科研之友
微信
新浪微博
Facebook
分享链接
摘要
与安装在风洞侧壁的空腔模型相比，位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而，核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题，严重影响了试验结果的准确性。以C201空腔模型为研究对象，通过更换不同形状的模型前缘，综合采用边界层测量、脉动压力测量和表面荧光油流等试验方法，系统评估了亚、超声速下前缘形状对空腔风洞试验的影响。试验结果表明：亚声速条件下，椭圆形前缘有助于消除前缘流动分离，获得与计算结果相一致的入口边界层厚度和腔内声压级分布；超声速条件下，小角度尖劈前缘有利于避免形成脱体激波。研究结果可为空腔模型外形设计提供指导，避免前缘流动分离和脱体激波对空腔流动试验带来的不利影响。
-
单位西北工业大学; 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
