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文檔簡介
1、本文主要通過風洞實驗和數(shù)值仿真的方法研究了二元進氣道前體的邊界層轉捩,并提出和開展了一種基于壓力擾動的邊界層轉捩氣動控制方法研究。
首先開展了二元進氣道前體在Ma3.0下的邊界層轉捩風洞實驗和仿真研究。研究結果表明:由動態(tài)壓力傳感器測得的動態(tài)壓力值獲得的RMSE值沿流向上隨著邊界層變化而變化,通過該測量方法可以基本判定出邊界層轉捩的位置;邊界層轉捩位置隨著攻角增大而后移;在風洞來流條件下,對5°斜板進行三維仿真研究,仿真結果與
2、實驗結果具有較高的吻合度。
其次,研究了二元進氣道前體的幾何參數(shù)、來流參數(shù)等對邊界層轉捩的影響規(guī)律,研究結果表明:來流湍流度增大,轉捩位置提前;轉捩前第二道斜激波角度越大,波后轉捩位置越靠近激波位置;激波位置向前移動,轉捩位置也會隨之前移,但兩者距離增大;當前緣半徑增大時,轉捩位置先基本不變然后延遲;三維仿真得到的轉捩位置較為二維轉捩位置靠后,同時靠近邊緣處轉捩位置較為靠后。
最后,提出一種基于壓力擾動的二元前體邊界
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