空气动力学学报
空氣動力學學報
공기동역학학보
ACTA AERODYNAMICA SINICA
2005年
3期
294-298
,共5页
刘洪山%徐翔%孔荣宗%吕治国%刘伟雄
劉洪山%徐翔%孔榮宗%呂治國%劉偉雄
류홍산%서상%공영종%려치국%류위웅
激波风洞%侧向喷流%气动力%压力分布%干扰效应%纹影
激波風洞%側嚮噴流%氣動力%壓力分佈%榦擾效應%紋影
격파풍동%측향분류%기동력%압력분포%간우효응%문영
为研究高速飞行器在高超声速来流条件下侧向喷流干扰效应,在CARDC-φ2m激波风洞上采用"先内流,后外流"的总体技术方案,完成了双锥模型在M6～M10,模拟高度20km～40km,有侧向喷流条件下的测压、测力试验研究,并采用高速流场显示方法进行了流场纹影照相.喷流模拟装置为路德维希管,冷喷流采用氮气,热喷流采用氢氧燃烧的高温气体,喷流有效时间不少于50ms.试验气流为激波风洞产生的高超声速氮气流,有效试验时间为4ms～20ms.试验研究获得了模型攻角在-10°～10°之间,不同的马赫数、高度和侧向喷流状态下的相关试验结果.本文给出了试验数据曲线和流场纹影照片,并对结果进行了初步分析和讨论.
為研究高速飛行器在高超聲速來流條件下側嚮噴流榦擾效應,在CARDC-φ2m激波風洞上採用"先內流,後外流"的總體技術方案,完成瞭雙錐模型在M6～M10,模擬高度20km～40km,有側嚮噴流條件下的測壓、測力試驗研究,併採用高速流場顯示方法進行瞭流場紋影照相.噴流模擬裝置為路德維希管,冷噴流採用氮氣,熱噴流採用氫氧燃燒的高溫氣體,噴流有效時間不少于50ms.試驗氣流為激波風洞產生的高超聲速氮氣流,有效試驗時間為4ms～20ms.試驗研究穫得瞭模型攻角在-10°～10°之間,不同的馬赫數、高度和側嚮噴流狀態下的相關試驗結果.本文給齣瞭試驗數據麯線和流場紋影照片,併對結果進行瞭初步分析和討論.
위연구고속비행기재고초성속래류조건하측향분류간우효응,재CARDC-φ2m격파풍동상채용"선내류,후외류"적총체기술방안,완성료쌍추모형재M6～M10,모의고도20km～40km,유측향분류조건하적측압、측력시험연구,병채용고속류장현시방법진행료류장문영조상.분류모의장치위로덕유희관,랭분류채용담기,열분류채용경양연소적고온기체,분류유효시간불소우50ms.시험기류위격파풍동산생적고초성속담기류,유효시험시간위4ms～20ms.시험연구획득료모형공각재-10°～10°지간,불동적마혁수、고도화측향분류상태하적상관시험결과.본문급출료시험수거곡선화류장문영조편,병대결과진행료초보분석화토론.
