吸气式高超声速飞行器气动热试验研究
更新时间：2019-05-21
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关键词：高超声速飞行器 乘波体 热流率 风洞试验
作者简介：徐大军(1977-),男,博士研究生,航空宇航推进专业,研究方向为高超声速飞行器总体方案与试验研究,一体化设计与多学科设计优化.通信地址:北京航空航天大学宇航学院403教研室(100083) 电话:(010)82314338 E-mail:ericbuaa@gmail.com
作者单位：徐大军（北京航空航天大学宇航学院,北京,100083）
内容提要：为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。
期刊名：宇航学报
期号：第5期
年份：2006
页数：1004-1010
