高超聲速尖錐邊界層流動穩(wěn)定性的子波分析與互雙譜分析.pdf

1、高超聲速邊界層的不穩(wěn)定性和轉捩是航空航天的關鍵基礎問題之一。高超聲速邊界層從層流轉捩成為湍流，可以使航天器壁面摩擦阻力和壁面熱流大幅度增加，從而對航天器的姿態(tài)控制、燃料消耗、結構設計和熱防護產(chǎn)生重要影響。本文在自由來流馬赫數(shù)6的高超聲速風洞中對半錐角5°的尖錐高超聲速邊界層穩(wěn)定性和轉捩進行了實驗研究，在尖錐表面沿母線安裝了28個鉑膜熱電阻溫度傳感器，測量壁面瞬時脈動熱流通量沿尖錐一條母線軸向的分布。
　　 本文提出了一種基于子波

2、變換的研究高超聲速邊界層穩(wěn)定性和轉捩的新方法。對測量得到的壁面瞬時脈動熱流信號進行多尺度連續(xù)子波變換，對信號進行子波譜、雙譜和互雙譜綜合分析，并且利用條件采樣和相位平均的方法分析了信號中第一、第二模態(tài)不穩(wěn)定擾動沿流向的發(fā)展。
　　 本文對瞬時脈動熱流信號進行連續(xù)子波變換，發(fā)現(xiàn)子波系數(shù)的一些局部極大值的尺度范圍是200KHz到300KHz，對應了第二模態(tài)擾動。第二模態(tài)擾動沿流向不斷發(fā)展，在測點X=480mm處轉捩達到峰值。條件采樣

3、方法利用子波系數(shù)為指標，從信號中提取不穩(wěn)定擾動信號。利用相位平均技術得到第二模態(tài)不穩(wěn)定擾動的整體波形，擾動的幅值先增長后下降且波形發(fā)生變化，從不對稱變得對稱。
　　 本文對瞬時脈動熱流信號進行子波雙譜分析，發(fā)現(xiàn)流動初期第一、第二模態(tài)擾動在邊界層的演化中同時起作用，隨著流向位置的增加，第二模態(tài)擾動的增長率超過低頻模態(tài)。在測點X=480mm處非常清楚地識別到第一模態(tài)與第二模態(tài)的頻帶范圍。對信號進行互雙譜分析，發(fā)現(xiàn)不同頻率的第二模態(tài)擾