摘要 : 为了获得更高的升阻比,真实飞行条件下的飞行器一般是带有攻角飞行,攻角变化会导致飞行器表面压力梯度的变化,进而对飞行器的边界层转捩产生重要影响.本文针对HyTRV高超声速飞行器升力体构型的模型,在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器(PCB)和... 展开 为了获得更高的升阻比,真实飞行条件下的飞行器一般是带有攻角飞行,攻角变化会导致飞行器表面压力梯度的变化,进而对飞行器的边界层转捩产生重要影响.本文针对HyTRV高超声速飞行器升力体构型的模型,在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器(PCB)和高速红外相机对不同攻角下的HyTRV模型边界层进行了实验测量,分析了HyTRV的腹部流向涡区、腰部横流区和肩部流向涡区的不稳定性特征.实验结果表明,腹部流向涡区的转捩位置随着攻角增加而变化不大,主要是因为随着攻角的增加该处的转捩机理发生了改变;HyTRV模型背风面处原本独立的转捩区在攻角增加的情况下发生了移动、融合扩张,导致腰部横流区和肩部流向涡区转捩的主导模态随着攻角的增加发生了改变,腰部横流区的主导模态由横流的二次失稳模态变为第二模态,肩部流向涡区的主导模态由流向涡模态变为横流的二次失稳模态. 收起