X51A进气道风洞试验转捩模拟.pdf
为了改善γ-Reθt转捩/湍流模式对高超声速进气道转捩流动的计算能力,修改了转捩动量厚度雷诺数的关联式.针对在美国Purdue大学开展的20％缩比X-51A进气道模型的风洞试验,分别开展了静音模式和噪声模式下风洞转捩的计算.计算的转捩区域与试验吻合.静音模式下进气道上没有发生转捩,噪声模式下在进气道上发生了转捩.噪声模式下修改后的γ-Reθt模型推迟了计算的转捩区域结束位置,与风洞试验比较吻合.比较了两种关联式对转捩区域的影响,研究了转捩对X-51A进气道性能的影响.
作者：赵慧勇倪鸿礼易淼荣
作者单位：中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000
母体文献：第十七届全国激波与激波管学术会议论文集
会议名称：第十七届全国激波与激波管学术会议
会议时间：2016年7月1日
会议地点：成都
主办单位：中国力学学会
语种：chi
分类号：TP3V21
关键词：飞行器 进气道 层流 湍流 转捩流动 风洞试验
在线出版日期：2017年12月8日
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