Представлены результаты экспериментального исследования ламинарно-турбулентного перехода при гиперзвуковом обтекании конусов с различными радиусами затупления под нулевым углом атаки при числе Маха набегающего потока M_∞ = 6 в диапазоне значений единичного числа Рейнольдса Re_(∞,1) = 5,79·10~6÷5,66·10~7 м~(-1). Изучены режи мы обтекания, при которых возможно возникновение реверса ламинарно-турбулентного перехода (уменьшение длины ламинарного участка с увеличением радиуса затупления). С помощью люминесцентных покрытий получены распределения теплового потока по поверхности модели. С использованием полей теплового потока проведен анализ ли ний начала перехода в, пограничном слое. Определено критическое число Рейнольдса Re_(∞,R) ≈ 1,3 ·10~5, начиная с которого ламинарно-турбулентный переход существенно за висит от неконтролируемых возмущений, таких как шероховатость носка модели. При этом в закритических режимах в большинстве случаев линия начала перехода сдвига ется к носку модели (реверс перехода). Проведено сравнение полученных результатов с известными результатами экспериментов.
展开▼
机译：本文介绍了在入射流Mach数M_∞= 6时，在单位雷诺数Re_（∞，1）= 5.79 10〜6÷的取值范围内，高超声速绕零钝角的锥周围的高超音速流的层流湍流过渡的实验研究结果。 5.66 x 10〜7 m〜（-1）。研究了流态，其中可能发生层流湍流过渡的逆转（层流截面长度的减少，钝度半径的增加）。借助发光涂层，可以获得模型表面上的热通量分布。使用热通量场分析了边界层中过渡开始的线。确定了临界雷诺数Re_（∞，R）≈1.3·10〜5，由此开始，层流湍流转变显着取决于不受控制的扰动，例如模型鼻子的粗糙度。在这种情况下，在超临界状态下，大多数情况下，过渡开始的线移到模型的尖端（过渡的反向）。将获得的结果与已知的实验结果进行比较。
展开▼
