题目：飞行器层流控制数值模拟和实验方案设计

本论文主要进行了层流控制技术的研究。在研究流动稳定性和转捩预测方法基础理论的前提下，比较分析了几种适合航空工程应用的层流控制方案；采用流场数值模拟的方法，研究了F-16战斗机垂直尾翼和机头部分进行层流控制的效果；针对机翼表面，采取不同的措施来抑制各种不稳定因素，进行了超音速混合层流控制的实验方案设计。层流控制效果的流场数值模拟条件为11km高空，马赫数为1.6。计算该条件下实现不同层流区域的影响，通过对比分析无层流、40%层流区域和60%层流区域三种情况下的流场和温度场，研究垂尾和机头的气动性能、气动加热和红外辐射的变化。结果表明随着层流区域的增加，垂尾所受阻力逐渐减小，特别是摩擦阻力有很大程度的减小；垂尾表面的低温区随层流区域的增加逐渐扩大，表明层流控制能够很好地抑制气动加热；同时，将层流控制技术和单纯内部冷却相结合，研究了组合冷却措施对气动加热的影响，表明层流控制对壁面冷却具有强化作用，抑制气动加热的效果更加显著；层流控制还可以起到降低红外辐射的作用。超音速混合层流控制的实验方案设计，首先针对机翼的各种不稳定因素，进行了混合层流控制实验模型的翼型设计，从前缘到尾缘分别采取不同的措施来抑制附着线不稳定、横流不稳定和T-S不稳定；转捩位置的测量采用热电偶温度测量系统，该系统将T型热电偶和ADAM4018相结合，用VB编程实现软件采集；吸气系统包括真空泵、流量计、稳定箱和压力传感器等，吸气量的大小由来流速度、压力和吸气孔的总面积来确定。