的跨音速区，颤振速度(颤振动压)会急剧降低，形成一个所谓“跨音速凹坑”。
飞机T型尾翼是指平尾位于垂尾稍部，平尾和垂尾组成一个“T字”结构形式的尾翼。
T型尾翼结构具有诸多优点，一方面，T型尾翼布局可使平尾避开机翼尾流或尾吊发动机喷流的影响，增大平尾力臂、提高操纵效率;另一方面，T型尾翼构型可以实现后机身大开口，便于大型装备的货物装运，同时T型尾翼的高置平尾可满足水上飞机设计要求。
航天十一院电弧风洞获国防科技进步一等奖_中国航天科技集团公司
航天十一院电弧风洞获国防科技进步一等奖_中国航天科技集团公司近日，中国航天科技集团公司十一院直径1米量级电弧风洞项目在国家国防科工局评审的航空、航天、船舶、兵器等1000多个项目中脱颖而出，喜获国防科学技术进步一等奖。
直径1米量级电弧风洞的建成标志着我国突破了大尺寸高温热结构风洞的设计制造技术，具备了开展飞行器热防护结构大尺度部件热结构与热匹配性能的地面试验研究和考核能力。
随着我国航天事业的飞速发展，对新型高超声速飞行器防热材料及其防热结构性能开展试验研究及考核的需求日益增大。
2007年前，我国只有该院和西南某气动研究单位分别建有直径0.5米量级的两座电弧风洞，只能开展小尺寸气动热防护试验研究工作，试验能力的不足使我国高超声速飞行器气动热试验出现严重供需失衡的局面。
在考虑当时应用需求的基础上，该院充分利用有限的资源和技术条件，经过多年努力，直径1米量级电弧风洞应运而生。
直径1米量级电弧风洞模拟的空域范围在20千米~100千米、速域范围在3~30马赫数，有效满足了国内新型航天飞行器大尺度、长时间气动加热环境模拟试验的需求，结束了国内无法开展大尺度气动加热地面试验的尴尬局面。
2007年底，直径1米量级电弧风洞大型地面风洞试验设备终于建成并投入运行。
“电弧风洞”是用密封材料建成的一个隧道状的卧式大“长桶”，桶的一端用强力“吹风机”吹出各种温度和速度的风，另一端强力排风，中间的试验段放置试验件。
电弧风洞与普通风洞相比，又多了一道程序，即用正负电极放电产生的大功率电弧将空气加热至高温高压状态后，再经由喷管加速进入试验段，从而形成高温高速流场，模拟出各种不同的气动加热试验环境。
直径1米量级电弧风洞在设计过程中，需要攻克三大技术难题：一是如何尽量延长风洞运行时间；二是电弧风洞的结构十分复杂，如何确保风洞运行的安全可靠性；三是如何实现大空域、大速域范围的热环境模拟。
为了解决技术难题，风洞设计人员通过优化整体气动轮廓设计和风洞运行方式创新，成功实现风洞的连续长时间运行；大胆采用新型电弧风洞结构，解决了风洞高温部件高效冷却的技术难题，实现风洞安全可靠稳定运行。
2017年发达国家风洞试验研究进展-力学论文-物理论文
2017年发达国家风洞试验研究进展-力学论文-物理论文——文章均为WORD文档，下载后可直接编辑使用亦可打印——摘要：从三个方面综述了2017年国外发达国家风洞试验发展动态, 包括国家风洞试验设备改造情况、风洞试验技术发展情况以及大型风洞开展的试验研究项目。
在此基础上, 给出了风洞试验未来发展趋势的分析研究结果。
关键词：风洞试验; 风洞测试技术; 风洞设备;0、引言大型风洞试验设备被视为国家的战略资源。
风洞试验是开展先进飞行器预研、型号设计/评估和CFD工具验证的重要手段。
透过2017年度国外航空航天发达国家风洞试验设备、试验技术和风洞试验情况的发展动态, 我们可以从一个侧面了解和认识国外发达国家风洞试验和飞行器研究的现状, 分析发展趋势, 从而为我国风洞设备建设和型号研制提供参考。
1、加强核心风洞设备改造, 提高试验模拟能力根据美国国会颁布的81-415公共法案, 美国国家风洞试验设备主要集中于建设NASA (美国国家航空航天局) 和军方的AEDC (阿诺德工程发展综合体) 。
进入21世纪以来, 美国国家风洞试验设备已完成去产能工作, 国家资源向国家基本核心风洞集中, 提高资金利用率和风洞更新改造的科学化管理水平。
根据NASA航空评估和试验能力项目(AETC) , 2017年, 美国NASA完成了对兰利、格林和艾姆斯三个研究中心12座核心风洞设备2016财年的评估工作, 掌握了主要风洞设备现状、可靠性以及满足未来五年试验的能力, 更新了设备管理数据库, 为科学管理风洞维修改造奠定了基础。
NASA格林中心IRT结冰风洞采用组合使用标准喷嘴和Mod 1喷嘴的方式, 调试完成IRT水滴分布, 满足FAA 25部附录O冻雨(FZDZ) 模拟MVD40的试验模拟要求。
世界最大的全尺寸风洞美国NASA的NFAC (国家空气动力设施) 在经历了2003年关停、2008年交由军方AEDC管理运营后, 美国国防部投资、由Jacobs工程/宇航试验联盟(ATA) 负责对其进行了全面恢复和升级改造工作。
飞机起落架落震试验
飞机起落架落震试验技术研究
Abstract
The test of landing impact is the key to the design of landing gear, the research for aircraft landing dynamics is based on the system of testing for airplane landing gear drop test. Therefore, the development and applicaton of an airplane landing gear drop test system,which for the airplane landing gear, have not only the important theoretical significance, but also a practical value.
根据海鸥 300 飞机试验任务书要求，在所设计试验台架的基础上研制设计一套飞机起落架 落震试验系统，提出包括台架子系统、机轮带转子系统、撞击平台子系统、试验夹具子系统、 数据采集子系统在内的总体设计方案。并对起落架安装夹具进行校核。建立基于 ADAMS/Aircraft 的海鸥 300 飞机主起落架虚拟样机，分别进行主起落架水平限制落震试验、尾 沉落震试验和储备能量吸收落震试验。在所设计的落震试验台上进行了海鸥 300 起落架落震试 验。试验结果表明，试验系统工作稳定可靠，起落架所受载荷在允许范围内，该试验系统可用 于飞机起落架落震试验。 关键词：飞机起落架，试验台架，落震试验，着陆动力学，夹具
gear of the Seagull 300 airplane are completed on the landing gear drop test rig. The test results
两弹一星的功臣
两弹一星的功臣袁承业先生是中国萃取剂化学研究的奠基人之一，他立足基础、着眼应用，在国家需要和科学探索之间找到了最佳结合点。
1959年，为了“两弹一星”等国防任务急切需要，他毅然从已取得良好进展的氨基酸与多肽合成药物研究改行，组建并领导核燃料萃取剂研究组，成功研制P-204、N-235和P-350等萃取剂，为中国原子能工业的发展作出了重大贡献。
著名核物理专家钱三强在回顾这段历史时说：“提取铀的萃取剂研究，在当时是对国防建设起关键作用的，没有它，就提不出铀。
”袁承业因此获得国防科工委颁发的“献身国防事业”的奖章与奖状，1997年当选为中科院院士。
1999年，作为中国科学院40名代表之一，袁承业受到了党和国家领导人对研制“两弹一星”作出突出贡献的科技专家的接见。
在完成国防科研任务后，袁承业又带领团队成功研制了一系列新型实用的萃取剂，并得到广泛应用，其中11个品种的萃取剂实现了工业化生产。
这些萃取剂几乎涵盖了当时中国萃取剂工业的全部。
“很多萃取剂不是我们想出来的，也不是谁要求我们做的。
而是生产实践提出这样的需求，我们才用自己的知识加以实现。
”数年前，他回顾自己的科研生涯时说，稀土元素萃取中，有一个课题是将铌钽分离。
由于这个过程不能碰玻璃，可实验室所有瓶瓶罐罐都是玻璃的，他们不得不先把所有玻璃仪器都换成塑料的。
后来，由此研制成功的N503，不但成功萃取了铌钽，还为上海污水治理的“废水脱酚”作出了贡献。
国家的尊严和需求至高无上幼年饱经战乱带来的颠沛流离，在袁承业心中，祖国的尊严和国家的需求至高无上。
上世纪80年代，袁承业在出席国际学术会议时，曾两次碰到会议主办方挂错国旗，他发现后，立刻向大会主席提出，要求更换成五星红旗。
“这样的原则问题，一定是不能含糊的！”生命不息，为国家发展奉献的心意不竭。
即使已到耄耋之年，他仍然倾心关注科技前沿。
中科院上海有机所所长丁奎岭院士表示，钍基核能锂同位素分离、青海盐湖锂资源，这些关乎国家战略需求的课题，一直受到袁先生的关注。
中科院力学所科技成果——JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞
中科院力学所科技成果——JF-12复现高超声速飞行
条件激波风洞
技术介绍
JF-12复现风洞可以复现高度25-50km、速度Ma5-9的飞行条件，风洞总长265m，喷管出口直径2.5m，试验段直径3.5m，实验时间超过100ms，比同类风洞提高1个量级，是国际最大、整体性能最先进的激波风洞，先后获得美国航空航天学会地面试验奖、国家技术发明二等奖、中科院杰出科技成就奖等。
应用领域
主要应用于航空航天高超声速飞行器气动力/热特性、关键部件分离、高马赫数冲压发动机、飞行器/发动机一体化、边界转捩实验等。
技术成熟度及应用案例
成功应用于国家重大专项和多项航天任务，在飞行器气动力／热
特性、关键部件分离、高马赫数发动机、飞行器带动力一体化等重大和特种试验方面发挥了不可替代的作用，具体案例视整体情况确定。
知识产权情况
JF-12复现风洞团队提出了系统的爆轰驱动激波风洞理论，发明了体系完整的复现风洞实验技术，研制成功国际首座复现高超声速飞行条件的超大型激波风洞，整体性能国际领先，成就了我国大型气动实验装备由仿制迈向创新自主研制的先例。
风洞实验的知识
风洞实验的知识为什么要做风洞实验？我们人类所赖以生存的贴近地球表面的大气层里，有许多与我们的生活密切相关值得研究的现象。
其中最为普遍的现象就是风对物体的作用力，以及物体运动时所受的力。
大风呼啸而过时，可以折树倒屋，掀翻航船，造成严重的灾难，而利用风能的风车又可以提水发电，为人类效力。
车船在空气中前进，会受到阻力，而飞机要靠在空气中前进速度引起的空气动力才能够在空中飞行。
物体表面与空气接触，会产生两种力：一种是垂直于表面的，一种是与表面相切的。
这些力的大小，在表面和周围情况不变的条件下，只与物体和空气的相对速度有关。
也就是说，同样的物体，物体以同一姿态均匀速度在空气中运动，和物体在同样姿态下，空气以相同的速度流过物体，所受的力是相同的。
物体表面所受的这些力的合力，组成合力和合力矩。
决定了物体在空气中的行为。
特别是当物体在风作用下所受的力，或者物体在空气中运动时所受的阻力和升力，这是人们十分关心的问题。
最早为了测量这些力，是在英国数学家和工程师若宾(Benjamin Robins,1707-1751)所设计的悬臂机的设备上进行的。
将要测量的物体固定在悬臂的末端，当悬臂以一定的速度旋转起来时，从所加的驱动力P就可以换算出物体所受的阻力。
这种悬臂机使用了很长的时期。
不过它有一个缺点，就是当悬臂旋转了一些时间之后，空气或水会随着悬臂一同旋转，这样会使实验的精度大受影响。
既然在空气中物体所受的力只和物体与空气的相对速度有关，于是就可以让空气运动而物体固定来测量物体所受的力。
这就是原始的风洞的想法。
最早的风洞是为了研究物体在空中飞行时所受的升力与阻力的需要来设计的，也就是为了早期设计飞机所需要来设计的。
风洞的历史第一个设计与建造实验风洞的是英国人温翰姆(Francis Herbert Wenham,1824-1880)，他是英国航空学会创始人之一。
他在1871年设计建造了一个风洞。
1884年另外一个英国人菲里普(Hiratio Phllips,1845-1912)又建造了一座改进的风洞。
Mach_数和壁面温度对HyTRV_边界层转捩的影响
第９卷㊀第２期２０２４年３月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.９㊀Ｎｏ.２Ｍａｒ.２０２４㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０９８Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响章录兴ꎬ㊀王光学ꎬ㊀杜㊀磊ꎬ㊀余发源ꎬ㊀张怀宝(中山大学航空航天学院ꎬ广东深圳５１８１０７)ＥｆｆｅｃｔｓｏｆＭａｃｈＮｕｍｂｅｒａｎｄＷａｌｌＴｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎＨｙＴＲＶＢｏｕｎｄａｒｙＬａｙｅｒＴｒａｎｓｉｔｉｏｎＺＨＡＮＧＬｕｘｉｎｇꎬ㊀ＷＡＮＧＧｕａｎｇｘｕｅꎬ㊀ＤＵＬｅｉꎬ㊀ＹＵＦａｙｕａｎꎬ㊀ＺＨＡＮＧＨｕａｉｂａｏ(ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬＳｕｎＹａｔ￣ｓｅｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＳｈｅｎｚｈｅｎ５１８１０７ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象ꎬ其对飞行器的性能有着显著的影响ꎮ针对ＨｙＴＲＶ这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型ꎬ采用数值模拟方法ꎬ研究Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ转捩的影响规律ꎮ采用课题组自研软件开展数值计算ꎬＭａｃｈ数的范围为３~８ꎬ壁面温度的范围为１５０~９００Ｋꎮ首先对γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型和ＳＳＴ湍流模型进行了高超声速修正:将压力梯度系数修正㊁高速横流修正引入到γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型ꎬ并对ＳＳＴ湍流模型闭合系数β∗和β进行可压缩修正ꎻ然后开展了网格无关性验证ꎬ通过与实验结果对比ꎬ确认了修正后的数值方法和软件平台ꎻ最终开展Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩规律的影响研究ꎮ计算结果表明ꎬ转捩区域主要集中在上表面两侧㊁下表面中心线两侧ꎻ增大来流Ｍａｃｈ数ꎬ上下表面转捩起始位置均大幅后移ꎬ湍流区大幅缩小ꎬ但仍会存在ꎬ同时上表面层流区摩阻系数不断增大ꎬ下表面湍流区摩阻系数不断减小ꎻ升高壁面温度ꎬ上下表面转捩起始位置先前移ꎬ然后快速后移ꎬ最终湍流区先后几乎消失ꎮ关键词:转捩ꎻＨｙＴＲＶꎻ摩阻ꎻＭａｃｈ数ꎻ壁面温度㊀㊀㊀收稿日期:２０２３￣１２￣１３ꎻ修回日期:２０２４￣０１￣０２基金项目:国家重大项目(ＧＪＸＭ９２５７９)ꎻ广东省自然科学基金－面上项目(２０２３Ａ１５１５０１００３６)ꎻ中山大学中央高校基本科研业务费专项资金(２２ｑｎｔｄ０７０５)第一作者简介:章录兴(１９９８ )㊀男ꎬ硕士ꎬ主要研究方向为高超声速空气动力学ꎮＥ￣ｍａｉｌ:184****8082＠１６３.ｃｏｍ通信作者简介:张怀宝(１９８５ )㊀男ꎬ副教授ꎬ主要研究方向为空气动力学ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｚｈａｎｇｈｂ２８＠ｍａｉｌ.ｓｙｓｕ.ｅｄｕ.ｃｎ中图分类号:Ｖ２１１ꎻＶ４１１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｔｈｅｒｅｉｓａｃｏｍｐｌｅｘｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｐｈｅｎｏｍｅｎｏｎｉｎｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆａｔｙｐｉｃａｌｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｈｉｃｌｅꎬｗｈｉｃｈｈａｓａｓｉｇｎｉｆｉ￣ｃａｎｔｉｍｐａｃｔｏｎｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅ.ＴｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｎｄｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｆＨｙＴＲＶｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｓ.Ｔｈｅｓｅｌｆ￣ｄｅｖｅｌｏｐｅｄｓｏｆｔｗａｒｅｏｆｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｇｒｏｕｐｗａｓｕｓｅｄｔｏｃａｒｒｙｏｕｔｎｕ￣ｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｓ.ＴｈｅｒａｎｇｅｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｗａｓ３~８ꎬａｎｄｔｈｅｒａｎｇｅｏｆｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｗａｓ１５０~９００Ｋ.Ｆｉｒｓｔｌｙꎬｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅγ￣Ｒｅ~θｔｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅＳＳＴｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔ.Ｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｇｒａｄｉｅｎｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｃｒｏｓｓ￣ｆｌｏｗｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｗｅｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｉｎｔｏｔｈｅγ￣Ｒｅ~θｔｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌꎬａｎｄｔｈｅｃｏｍ￣ｐｒｅｓｓｉｂｉｌｉｔｙｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｃｌｏｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓβ∗ａｎｄβｏｆｔｈｅＳＳＴｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔ.Ｔｈｅｎꎬｔｈｅｇｒｉｄｉｎ￣ｄｅｐｅｎｄｅｎｃｅｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔꎬａｎｄｔｈｅｍｏｄｉｆｉｅｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｍｅｔｈｏｄａｎｄｓｏｆｔｗａｒｅｐｌａｔｆｏｒｍｗｅｒｅｃｏｎｆｉｒｍｅｄｂｙｃｏｍ￣ｐａｒｉｎｇｗｉｔｈｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓ.ＦｉｎａｌｌｙꎬｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｎｄｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｌａｗｏｆｔｈｅＨｙＴＲＶｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎａｒｅａｉｓｍａｉｎｌｙｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｄｏｎｂｏｔｈｓｉｄｅｓｏｆｔｈｅｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅａｎｄｔｈｅｃｅｎｔｅｒｌｉｎｅｏｆｔｈｅｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ.ＷｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆｔｈｅｉｎｃｏｍｉｎｇＭａｃｈｎｕｍｂｅｒꎬｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｎｔｈｅｕｐｐｅｒａｎｄｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅｓｉｓｇｒｅａｔｌｙｂａｃｋｗａｒｄꎬａｎｄｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｚｏｎｅｉｓｇｒｅａｔｌｙｒｅｄｕｃｅｄꎬｂｕｔｉｔｓｔｉｌｌｅｘ￣ｉｓｔｓ.Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅꎬｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｏｆｔｈｅｌａｍｉｎａｒｆｌｏｗｚｏｎｅｏｎｔｈｅｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅｉｎｃｒｅａｓｅｓｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｌｙꎬａｎｄｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｏｆｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｚｏｎｅｏｎｔｈｅｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅｄｅｃｒｅａｓｅｓ.Ａｓｔｈｅｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｉｎｃｒｅａｓｅｓꎬｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｐｏｓｉ￣ｔｉｏｎｏｆｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｎｔｈｅｕｐｐｅｒａｎｄｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅｓｓｈｉｆｔｓｆｏｒｗａｒｄꎬｔｈｅｎｒａｐｉｄｌｙｓｈｉｆｔｓｂａｃｋｗａｒｄꎬａｎｄｆｉｎａｌｌｙｔｈｅｔｕｒｂｕｌｅｎｔｚｏｎｅａｌｍｏｓｔｄｉｓａｐｐｅａｒｓ.气体物理２０２４年㊀第９卷Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎꎻＨｙＴＲＶꎻｆｒｉｃｔｉｏｎꎻＭａｃｈｎｕｍｂｅｒꎻｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ引㊀言高超声速飞行器具有突防能力强㊁打击范围广㊁响应迅速等显著优势ꎬ正逐渐成为各国空天竞争的热点[１]ꎮ高超声速飞行器边界层转捩是该类飞行器气动设计中的重要问题[２]ꎮ在边界层转捩过程中ꎬ流态由层流转变为湍流ꎬ飞行器的表面摩阻急剧增大到层流时的３~５倍ꎬ严重影响飞行器的气动性能与热防护系统ꎬ转捩还会导致飞行器壁面烧蚀㊁颤振加剧㊁飞行姿态控制难度大等一系列问题ꎬ对飞行器的飞行安全构成严重的威胁[３￣５]ꎬ开展高超声速飞行器边界层转捩研究具有十分重要的意义ꎮ影响边界层转捩的因素很多ꎬ例如ꎬＭａｃｈ数㊁Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数㊁湍流强度㊁表面传导热等ꎮ在高超声速流动条件下ꎬ强激波㊁强逆压梯度㊁熵层等高超声速现象及其相互作用ꎬ会使得转捩流动的预测和研究难度进一步增大[６]ꎮ目前高超声速飞行器转捩数值模拟方法主要有直接数值模拟(ＤＮＳ)㊁大涡模拟(ＬＥＳ)和基于Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓ(ＲＡＮＳ)的转捩模型方法ꎬ由于前两种计算量巨大ꎬ难以推广到工程应用ꎬ基于Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓ的转捩模型在工程实践中应用最为广泛ꎬ其中γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型基于局部变量ꎬ与现代ＣＦＤ方法良好兼容ꎬ目前已经有多项研究尝试从一般性的流动问题拓展到高超声速流动转捩模拟[６￣９]ꎮ目前高超声速流动转捩的研究对象主要是结构相对简单的构型ꎮＭｃＤａｎｉｅｌ等[１０]研究了扩口直锥在高超声速流动条件下的转捩现象ꎮＰａｐｐ等[１１]研究了圆锥在高超声速流动条件下的转捩特性ꎮ美国和澳大利亚组织联合实施的ＨＩＦｉＲＥ计划[１２]ꎬ研究了圆锥形状的ＨＩＦｉＲＥ１和椭圆锥形的ＨＩＦｉＲＥ５的转捩问题ꎮ杨云军等[１３]采用数值模拟方法ꎬ分析了椭圆锥的转捩影响机制ꎬ并研究了Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数对转捩特性的影响规律ꎮ另外ꎬ袁先旭等[１４]于２０１５年成功实施了圆锥体ＭＦ￣１航天模型飞行试验ꎮ以上对高超声速流动的转捩研究ꎬ都取得了比较理想的结果ꎬ然而所采用的模型都是圆锥㊁椭圆锥等简单几何外形ꎬ这与真实高超声速飞行器有较大差异ꎬ较难反映真实的转捩特性ꎮ为了有效促进对真实高超声速飞行器的转捩问题研究ꎬ中国空气动力研究与发展中心提出并设计了一款接近真实飞行器的升力体模型ꎬ即高超声速转捩研究飞行器(ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｓｅａｒｃｈｖｅｈｉｃｌｅꎬＨｙＴＲＶ)[１５]ꎬ模型详细的参数见参考文献[１６]ꎮＨｙＴＲＶ外形如图１所示ꎬ其整体外形较为复杂ꎬ不同区域发生转捩的情况也不尽相同ꎮ对ＨｙＴＲＶ的转捩问题研究能够显著提高对真实高超声速飞行器转捩特性的认识水平ꎮＬｉｕ等[１７]采用理论分析㊁数值模拟和风洞实验３种方法对ＨｙＴＲＶ的转捩特性进行了研究ꎻ陈坚强等[１５]分析了ＨｙＴＲＶ的边界层失稳特征ꎻＣｈｅｎ等[１８]对ＨｙＴＲＶ进行了多维线性稳定性分析ꎻＱｉ等[１９]在来流Ｍａｃｈ数６㊁攻角０ʎ的条件下对ＨｙＴＲＶ进行了直接数值模拟ꎻ万兵兵等[２０]结合风洞实验与飞行试验ꎬ利用ｅＮ方法预测了ＨｙＴＲＶ升力体横流区的转捩阵面形状ꎮ目前ꎬ相关研究主要集中在ＨｙＴＲＶ的稳定性特征及转捩预测两个方面ꎬ而对若干关键参数ꎬ特别是Ｍａｃｈ数和壁面温度对转捩的影响研究还比较少ꎮ(ａ)Ｆｒｏｎｔｖｉｅｗ(ｂ)Ｓｉｄｅｖｉｅｗ㊀㊀㊀图１㊀ＨｙＴＲＶ外形Ｆｉｇ.１㊀ＳｈａｐｅｏｆＨｙＴＲＶ基于此ꎬ本文采用数值模拟方法ꎬ应用课题组自研软件开展Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ转捩流动的影响规律研究ꎮ１㊀数值方法１.１㊀控制方程和数值方法控制方程为三维可压缩ＲＡＮＳ方程ꎬ采用结构网格技术和有限体积方法ꎬ变量插值方法采用２阶ＭＵＳＣＬ格式ꎬ通量计算采用低耗散的通量向量差分Ｒｏｅ格式ꎬ黏性项离散采用中心格式ꎬ时间推进方法采用ＬＵ￣ＳＧＳ格式ꎮ壁面采用等温㊁无滑移壁面条件ꎬ入口采用Ｒｉｅｍａｎｎ远场边界条件ꎬ出口采用零梯度外推边界条件ꎮ１.２㊀γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型是Ｍｅｎｔｅｒ等[２１ꎬ２２]于２００４年提０１第２期章录兴ꎬ等:Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响出的一种基于拟合公式的间歇因子转捩模型ꎬ在２００９年公布了完整的拟合公式及相关参数[２３]ꎮ许多学者也开发了相应的程序ꎬ并进行了大量的算例验证[２４￣２８]ꎬ证明了该模型具有较好的转捩预测能力ꎬ预测精度较高ꎻ通过合适的标定ꎬγ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型可以适用于多种情况下的转捩模拟ꎮ该模型构建了关于间歇因子γ的输运方程和关于转捩动量厚度Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数Ｒｅ~θｔ的输运方程ꎮ具体来说ꎬγ表示该位置是湍流流动的概率ꎬ取值范围为０<γ<１ꎮ关于γ的控制方程为Ə(ργ)Əｔ＋Ə(ρｕｊγ)Əｘｊ＝Ｐγ－Ｅγ＋ƏƏｘｊμ＋μｔσｆæèçöø÷ƏγƏｘｊéëêêùûúú其中ꎬＰγ为生成项ꎬＥγ为破坏项ꎮ关于Ｒｅ~θｔ的输运方程为Ə(ρＲｅ~θｔ)Əｔ＋Ə(ρｕｊＲｅ~θｔ)Əｘｊ＝Ｐθｔ＋ƏƏｘｊσθｔ(μ＋μｔ)ƏＲｅ~θｔƏｘｊéëêêùûúú其中ꎬＰθｔ为源项ꎬ其作用是使边界层外部的Ｒｅ~θｔ等于Ｒｅθｔꎬ定义式为Ｐθｔ＝ｃθｔρｔ(Ｒｅθｔ－Ｒｅ~θｔ)(１.０－Ｆθｔ)Ｒｅθｔ采用以下经验公式Ｒｅθｔ＝１１７３.５１－５８９ ４２８Ｔｕ＋０.２１９６Ｔｕ２æèçöø÷Ｆ(λθ)ꎬＴｕɤ０.３Ｒｅθｔ＝３３１.５０(Ｔｕ－０.５６５８)－０.６７１Ｆ(λθ)ꎬＴｕ>０.３ìîíïïïïＦ(λθ)＝１＋(１２.９８６λθ＋１２３.６６λ２θ＋４０５.６８９λ３θ)ｅ－(Ｔｕ１.５)１.５ꎬ㊀λθɤ０Ｆ(λθ)＝１＋０.２７５(１－ｅ－３５.０λθ)ｅ－(Ｔｕ０.５)ꎬλθ>０ìîíïïïï在实际计算中ꎬ通过γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型获得间歇因子ꎬ再通过间歇因子来控制ＳＳＴｋ￣ω湍流模型中湍动能的生成ꎮγ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型与ＳＳＴｋ￣ω湍流模型耦合为Ə(ρｋ)Əｔ＋Ə(ρｕｊｋ)Əｘｊ＝γｅｆｆτｉｊƏｕｉƏｘｊ－ｍｉｎ(ｍａｘ(γｅｆｆꎬ０.１)ꎬ１.０)ρβ∗ｋω＋ƏƏｘｊμ＋μｔσｋæèçöø÷ƏｋƏｘｊéëêêùûúúƏ(ρω)Əｔ＋Ə(ρｕｊω)Əｘｊ＝γｖｔτｉｊƏｕｉƏｘｊ－βρω２＋ƏƏｘｊ(μ＋σωμｔ)ƏωƏｘｊéëêêùûúú＋２ρ(１－Ｆ１)σω２１ωƏｋƏｘｊƏωƏｘｊ模型中具体参数定义见文献[２３]ꎮ１.３㊀高超声速修正原始ＳＳＴ湍流模型及γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型都是基于不可压缩流动发展的ꎬ为了更好地预测高超声速流动转捩ꎬ本节引入了３种重要的高超声速修正方法ꎮ１.３.１㊀压力梯度修正压力梯度对边界层转捩的影响较大ꎬ在高Ｍａｃｈ数情况下ꎬ边界层厚度较大ꎬ进而影响压力梯度的大小ꎬ因此在模拟高超声速流动时应该考虑Ｍａｃｈ数对压力梯度的影响ꎮ本文采用张毅峰等[２９]提出的压力梯度修正方法ꎬ具体修正形式如下λᶄθ＝λθ１＋γᶄ－１２Ｍａｅæèçöø÷其中ꎬＭａｅ为边界层外缘Ｍａｃｈ数ꎬγᶄ为比热比ꎮ１.３.２㊀高速横流修正在原始γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型中ꎬ没有考虑横流不稳定性对转捩的影响ꎬ对于横流模态主导的转捩ꎬ原始转捩模型计算的结果并不理想ꎮＬａｎｇｔｒｙ等[３０]在２０１５年对γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型进行了低速横流修正ꎬ向星皓等[９]在Ｌａｎｇｔｒｙ低速横流修正的基础上ꎬ对高超声速椭圆锥转捩ＤＮＳ数据进行了拓展ꎬ提出了高速横流转捩判据ꎬ本文直接采用向星皓提出的高速横流转捩方法ꎮＬａｎｇｔｒｙ将横流强度引入转捩发生动量厚度Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数输运方程中Ə(ρＲｅ~θｔ)Əｔ＋Ə(ρｕｊＲｅ~θｔ)Əｘｊ＝Ｐθｔ＋ＤＳＣＦ＋ƏƏｘｊσθｔ(μ＋μｔ)ƏＲｅ~θｔƏｘｊéëêêùûúú式中ꎬＤＳＣＦ为横流源项ꎬＬａｎｇｔｒｙ低速横流修正为ＤＳＣＦ＝ｃθｔρｔｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗｍｉｎ(ＲｅＳＣＦ－Ｒｅ~θｔꎬ０.０)Ｆθｔ２其中ꎬＲｅＳＣＦ为低速横流判据ＲｅＳＣＦ＝θｔρＵｌｏｃａｌ０.８２æèçöø÷μ＝－３５.０８８ｌｎｈθｔæèçöø÷＋３１９.５１＋ｆ(＋ΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)－ｆ(－ΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)其中ꎬｈ为壁面粗糙度高度ꎬθｔ为动量厚度ꎬ１１气体物理２０２４年㊀第９卷ΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ是横流强度抬升项ꎮ向星皓提出的高速横流转捩判据ꎬ其中高速横流源项ＤＳＣＦ￣Ｈ为ＤＳＣＦ￣Ｈ＝ｃＣＦρｍｉｎ(ＲｅＳＣＦ￣Ｈ－Ｒｅ~θｔꎬ０)ＦθｔＲｅＳＣＦ￣Ｈ＝ＣＣＦ￣１ｌｎｈｌμ＋ＣＣＦ￣２＋(Ｈｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)其中ꎬＣＣＦ￣１＝－９.６１８ꎬＣＣＦ￣２＝１２８.３３ꎻｌμ为粗糙度参考高度ꎬｌμ＝１μｍꎻｆ(Ｈｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)为抬升函数ｆ(Ｈｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)＝６００００.１０６６－ΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ＋５００００(０.１０６６－ΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ)２其中ꎬΔＨｃｒｏｓｓｆｌｏｗ与Ｌａｎｇｔｒｙ低速横流修正中保持一致ꎮ１.３.３㊀ＳＳＴ可压缩修正高超声速流动具有强可压缩性ꎬ所以在进行高超声速计算时ꎬ应该对湍流模型进行可压缩修正ꎮＳａｒｋａｒ[３１]提出了膨胀耗散修正ꎬ对ＳＳＴ湍流模型中的闭合系数β∗ꎬβ进行了可压缩修正ꎬＷｉｌｃｏｘ[３２]在Ｓａｒｋａｒ修正的基础上考虑了可压缩生成项产生时的延迟效应ꎬ使得可压缩修正在湍流Ｍａｃｈ数较小的近壁面关闭ꎬ在湍流Ｍａｃｈ数较大的自由剪切层打开ꎬ本文采用Ｗｉｌｃｏｘ提出的可压缩性修正β∗＝β∗０[１＋ξ∗Ｆ(Ｍａｔ)]β＝β０－β∗０ξ∗Ｆ(Ｍａｔ)其中ꎬβ０ꎬβ∗均为原始模型中的系数ꎬξ∗＝１.５ꎮＦ(Ｍａｔ)＝[Ｍａｔ－Ｍａｔ０]Ｈ(Ｍａｔ－Ｍａｔ０)Ｍａｔ０＝１/４ꎬＨ(ｘ)＝０ꎬｘɤ０１ꎬｘ>０{其中ꎬＭａｔ＝２ｋ/ａ为湍流Ｍａｃｈ数ꎬａ为当地声速ꎮ２㊀网格无关性验证及数值方法确认２.１㊀网格无关性验证计算采用３套网格ꎬ考虑到ＨｙＴＲＶ的几何对称性ꎬ生成３套半模网格ꎬ第１层网格高度为１ˑ１０－６ｍꎬ确保ｙ＋<１ꎬ流向ˑ法向ˑ周向的网格数分别为:网格１是３０１ˑ２０１ˑ２０１ꎬ网格２是３０１ˑ３０１ˑ２０１ꎬ网格３是４０１ˑ３８１ˑ２８１ꎮ全模下表面如图２所示ꎬ选取ｙ/Ｌ＝０中心线和ｘ/Ｌ＝０.５处ꎬ对比３套网格的表面摩阻系数ꎬ计算结果如图３所示ꎮ采用网格１时ꎬ表面摩阻系数分布与另外两个结果存在明显差异ꎻ而采用网格２和网格３时ꎬ表面摩阻系数曲线基本重合ꎬ表明在流向㊁法向和周向均满足网格无关性ꎬ后续数值计算采用网格２ꎮ图２㊀截取位置示意图Ｆｉｇ.２㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｔｈｅｉｎｔｅｒｃｅｐｔｉｏｎｌｏｃａｔｉｏｎ(ａ)Ｓｕｒｆａｃｅｆｒｉｃｔｉｏｎａｔｙ/Ｌ＝０(ｂ)Ｓｕｒｆａｃｅｆｒｉｃｔｉｏｎａｔｘ/Ｌ＝０.５图３㊀采用３套网格计算得到的摩阻对比Ｆｉｇ.３㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｄｒａｇｃａｌｃｕｌａｔｅｄｕｓｉｎｇｔｈｒｅｅｓｅｔｓｏｆｇｒｉｄｓ２.２㊀数值方法和自研软件的确认采用修正后的转捩模型对ＨｙＴＲＶ开展计算ꎬ计算工况为Ｍａ＝６ꎬ来流温度Ｔɕ＝９７Ｋꎬ单位２１第２期章录兴ꎬ等:Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为Ｒｅ＝１.１ˑ１０７/ｍꎬ攻角α＝０ʎꎬ来流湍流度ＦＳＴＩ＝０.８％ꎬ壁面温度Ｔ＝３００Ｋꎮ为方便对比分析ꎬ计算结果与参考结果均采用上下对称形式布置ꎬ例如ꎬ图４是模型下表面计算结果与实验结果对比:对于下表面两侧转捩的起始位置ꎬ高超声速修正前的转捩位置在ｘ＝０.６８ｍ附近ꎬ高超声速修正后的计算结果与实验结果吻合良好ꎬ均在ｘ＝０.６０ｍ附近ꎬ并且湍流边界层区域形状基本一致ꎬ说明修正后的转捩模型能够较好地预测ＨｙＴＲＶ转捩的位置ꎮ(ａ)Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ(ｂｅｆｏｒｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎ)(ｂ)Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ(ａｆｔｅｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎ)(ｃ)Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓｏｆｔｈｅｈｅａｔｆｌｕｘｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ[１７]图４㊀下表面计算结果和实验结果对比Ｆｉｇ.４㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｅｄａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓｏｎｔｈｅｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ３㊀ＨｙＴＲＶ转捩的基本流动特性计算工况采用Ｍａ＝６ꎬ攻角α＝０ʎꎬ来流湍流度ＦＳＴＩ＝０.６％ꎬ分析ＨｙＴＲＶ转捩的基本流动特性ꎮ从图５可以看出ꎬ模型两侧和顶端均出现高压区ꎬ高压区之间为低压区ꎬ横截面上存在周向压力梯度ꎬ流动从高压区向低压区汇集ꎬ从而在下表面中心线附近和上表面两侧腰部区域均形成流向涡结构(见图６)ꎬ沿流动方向ꎬ高压区域逐渐扩大ꎬ流向涡结构的影响范围也越大ꎮ在流向涡结构的边缘位置ꎬ壁面附近的低速流体被抬升到外壁面区域ꎬ外壁面区域的高速流体又被带入到近壁面区域ꎬ进而导致流向涡结构边缘处壁面的摩阻显著增加ꎬ最终诱发转捩ꎬ这些流动特征与文献[１５]的结果一致ꎮ图７显示了上下表面摩阻的分布情况ꎬ其中上表面两侧区域在ｘ/Ｌ＝０.８０附近ꎬ摩阻显著增加ꎬ出现明显的转捩现象ꎬ转捩区域分布在两侧边缘位置ꎻ而下表面两侧区域在ｘ/Ｌ＝０.７５附近ꎬ也出现明显的转捩ꎬ转捩区域相对集中在中心线两侧ꎮ图５㊀不同截面位置处的压力云图Ｆｉｇ.５㊀Ｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｏｕｒｓａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｌｏｃａｔｉｏｎｓ图６㊀不同截面位置处的流向速度云图Ｆｉｇ.６㊀Ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅｖｅｌｏｃｉｔｙｃｏｎｔｏｕｒｓａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｌｏｃａｔｉｏｎｓ３１气体物理２０２４年㊀第９卷(ａ)Ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ图７㊀上下表面摩阻分布云图Ｆｉｇ.７㊀Ｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｎｔｏｕｒｓｏｎｔｈｅｕｐｐｅｒａｎｄｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅｓ４㊀不同Ｍａｃｈ数对ＨｙＴＲＶ转捩的影响保持来流湍流度ＦＳＴＩ＝０.６％不变ꎬＭａｃｈ数变化范围为３~８ꎮ图８是不同Ｍａｃｈ数条件下ＨｙＴＲＶ上下表面的摩阻分布云图ꎬ从图中可知ꎬ随着Ｍａｃｈ数的增加ꎬ上下表面的湍流区域均逐渐减少ꎬ其中上表面两侧转捩起始位置由ｘ/Ｌ＝０.５６附近后移至ｘ/Ｌ＝０.９２附近ꎬ下表面两侧转捩起始位置由ｘ/Ｌ＝０.４８附近后移至ｘ/Ｌ＝０.９９附近ꎬ上下表面两侧转捩起始位置均大幅后移ꎬ说明Ｍａｃｈ数对ＨｙＴＲＶ转捩的影响很大ꎮｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ａ)Ｍａ＝３ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｂ)Ｍａ＝４ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｃ)Ｍａ＝５４１第２期章录兴ꎬ等:Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｄ)Ｍａ＝６ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｅ)Ｍａ＝７ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｆ)Ｍａ＝８图８㊀不同Ｍａｃｈ数条件下摩阻系数分布云图Ｆｉｇ.８㊀ＦｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｎｔｏｕｒｓａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ上表面选取图７中ｚ/Ｌ＝０.１２的位置ꎬ下表面选取ｚ/Ｌ＝０.１０的位置进行分析ꎮ从图９中可以分析出ꎬ随着Ｍａｃｈ数的增加ꎬ上表面转捩起始位置不断后移ꎬ当Ｍａｃｈ数增加到７时ꎬ由于湍流区的缩小ꎬ此处位置不再发生转捩ꎬ此外ꎬＭａｃｈ数越高层流区摩阻系数越大ꎻ下表面转捩起始位置也不断后移ꎬ当Ｍａｃｈ数增加到８时ꎬ此处位置不再发生转捩ꎬ此外ꎬＭａｃｈ数越高ꎬ湍流区的摩阻系数越小ꎬ这些结论与关于来流Ｍａｃｈ数对转捩位置影响的普遍研究结论一致ꎮ(ａ)Ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ图９㊀不同位置摩阻系数随Ｍａｃｈ数的变化Ｆｉｇ.９㊀ＶａｒｉａｔｉｏｎｏｆｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗｉｔｈＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏｃａｔｉｏｎｓ５１气体物理２０２４年㊀第９卷５㊀不同壁面温度对ＨｙＴＲＶ转捩的影响保持来流湍流度ＦＳＴＩ＝０.６％及Ｍａ＝６不变ꎬ壁面温度的变化范围为１５０~９００Ｋꎮ图１０是不同壁面温度条件下ＨｙＴＲＶ上下表面的摩阻分布云图ꎬ可以看出随着壁面温度的增加ꎬ上表面两侧湍流区域先是缓慢扩大ꎬ在壁面温度为５００Ｋ时湍流区域快速缩小ꎬ增加到９００Ｋ时ꎬ已无明显湍流区域ꎻ下表面两侧湍流区域先是无明显变化ꎬ同样当壁面温度升高到５００Ｋ时ꎬ湍流区域快速缩小ꎬ当壁面温度升高到７００Ｋ时ꎬ两侧已经无明显的湍流区域ꎬ相比上表面两侧湍流区域ꎬ下表面湍流区域消失得更早ꎮ由此可以得出壁面温度对转捩的产生有较大的影响ꎬ壁面温度增加到一定程度将导致ＨｙＴＲＶ没有明显的转捩现象ꎮｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ａ)Ｔ＝１５０Ｋｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｂ)Ｔ＝２００Ｋｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｃ)Ｔ＝３００Ｋｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｄ)Ｔ＝５００Ｋ６１第２期章录兴ꎬ等:Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｅ)Ｔ＝７００Ｋｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｆ)Ｔ＝９００Ｋ图１０㊀不同壁面温度条件下摩阻系数分布云图Ｆｉｇ.１０㊀Ｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｎｔｏｕｒｓａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ上表面选取ｚ/Ｌ＝０.１２５的位置ꎬ下表面选取ｚ/Ｌ＝０.１００的位置进行分析ꎮ从图１１中可以分析出ꎬ随着壁面温度的增加ꎬ上表面转捩起始位置先前移ꎬ当壁面温度增加到５００Ｋ时ꎬ转捩起始位置后移ꎬ转捩区长度逐渐增加ꎬ层流区域的摩阻系数逐渐增加ꎬ当壁面温度增加到７００Ｋ时ꎬ该位置已不再出现转捩ꎻ下表面转捩起始位置先小幅后移ꎬ当壁面温度增加到３００Ｋ时ꎬ转捩起始位置开始后移ꎬ当壁面温度增加到７００Ｋ时ꎬ由于湍流区域的减小ꎬ该位置不再发生转捩ꎮ(ａ)Ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ图１１㊀不同位置摩阻系数随壁面温度的变化Ｆｉｇ.１１㊀Ｖａｒｉａｔｉｏｎｏｆｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗｉｔｈｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏｃａｔｉｏｎｓ为进一步分析壁面温度的影响ꎬ本文分别在上下表面湍流区选取一点(０.９ꎬ０.０２９ꎬ０.１４)ꎬ(０.９７ꎬ－０.３４ꎬ０.１２)ꎬ分析边界层湍动能剖面ꎬ结果如图１２所示ꎮ从图中可以看到ꎬ随着壁面温度升高ꎬ边界层厚度先略微变厚ꎬ再变薄ꎬ当壁面温度升高到７００Ｋ时ꎬ边界层厚度迅速降低ꎮ这些结果与转捩位置先前移再后移的结论相符合ꎬ因为边界层厚度会影响不稳定波的时间和空间尺度ꎬ边界层厚度低时ꎬ不稳定波增长速度变慢ꎬ延迟转捩发生ꎮ需要指出的是ꎬ仅采用当前使用的方法ꎬ无法从更深层７１气体物理２０２４年㊀第９卷次揭示转捩反转的流动机理ꎬ而须另外借助稳定性分析方法ꎬ例如ꎬ使用ｅＮ方法开展基于模态的稳定性研究ꎮ文献[３３]采用该手段研究了大掠角平板钝三角翼随壁温比变化出现转捩反转的内在机理:壁温比升高促进横流模态和第１模态扰动增长ꎬ抑制第２模态发展ꎬ在第１㊁２模态联合作用影响下ꎬ出现转捩反转现象ꎮ我们将在后续开展进一步研究ꎮ(ａ)Ｕｐｐｅｒｓｕｒｆａｃｅ(ｂ)Ｌｏｗｅｒｓｕｒｆａｃｅ图１２㊀不同位置湍动能剖面随壁面温度的变化Ｆｉｇ.１２㊀Ｖａｒｉａｔｉｏｎｏｆｔｕｒｂｕｌｅｎｔｋｉｎｅｔｉｃｅｎｅｒｇｙｗｉｔｈｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏｃａｔｉｏｎｓ６㊀结论针对ＨｙＴＲＶ转捩问题ꎬ在Ｍａｃｈ数Ｍａ＝３~８ꎬ壁面温度Ｔ＝１５０~９００Ｋ的条件下ꎬ基于课题组自研软件ꎬ对γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型和ＳＳＴ湍流模型进行了高超声速修正ꎬ研究了Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ转捩的影响ꎬ得出以下结论:１)经过高超声速修正后的γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型和ＳＳＴ湍流模型能够较为准确地预测ＨｙＴＲＶ转捩位置ꎬ并且湍流边界层区域形状与实验结果基本一致ꎻＨｙＴＲＶ存在多个不同的转捩区域ꎬ上表面两侧转捩区域分布在两侧边缘位置ꎬ下表面两侧转捩区域分布在中心线两侧ꎮ２)Ｍａｃｈ数的增加会导致上下表面转捩起始位置均大幅后移ꎬ湍流区大幅缩小ꎬ但当Ｍａｃｈ数增加到８时ꎬ湍流区仍然存在ꎬ并没有消失ꎻ上表面层流区摩阻不断增加ꎬ下表面湍流区摩阻不断减小ꎮ３)壁面温度的增加会导致上下表面转捩起始位置先前移ꎬ再后移ꎬ这与边界层厚度变化规律一致ꎬ当壁面温度增加到７００Ｋ时ꎬ下表面湍流区已经基本消失ꎬ当壁面温度增加到９００Ｋ时ꎬ上表面湍流区也基本消失ꎻ上表面在层流区域的摩阻系数逐渐增大ꎬ在湍流区的摩阻系数逐渐减小ꎮ致谢㊀感谢中国空气动力研究与发展中心和空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室提供的ＨｙＴＲＶ模型数据和实验数据ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀ＯｂｅｒｉｎｇＩＩＩＨꎬＨｅｉｎｒｉｃｈｓＲＬ.Ｍｉｓｓｉｌｅｄｅｆｅｎｓｅｆｏｒｇｒｅａｔｐｏｗｅｒｃｏｎｆｌｉｃｔ:ｏｕｔｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｇｔｈｅＣｈｉｎａｔｈｒｅａｔ[Ｊ].Ｓｔｒａ￣ｔｅｇｉｃＳｔｕｄｉｅｓＱｕａｒｔｅｒｌｙꎬ２０１９ꎬ３(４):３７￣５６. [２]ＣｈｅｎｇＣꎬＷｕＪＨꎬＺｈａｎｇＹＬꎬｅｔａｌ.Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｄｙｎａｍｉｃｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｍｉｃｒｏ￣ａｉｒ￣ｖｅｈｉｃｌｅｗｉｔｈｆｏｕｒｆｌａｐｐｉｎｇｗｉｎｇｓｉｎｈｏｖｅｒｉｎｇｆｌｉｇｈｔ[Ｊ].ＡｄｖａｎｃｅｓｉｎＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓꎬ２０２０ꎬ２(３):５.[３]ＢｅｒｔｉｎＪＪꎬＣｕｍｍｉｎｇｓＲＭ.Ｆｉｆｔｙｙｅａｒｓｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｓ:ｗｈｅｒｅｗｅᶄｖｅｂｅｅｎꎬｗｈｅｒｅｗｅᶄｒｅｇｏｉｎｇ[Ｊ].ＰｒｏｇｒｅｓｓｉｎＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓꎬ２００３ꎬ３９(６/７):５１１￣５３６. [４]陈坚强ꎬ涂国华ꎬ张毅锋ꎬ等.高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０１７ꎬ３５(３):３１１￣３３７.ＣｈｅｎＪＱꎬＴｕＧＨꎬＺｈａｎｇＹＦꎬｅｔａｌ.Ｈｙｐｅｒｓｎｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ:ｗｈａｔｗｅｋｎｏｗꎬｗｈｅｒｅｓｈａｌｌｗｅｇｏ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０１７ꎬ３５(３):３１１￣３３７(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[５]段毅ꎬ姚世勇ꎬ李思怡ꎬ等.高超声速边界层转捩的若干问题及工程应用研究进展综述[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０２０ꎬ３８(２):３９１￣４０３.ＤｕａｎＹꎬＹａｏＳＹꎬＬｉＳＹꎬｅｔａｌ.Ｒｅｖｉｅｗｏｆｐｒｏｇｒｅｓｓｉｎｓｏｍｅｉｓｓｕｅｓａｎｄｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２０ꎬ３８(２):３９１￣４０３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[６]ＺｈａｎｇＹＦꎬＺｈａｎｇＹＲꎬＣｈｅｎＪＱꎬｅｔａｌ.Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉ￣８１第２期章录兴ꎬ等:Ｍａｃｈ数和壁面温度对ＨｙＴＲＶ边界层转捩的影响ｍｕｌａｔｉｏｎｓｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｆｌｏｗｓｏｌｖｅｒｃｈａｎｔ２.０[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１７￣２４０９ꎬ２０１７. [７]ＫｒａｕｓｅＭꎬＢｅｈｒＭꎬＢａｌｌｍａｎｎＪ.Ｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｓｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｉｎｔａｋｅｆｌｏｗｓｕｓｉｎｇａｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ￣ｂａｓｅｄｉｎｔｅｒｍｉｔｔｅｎｃｙｍｏｄｅｌ[Ｒ].ＡＩＡＡ２００８￣２５９８ꎬ２００８. [８]ＹｉＭＲꎬＺｈａｏＨＹꎬＬｅＪＬ.Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｎａｔｕｒａｌａｎｄｆｏｒｃｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｂｙｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ￣ｂａｓｅｄｉｎｔｅｒｍｉｔ￣ｔｅｎｃｙ[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１７￣２３３７ꎬ２０１７.[９]向星皓ꎬ张毅锋ꎬ袁先旭ꎬ等.Ｃ￣γ￣Ｒｅθ高超声速三维边界层转捩预测模型[Ｊ].航空学报ꎬ２０２１ꎬ４２(９):６２５７１１.ＸｉａｎｇＸＨꎬＺｈａｎｇＹＦꎬＹｕａｎＸＸꎬｅｔａｌ.Ｃ￣γ￣Ｒｅθｍｏｄｅｌｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２１ꎬ４２(９):６２５７１１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１０]ＭｃＤａｎｉｅｌＲＤꎬＮａｎｃｅＲＰꎬＨａｓｓａｎＨＡ.Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｎｓｅｔｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｆｏｒｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｆｌｏｗ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２０００ꎬ３７(３):３０４￣３０９.[１１]ＰａｐｐＪＬꎬＤａｓｈＳＭ.Ｒａｐｉｄｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈｔｏｍｏｄｅｌｉｎｇｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｌａｍｉｎａｒ￣ｔｏ￣ｔｕｒｂｕｌｅｎｔｔｒａｎｓｉｔｉｏｎａｌｆｌｏｗｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２００５ꎬ４２(３):４６７￣４７５.[１２]ＪｕｌｉａｎｏＴＪꎬＳｃｈｎｅｉｄｅｒＳＰ.ＩｎｓｔａｂｉｌｉｔｙａｎｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｎｔｈｅＨＩＦｉＲＥ￣５ｉｎａＭａｃｈ￣６ｑｕｉｅｔｔｕｎｎｅｌ[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１０￣５００４ꎬ２０１０.[１３]杨云军ꎬ马汉东ꎬ周伟江.高超声速流动转捩的数值研究[Ｊ].宇航学报ꎬ２００６ꎬ２７(１):８５￣８８.ＹａｎｇＹＪꎬＭａＨＤꎬＺｈｏｕＷＪ.Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ２００６ꎬ２７(１):８５￣８８(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１４]袁先旭ꎬ何琨ꎬ陈坚强ꎬ等.ＭＦ￣１模型飞行试验转捩结果初步分析[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０１８ꎬ３６(２):２８６￣２９３.ＹｕａｎＸＸꎬＨｅＫꎬＣｈｅｎＪＱꎬｅｔａｌ.ＰｒｅｌｉｍｉｎａｒｙｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｓｅａｒｃｈａｎａｌｙｓｉｓｏｆＭＦ￣１[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０１８ꎬ３６(２):２８６￣２９３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１５]陈坚强ꎬ涂国华ꎬ万兵兵ꎬ等.ＨｙＴＲＶ流场特征与边界层稳定性特征分析[Ｊ].航空学报ꎬ２０２１ꎬ４２(６):１２４３１７.ＣｈｅｎＪＱꎬＴｕＧＨꎬＷａｎＢＢꎬｅｔａｌ.Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄａｎｄｂｏｕｎｄａｒｙ￣ｌａｙｅｒｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆＨｙＴＲＶ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２１ꎬ４２(６):１２４３１７(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１６]陈坚强ꎬ刘深深ꎬ刘智勇ꎬ等.用于高超声速边界层转捩研究的标模气动布局及设计方法.中国:１０９９６９３７４Ｂ[Ｐ].２０２１￣０５￣１８.ＣｈｅｎＪＱꎬＬｉｕＳＳꎬＬｉｕＺＹꎬｅｔａｌ.Ｓｔａｎｄａｒｄｍｏｄｅｌａｅｒｏ￣ｄｙｎａｍｉｃｌａｙｏｕｔａｎｄｄｅｓｉｇｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｓｅａｒｃｈ.ＣＮꎬ１０９９６９３７４Ｂ[Ｐ].２０２１￣０５￣１８(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１７]ＬｉｕＳＳꎬＹｕａｎＸＸꎬＬｉｕＺＹꎬｅｔａｌ.Ｄｅｓｉｇｎａｎｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｓｔａｎｄａｒｄｍｏｄｅｌｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｓｅａｒｃｈ[Ｊ].ＡｃｔａＭｅｃｈａｎｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２１ꎬ３７(１１):１６３７￣１６４７.[１８]ＣｈｅｎＸꎬＤｏｎｇＳＷꎬＴｕＧＨꎬｅｔａｌ.Ｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎ￣ｓｉｔｉｏｎａｎｄｌｉｎｅａｒｍｏｄａｌｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｉｅｓｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｏｖｅｒａｌｉｆｔｉｎｇｂｏｄｙ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２２ꎬ９３８(４０８):Ａ８.[１９]ＱｉＨꎬＬｉＸＬꎬＹｕＣＰꎬｅｔａｌ.Ｄｉｒｅｃｔｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｖｅｒａｌｉｆｔｉｎｇ￣ｂｏｄｙｍｏｄｅｌＨｙＴＲＶ[Ｊ].ＡｄｖａｎｃｅｓｉｎＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓꎬ２０２１ꎬ３(１):３１.[２０]万兵兵ꎬ陈曦ꎬ陈坚强ꎬ等.三维边界层转捩预测ＨｙＴＥＮ软件在高超声速典型标模中的应用[Ｊ].空天技术ꎬ２０２３(１):１５０￣１５８.ＷａｎＢＢꎬＣｈｅｎＸꎬＣｈｅｎＪＱꎬｅｔａｌ.ＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓｏｆＨｙＴＥＮｓｏｆｔｗａｒｅｆｏｒｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｂｏｕｎｄａｒｙ￣ｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｉｎｔｙｐｉｃａｌｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｍｏｄｅｌｓ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２３(１):１５０￣１５８(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [２１]ＭｅｎｔｅｒＦＲꎬＬａｎｇｔｒｙＲＢꎬＬｉｋｋｉＳＲꎬｅｔａｌ.Ａｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ￣ｂａｓｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｕｓｉｎｇｌｏｃａｌｖａｒｉａｂｌｅｓ ＰａｒｔⅠ:ｍｏｄｅｌｆｏｒｍｕｌａｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２００６ꎬ１２８(３):４１３￣４２２.[２２]ＬａｎｇｔｒｙＲＢꎬＭｅｎｔｅｒＦＲꎬＬｉｋｋｉＳＲꎬｅｔａｌ.Ａｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ￣ｂａｓｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｕｓｉｎｇｌｏｃａｌｖａｒｉａｂｌｅｓ ＰａｒｔⅡ:ｔｅｓｔｃａｓｅｓａｎｄｉｎｄｕｓｔｒｉａｌａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｕｒ￣ｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙꎬ２００６ꎬ１２８(３):４２３￣４３４.[２３]ＬａｎｇｔｒｙＲＢꎬＭｅｎｔｅｒＦＲ.Ｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ￣ｂａｓｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｉｎｇｆｏｒｕｎｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄｐａｒａｌｌｅｌｉｚｅｄｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓｃｏｄｅｓ[Ｊ].ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌꎬ２００９ꎬ４７(１２):２８９４￣２９０６.[２４]孟德虹ꎬ张玉伦ꎬ王光学ꎬ等.γ￣Ｒｅθ转捩模型在二维低速问题中的应用[Ｊ].航空学报ꎬ２０１１ꎬ３２(５):７９２￣８０１.ＭｅｎｇＤＨꎬＺｈａｎｇＹＬꎬＷａｎｇＧＸꎬｅｔａｌ.Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆγ￣Ｒｅθｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｔｏｔｗｏ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｌｏｗｓｐｅｅｄｆｌｏｗｓ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｅｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０１１ꎬ３２(５):７９２￣８０１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２５]牟斌ꎬ江雄ꎬ肖中云ꎬ等.γ￣Ｒｅθ转捩模型的标定与应用[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０１３ꎬ３１(１):１０３￣１０９.ＭｏｕＢꎬＪｉａｎｇＸꎬＸｉａｏＺＹꎬｅｔａｌ.Ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎａｎｄｃａｌｉｂｅｒａｔｉｏｎｏｆγ￣Ｒｅθｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙ￣ｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０１３ꎬ３１(１):１０３￣１０９(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [２６]郭隽ꎬ刘丽平ꎬ徐晶磊ꎬ等.γ￣Ｒｅ~θｔ转捩模型在跨声速涡轮叶栅中的应用[Ｊ].推进技术ꎬ２０１８ꎬ３９(９):１９９４￣２００１.９１气体物理２０２４年㊀第９卷ＧｕｏＪꎬＬｉｕＬＰꎬＸｕＪＬꎬｅｔａｌ.Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆγ￣Ｒｅ~θｔｔｒａｎ￣ｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｔｕｒｂｉｎｅｃａｓｃａｄｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０１８ꎬ３９(９):１９９４￣２００１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２７]郑赟ꎬ李虹杨ꎬ刘大响.γ￣Ｒｅθ转捩模型在高超声速下的应用及分析[Ｊ].推进技术ꎬ２０１４ꎬ３５(３):２９６￣３０４.ＺｈｅｎｇＹꎬＬｉＨＹꎬＬｉｕＤＸ.Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎａｎｄａｎａｌｙｓｉｓｏｆγ￣Ｒｅθｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０１４ꎬ３５(３):２９６￣３０４(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ).[２８]孔维萱ꎬ阎超ꎬ赵瑞.γ￣Ｒｅθ模式应用于高速边界层转捩的研究[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０１３ꎬ３１(１):１２０￣１２６.ＫｏｎｇＷＸꎬＹａｎＣꎬＺｈａｏＲ.γ￣Ｒｅθｍｏｄｅｌｒｅｓｅａｒｃｈｆｏｒｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙ￣ｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０１３ꎬ３１(１):１２０￣１２６(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [２９]张毅锋ꎬ何琨ꎬ张益荣ꎬ等.Ｍｅｎｔｅｒ转捩模型在高超声速流动模拟中的改进及验证[Ｊ].宇航学报ꎬ２０１６ꎬ３７(４):３９７￣４０２.ＺｈａｎｇＹＦꎬＨｅＫꎬＺｈａｎｇＹＲꎬｅｔａｌ.ＩｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔａｎｄｖａｌｉｄａｔｉｏｎｏｆＭｅｎｔｅｒᶄｓｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ２０１６ꎬ３７(４):３９７￣４０２(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[３０]ＬａｎｇｔｒｙＲＢꎬＳｅｎｇｕｐｔａＫꎬＹｅｈＤＴꎬｅｔａｌ.Ｅｘｔｅｎｄｉｎｇｔｈｅγ￣Ｒｅθｔｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎｂａｓｅｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｍｏｄｅｌｆｏｒｃｒｏｓｓｆｌｏｗｅｆｆｅｃｔｓ(Ｉｎｖｉｔｅｄ)[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１５￣２４７４ꎬ２０１５. [３１]ＳａｒｋａｒＳ.Ｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅ￣ｄｉｌａｔａｔｉｏｎｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎｉｎｃｏｍｐｒｅｓｓｉ￣ｂｌｅｆｌｏｗｓ[Ｊ].ＰｈｙｓｉｃｓｏｆＦｌｕｉｄｓＡꎬ１９９２ꎬ４(１２):２６７４￣２６８２.[３２]ＷｉｌｃｏｘＤＣ.Ｄｉｌａｔａｔｉｏｎ￣ｄｉｓｓｉｐａｔｉｏｎｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｓｆｏｒａｄｖａｎｃｅｄｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓ[Ｊ].ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌꎬ１９９２ꎬ３０(１１):２６３９￣２６４６.[３３]马祎蕾ꎬ余平ꎬ姚世勇.壁温对钝三角翼边界层稳定性及转捩影响[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０２０ꎬ３８(６):１０１７￣１０２６.ＭａＹＬꎬＹｕＰꎬＹａｏＳＹ.Ｅｆｆｅｃｔｏｆｗａｌｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｎｓｔａｂｉｌｉｔｙａｎｄｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｏｎａｂｌｕｎｔｄｅｌｔａｗｉｎｇ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２０ꎬ３８(６):１０１７￣１０２６(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).０２。
超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究
超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究
孙亚军;梁技;杨飞;章俊杰
【期刊名称】《振动与冲击》
【年(卷),期】2014(000)004
【摘要】某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计，跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。
颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。
设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行颤振风洞试验，根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析，得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。
研究表明，超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小，风洞试验结果与理论分析吻合较好，试验结果可以用于飞机的适航取证。
【总页数】5页(P190-194)
【作者】孙亚军;梁技;杨飞;章俊杰
【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210
【正文语种】中文
【中图分类】V215.3
【相关文献】
1.机翼跨音速风洞颤振试验模型的计算分析 [J], 陈千一;窦忠谦;周铮;章俊杰
2.复合材料超临界机翼跨音速颤振实验与数值计算研究 [J], 窦忠谦;史爱明;杨永年;周铮
3.T型尾翼跨音速颤振模型风洞试验研究 [J], 张天肖
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5.大展弦比机翼几何非线性颤振风洞试验研究 [J], 曾惠华;刘钟坤
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基于风洞试验模型的跨声速颤振研究
基于风洞试验模型的跨声速颤振研究侯良学;张戈;刘南;王冬;钱卫;杨希明【摘要】飞行器跨声速工况下颤振边界快速下降,是结构设计和强度校核重点关注的状态之一.目前工程中采用基于偶极子格网法的线性分析手段无法准确预测跨声速颤振边界,风洞试验仍然是研究飞行器跨声速颤振特性的重要手段;以两套颤振试验标准模型为研究对象,在FL-3风洞中开展了风洞跨声速试验研究,采用PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测了模型的跨声速颤振边界,并利用ZAERO和CFD/CSD耦合两种数值计算方法预测了试验模型的颤振边界.结果表明:PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测颤振边界具有较好的趋势性,颤振边界合理可靠;ZAERO线性方法对跨声速颤振边界的预测精度较低,而基于CFD/CSD耦合的非线性方法得到的跨声速颤振边界与试验吻合较好,相互验证了风洞试验和数值计算的可靠性.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2019(038)013【总页数】7页(P236-241,260)【关键词】跨声速颤振;颤振标模;亚临界响应;风洞试验;数值计算【作者】侯良学;张戈;刘南;王冬;钱卫;杨希明【作者单位】中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034;高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室,沈阳110034;中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034;高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室,沈阳110034;中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034;高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室,沈阳110034;中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034;高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室,沈阳110034;大连理工大学航空航天学院,辽宁大连116024;中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034;高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室,沈阳110034【正文语种】中文【中图分类】V215.3在跨声速区，由于压缩性和气动非线性的影响，飞行器的颤振速压边界一般降低较大，颤振边界随马赫数的变化曲线会呈现出所谓的跨声速“凹坑”现象，最小临界颤振速压值通常出现在跨声速范围。
高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究
高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究余涛; 王俊鹏; 刘向宏; 赵家权; 吴杰【期刊名称】《《实验流体力学》》【年(卷),期】2019(033)005【总页数】8页(P49-56)【关键词】高超声速风洞; 热线风速仪; 皮托管; 来流扰动测量; 扰动模态【作者】余涛; 王俊鹏; 刘向宏; 赵家权; 吴杰【作者单位】华中科技大学航空航天学院武汉 430074; 不伦瑞克工业大学流体力学所德国不伦瑞克 38108【正文语种】中文【中图分类】V211.740 引言风洞实验是研究高超声速空气动力学的重要手段之一，因此高超声速风洞是研究高超声速空气动力学不可或缺的地面实验平台。
常规高超声速风洞建成后，必须对流场的静态和动态品质进行鉴定。
其中，动态流场品质，即自由来流扰动的模态特征，是衡量风洞设计成功与否的重要指标。
对于常规低速风洞，衡量其动态品质的参数是湍流度，即速度偏差的均方根[1]。
相对而言，高超声速风洞的流场结构复杂，其流场的动态品质定义更加困难。
此外，诸多高超声速风洞实验发现：流场的动态品质对风洞实验测量结果有严重影响，如层/湍流边界层转捩[2-5]、激波/边界层干扰模式[6]、阻力系数测量[7]等，但是其中的作用机理仍不确定，有待于探索。
尤其是高超声速流动下的边界层转捩问题，不同类型来流扰动子模态直接决定了转捩点位置及转捩波的类型，如涡波模态通常引起第一模态(Tollmien-Schlichting wave)转捩，而声波模态则导致第二模态(Mack wave)转捩[2, 8-10]。
随着我国高超声速飞行器设计技术的迅速发展，研究人员对高超声速风洞实验的精度要求愈趋严格。
因此，准确测量高超声速风洞中自由来流扰动子模态对基于高超声速风洞开展的相关基础科学问题的研究至关重要。
国外对高超声速风洞流场扰动的研究起步较早。
1953年,Kovasznay使用热线仪对超声速来流扰动进行测量并建立了超声速流动的扰动模态理论[11-12]。
航空航天简介含义起源历史及发展
航空航天简介含义起源历史及发展Revised final draft November 26, 2020航空与航天是20世纪人类认识和改造自然进程中最活跃、最有影响的科学技术领域，也是人类文明高度发展的重要标志。
指飞行器在地球大气层内的航行活动，指飞行器在大气层外宇宙空间的航行活动。
人类在征服大自然的漫长岁月中，早就产生了翱翔天空、遨游宇宙的愿望。
在生产力和科学技术水平都很低下的时代，这种愿望只能停留在幻想的阶段。
虽然人类很早就做过种种飞行的探索和尝试，但实现这一愿望还是从18世纪的热空气气球升空开始的。
自从20世纪初第一架带动力的、可操纵的飞机完成了短暂的飞行之后，人类在大气层中飞行的古老梦想才真正成为现实。
经过许多杰出人物的艰苦努力，航空科学技术得到迅速发展，飞机性能不断提高。
人类逐渐取得了在大气层内活动的自由，也增强了飞出大气层的信心。
到了50年代中期，在火箭、电子、自动控制等科学技术有了显着进展的基础上，第一颗人造地球卫星发射成功，开创了人类航天新纪元，广阔无垠的宇宙空间开始成为人类活动的新疆域。
航空航天事业的发展是20世纪科学技术飞跃进步，社会生产突飞猛进的结果。
航空航天的成果集中了科学技术的众多新成就。
迄今为止的航空航天活动，虽然还只是人类离开地球这个摇篮的最初几步，但它的作用已远远超出科学技术领域，对政治、经济、军事以至人类社会生活都产生了广泛而深远的影响。
人类活动范围的飞跃人类为了扩大社会生产活动，必然要不断开拓新的天地。
人类活动范围，经历了从陆地到海洋，从海洋到大气层，从大气层到宇宙空间的逐渐扩展的过程。
人类活动范围的每一次飞跃，都大大增强了认识和改造自然的能力，促进了生产力的发展和社会的进步。
人类为了实现腾空飞行的理想，曾经历了一段艰难曲折的道路。
中国西汉时期的飞人试验、中世纪欧洲人的跳塔扑翼飞行和其他先驱者的勇敢尝试屡遭失败，使人们认识到简单模仿动物，特别是鸟类飞行的做法并不能使人升空。
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中国航天单位完成首次高超声速风洞颤振试验
近日，由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。
这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。
此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。
高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响，其气动弹性问题比较复杂，国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究，研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。
由于高超声速条件下，试验模型受到气动加热、高动压气流的综合影响，试验装备设计要求较高，我国一直没有开展过此类试验。
十一院相关研究人员经过多年的研究，连续攻克了“高超声速试验模型设计”、“风洞启动动压对模型产生破坏性冲击”、“试验模型固定和激励”、“试验装置阻塞度要求”等多项技术难点，并提出了相应的解决方案，申请了多项技术专利。
高超声速风洞颤振试验技术的开发成功，对于我国高速飞行
器的气动弹性性能预测、特种试验技术发展以及新型高速飞行器的设计和研究，都具有重要的意义。
（侯英昱）。