航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
11期
2932-2938
,共7页
赵忠良%杨晓娟%蒋卫民%陈建中%王俊兰
趙忠良%楊曉娟%蔣衛民%陳建中%王俊蘭
조충량%양효연%장위민%진건중%왕준란
高超声速飞行器%轴对称进气道%升力体%通流模拟%风洞试验%脉动压力测量%气动特性
高超聲速飛行器%軸對稱進氣道%升力體%通流模擬%風洞試驗%脈動壓力測量%氣動特性
고초성속비행기%축대칭진기도%승력체%통류모의%풍동시험%맥동압력측량%기동특성
hypersonic vehicle%axisymmetric inlet%lifting-body%through-flow simulation%wind tunnel tests%fluctuating pressure measurement%aerodynamic characteristics
综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法.选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响.研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据.相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴.
綜閤運用風洞測力、測壓和脈動壓力測量與分析技術,給齣瞭一種高超聲速飛行器通流縮比模型風洞驗證試驗方法.選取軸對稱佈跼和升力體外形模型,通過風洞驗證試驗,研究瞭不同進氣道喉道高度條件下模型通流狀況與氣動特性,以及在給定進氣道喉道高度條件下改變雷諾數對模型氣動特性的影響.研究結果錶明:該驗證試驗可有效實現風洞模擬進氣道不同工況通流條件,達到研究模型氣動特性和優化進氣道設計的目的;對于升力體佈跼外形,雷諾數的變化對模型的通流特性影響很小,可為模擬實際飛行條件提供一定依據.相關的數據處理與分析方法,可作為開展此類模型風洞試驗的藉鑒.
종합운용풍동측력、측압화맥동압력측량여분석기술,급출료일충고초성속비행기통류축비모형풍동험증시험방법.선취축대칭포국화승력체외형모형,통과풍동험증시험,연구료불동진기도후도고도조건하모형통류상황여기동특성,이급재급정진기도후도고도조건하개변뢰낙수대모형기동특성적영향.연구결과표명:해험증시험가유효실현풍동모의진기도불동공황통류조건,체도연구모형기동특성화우화진기도설계적목적;대우승력체포국외형,뢰낙수적변화대모형적통류특성영향흔소,가위모의실제비행조건제공일정의거.상관적수거처리여분석방법,가작위개전차류모형풍동시험적차감.
