作者：李强,江涛,陈苏宇,常雨,赵磊,张扣立 单位：中国航空学会;北京航空航天大学 出版：《航空学报》2019年第08期 页数：12页  （PDF与DOC格式可能不同） PDF编号：PDFHKXB2019080050 DOC编号：DOCHKXB2019080059 下载格式：PDF + Word/doc 文字可复制、可编辑
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    • 高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中，迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备，是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验，需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化，发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05mm的半锥角7&#176；尖锥模型，在中国空气动力研究与发展中心2m激波风洞(FD-14A)马赫数10、单位雷诺数1.2&#215；107/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量，获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像，不同测量技术获取的试验结果可相互印证，线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。

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