吸气式高超声速飞行器气动热试验研究-中国学术期刊网络出版总库

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吸气式高超声速飞行器气动热试验研究

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【英文篇名】	Aeroheating Experiment for Airbreathing Hypersonic Vehicle
【下载频次】	★★★★★
【作者】	徐大军; 蔡国飙; 乐川;
【英文作者】	XU Da-jun; GAI Guo-biao; YUE Chan(School of Astronauics; Beijing University of Aeronautics and Astronautics; Beijing 100083; China);
【作者单位】	北京航空航天大学宇航学院; 北京航空航天大学宇航学院北京;
【文献出处】	宇航学报 , Journal of Astronautics, 编辑部邮箱 2006年 05期期刊荣誉：中文核心期刊要目总览 ASPT来源刊 CJFD收录刊
【中文关键词】	高超声速飞行器; 乘波体; 热流率; 风洞试验;
【英文关键词】	Hypersonic vehicle; Waverider; Heat flux; Wind tunnel test;
【摘要】	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。
【英文摘要】	To obtain aeroheating environment data of airbreathing hypersonic vehicle,aeroheating experiment had been conducted in shock wave wind tunnel.The test was carried at Mach number 6.12 and unit Reynolds number Re/L=1.37×10~7(1/m) with a 1/4 sub-scale model.The heat flux distribution at nose lead edge,nose upper/lower edge,airframe upper/lower centerline,body section outline,wing/fin lead edge were obtained.Results showed nose lead edge,airframe lower surface,inlet lip lead edge and wing/fine suffered rigorous...
【更新日期】	2006-10-31
【分类号】	V416
【正文快照】	0引言热防护技术是吸气式高超声速飞行器的关键技术之一,是实现超燃冲压发动机及其组合推进系统为动力的高超声速飞行必须面对和解决的问题[1]。美国NASA在先进航天运输计划中特别地将吸气式高超声速飞行器气动热与热防护作为重要的研究子项目提出[2]。解决热防护技术难题的前?

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