锥柱段斜率及边界层人工转捩对旋成体压力脉动环境的影响研究

Pressure fluctuations always come along with turbulence. The wall pressure of the carrier rocket and missile fluctuates dramatically at transonic Mach number. This problem has attracted wide attention in spacecraft design. By means of the wind tunnel experiment, using the body of revolution model with different slope of cone column segment, and research on the fluctuation environmental of the model. The boundary layer flow in the shoulder of a cone-cylinder subjected to the perturbation of discrete rough elements is measured precisely by infrared thermography, and to determine the influence of the slope of the cone-column section on the fluctuating pressure environment of the body of revolution and the rough element scale boundary which affects the unsteady shoulder flow of a rotating body, to study the effects of the slope of cone-column section and the artificial transition of boundary layer on the pressure fluctuation environment of counter-rotating bodies. Systematically studied the coupling effects of inflow conditions, slope of cone-column section, shape parameters of rough elements and location of rough elements on the fluctuating pressure environment of the rotating body. The purpose of this research is to study the influence of the slope of cone-column segment on the fluctuating pressure environment of the spinning body and the control mechanism of the artificial transition method of the boundary layer on the fluctuating pressure unsteady environment of the spinning body. It provides the necessary basis for the boundary layer control technology to construct the predictable fluctuating pressure unsteady aerodynamic environment of the serial spinning body aircraft with different slope cone-column segments.

脉动压力是湍流固有的流动现象。运载火箭或战略导弹在主动段跨声速飞行时，表现出强烈的压力脉动效应。由于旋成体跨声速脉动压力的影响导致结构破坏而坠毁事件的发生，使航天飞行器设计中的脉动压力问题引起广泛重视和研究。本项目采用风洞实验的方法，针对不同斜率的旋成体模型锥柱段肩部脉动压力环境进行研究，结合红外热像法精细测量离散型粗糙元扰动下的旋成体肩部的边界层流动状态，确定锥柱段斜率对旋成体脉动压力环境的影响程度，和影响旋成体肩部压力脉动的粗糙元尺度边界，研究锥柱段斜率及边界层人工转捩对旋成体压力脉动环境的影响，系统研究来流条件、锥柱段斜率、粗糙元外形参数及布置位置等因素对旋成体脉动压力环境的耦合作用规律。本项目旨在研究模型锥柱段斜率对旋成体脉动压力环境的影响，和边界层人工转捩方法对旋成体脉动压力环境的控制机理，为构建锥柱段不同斜率旋成体系列化飞行器的可预测非定常气动环境的边界层控制技术提供必要依据。

飞行器绕流的非定常特性会导致飞行器表面局部区域产生较大的压力脉动，并产生严重的噪声环境，严重影响飞行器性能、操稳特性及结构强度。三维边界层流动转捩是一个非常复杂的过程，与许多因素有关，横流不稳定性是促发三维边界层转捩的主要因素，边界层流动失稳存在定常横流扰动模态和非定常横流扰动模态，三维边界层失稳产生的横流涡有可能由飞行器流动的顺压梯度区域进入逆压梯度区域。为了探索飞行器表面压力脉动与旋成体锥段斜率之间的等效代换关系以及激波边界层流动与固定转捩主动控制技术之间的作用机制，本项目采用风洞实验与数值模拟相结合的方法，获得了一种适用于“锥-锥-柱”及“锥-柱-锥”结构的等效关系，并且发展出了一种飞行器（后掠机翼）的固定转捩控制流动分离的方法。主要研究包括：（1）不同构型及锥柱段斜率的旋成体模型的压力脉动流场的特性研究；（2）离散型粗糙元技术的开发以及固定转捩实验技术在不同飞行器表面的结构形式；（3）边界层转捩与固定转捩技术在飞行器表面上的作用机制。取得的重要结果有：1）精确测量了变截面旋成体模型表面脉动压力特性，获得了锥段斜率比与膨胀区肩部压力脉动的发展规律，阐释了锥段斜率对旋成体柱段的脉动压力分布的诱导机制。2）开展了粗糙带尺寸及位置对旋成体柱段脉动压力的影响研究，揭示了粗糙带高度以及粗糙带距离旋成体柱段膨胀区肩部的距离与激波流动强度的影响规律。3）获得了飞行器三维模型的表面边界层的横流波的演化规律，揭示了来流参数及后掠角对后掠机翼三维边界层横流转捩的影响规律，明确了不同来流条件下三维边界层转捩的主导因素。.依托本项目，发表学术论文4篇，申请并受理发明专利1项。相关技术成果为建立基于表面粗糙度优化的新型边界层转捩制技术提供了重要参考。