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印开展高超声速飞行器风洞试验
1
作者 于蓝 《太空探索》 2014年第7期48-48,共1页
印度正在研究一种能够发射巡航导弹的高超声速飞行器。印度科学研究院将牵头开展相关模拟仿真工作，并在一座新建的高超声速风洞内开展相关风洞试验。据该风洞负责人透露，项目由印度国防研究与发展实验室（DRDL）资助。
关键词 高超声速飞行器 风洞试验 科学研究院 研究与发展 巡航导弹 模拟仿真 印度 负责人
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吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展 被引量：3
2
作者 许晓斌 舒海峰 +2 位作者 谢飞 王雄 郭雷涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期29-40,共12页
机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气... 机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。 展开更多
关键词 高超声速风洞 机体/推进一体化 吸气式飞行器 气动力测量 风洞试验
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超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验 被引量：5
3
作者 宋威 鲁伟 蒋增辉 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期45-50,70,共7页
采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞... 采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η0分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。 展开更多
关键词 超声速飞行器 头罩分离 风洞投放模型试验 高动压 自由飞行
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吸气式高超声速飞行器气动热试验研究 被引量：10
4
作者 徐大军 蔡国飙 乐川 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期1004-1009,1095,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 乘波体 热流率 风洞试验
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火星盘缝带伞超声速风洞试验结果分析 被引量：5
5
作者 黄明星 王文强 +1 位作者 李健 王立武 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1178-1186,共9页
为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性,在FD-12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验,并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明,在Ma 1.50到Ma 2.50来流条件下,盘缝带伞... 为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性,在FD-12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验,并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明,在Ma 1.50到Ma 2.50来流条件下,盘缝带伞的阻力系数随着马赫数的增大先增加后减小,在Ma 1.75时达到最大,为0.60,而最大摆动角则是先减小后增大,在Ma 2.00时摆动角最小,为7.4°,传感器的安装对降落伞风洞试验结果影响很小。通过柔性传感器的标定和误差分析,获取了伞绳载荷数据,结果显示不同伞绳所受拉力的比值可达到1.98。且传感器数据与风洞天平的测量降落伞总载荷结果吻合,进一步验证了柔性传感器结果的正确性。 展开更多
关键词 盘缝带伞 超声速 风洞试验 柔性传感器 阻力系数
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超声速颤振风洞试验技术研究 被引量：5
6
作者 闫昱 余立 +1 位作者 吕彬彬 罗建国 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第6期76-80,共5页
颤振试验中,为避免暂冲式超声速风洞起动/关车过程中的冲击载荷损坏复合材料模型,依托FL-23风洞研制了一套超声速颤振投放系统。该系统的主要功能是在超声速流场建立后能够快速将模型投入流场,并在试验完成或模型振动临近发散时将模型... 颤振试验中,为避免暂冲式超声速风洞起动/关车过程中的冲击载荷损坏复合材料模型,依托FL-23风洞研制了一套超声速颤振投放系统。该系统的主要功能是在超声速流场建立后能够快速将模型投入流场,并在试验完成或模型振动临近发散时将模型收回。试验结果表明,该投放系统能够有效防止风洞起动/关车冲击载荷损坏模型,放宽了对超声速颤振试验模型强度的限制;亚临界预测的颤振临界速压与风洞试验直吹颤振结果一致;初步建立了工程实用的超声速颤振试验平台。 展开更多
关键词 超声速 气动弹性 颤振 风洞试验 投放系统
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栅格翼大缩比模型超声速风洞试验方法研究 被引量：2
7
作者 魏忠武 秦永明 +2 位作者 杨学军 张江 欧平 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期392-398,共7页
栅格翼大缩比模型在进行超声速风洞试验时,由于缩比模型的格栅厚度较小、格栅间距较小等问题使得模型加工困难,同时模型结构强度难以满足超声速风洞试验要求,风洞试验中无法真实模拟栅格翼模型的气动特性和飞行器的静稳定特性。针对该问... 栅格翼大缩比模型在进行超声速风洞试验时,由于缩比模型的格栅厚度较小、格栅间距较小等问题使得模型加工困难,同时模型结构强度难以满足超声速风洞试验要求,风洞试验中无法真实模拟栅格翼模型的气动特性和飞行器的静稳定特性。针对该问题,基于超声速线化理论对栅格翼提出等效模拟方法。等效模拟方法是设计栅格翼的等效模型,该等效模型与原栅格翼模型气动特性相同。等效模拟方法处理方式为在保持栅格翼外轮廓尺寸及栅格四边之间几何角度不变情况下,按比例系数k减少栅格数,栅格间距增加k倍;保证栅格翼的格宽比不变,将栅格翼弦长增加k倍;保证栅格翼的相对厚度不变,栅格翼筋板厚度增加k倍;等效模型和实际模型纵向压心位置需保持不变。以等效模型和实际模型进行了超声速风洞对比试验,试验结果表明:等效模型和实际模型升力一致,阻力大致相同;飞行器等效模型的静稳定特性和实际模型的静稳定特性相同;栅格翼阻力对飞行器质心所产生的俯仰力矩较升力对飞行器质心所产生的俯仰力矩是小量,栅格翼等效模型在阻力上的微小差异对飞行器的静稳定性影响不大。等效模拟方法可以较好地模拟栅格翼的气动特性和飞行器的静稳定特性,同时解决了大比例缩比所遇到的加工问题和结构强度问题。 展开更多
关键词 栅格翼 等效模拟 大缩比模型 超声速流动 风洞试验
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超声速飞行器油箱全方程控制模拟气动加热试验研究 被引量：2
8
作者 林立军 汪颖 +1 位作者 李春祥 陈晓辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期1623-1629,共7页
超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经... 超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经参数测量获得了油箱供油特性,结果表明全方程控制加热试验技术准确模拟真实油箱气动加热状态,为油箱供油系统设计及性能分析提供试验验证方法,测量得到的油箱内燃油温度为277℃,供油温度为126℃,满足冲压发动机不能高于150°C的要求。 展开更多
关键词 超声速飞行器 气动加热 全方程控制 油箱 传热试验
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TJ-1 型超声速取样器的气动设计与风洞试验 被引量：1
9
作者 杨吉纯 李伟亮 《流体力学实验与测量》 CSCD 1998年第1期68-73,共6页
设计了ＴＪ－１型箭载超声速取样器。给出了ＴＪ－１型取样器模型风洞试验结果，结果表明，该取样器气动性能良好，能够满足等动力学取样的要求。
关键词 超声速取样器 扩压器 总压恢复系数 风洞试验
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超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证 被引量：2
10
作者 陈广强 刘吴月 +3 位作者 豆修鑫 周伟江 杨云军 豆国辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期561-570,共10页
针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解... 针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 展开更多
关键词 超声速飞行器风洞试验 嵌入式大气数据传感系统 神经网络 计算流体力学 数字信号处理
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类X-43A高超声速飞行器机体/推进一体化气动设计分析和地面试验问题评述 被引量：1
11
作者 梁捷 秦开宇 陈力 《载人航天》 CSCD 北大核心 2021年第4期412-421,共10页
吸气式推进能够为高超声速飞行提供显著效益,并能极大地改进其飞行性能。对于在大气层中做持续巡航飞行的全球到达高超声速飞行器,吸气式发动机是其重要的组成部分。将高超声速推进发动机与机体完全结合成一体可大幅改善飞行器性能,但... 吸气式推进能够为高超声速飞行提供显著效益,并能极大地改进其飞行性能。对于在大气层中做持续巡航飞行的全球到达高超声速飞行器,吸气式发动机是其重要的组成部分。将高超声速推进发动机与机体完全结合成一体可大幅改善飞行器性能,但这种一体化气动布局构型对高超声速飞行器设计是重大挑战。传统地面风洞试验、理论分析、计算和飞行试验等飞行系统开发工具都存在局限性。基于此,为提供一种可靠设计方法,从吸气式高超声速飞行器设计、机体/发动机一体化系统与机体气动力干扰、吸气式高超声速飞行器试验要求与地面设备能力及增量方法论等方面对国内外吸气式高超声速飞行器研制进行分析评述,以期为吸气式高超声速飞行器的具体工程实施提供技术参考。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 机体/推进一体化 气动布局 地面风洞试验 增量方法论
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超声速进气道出口封闭的非定常流动特性研究
12
作者 温玉芬 张炜群 郝思思 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第3期772-783,共12页
冲压发动机转级过程中可能会出现进气道入口通流、出口封闭的盲腔流动现象,使得进气道发生大幅气流振荡,飞行器面临姿态失稳和结构破坏的风险。针对进气道的气流振荡问题,对一种超声速双侧布局进气道在出口封闭状态下的非定常流动特性... 冲压发动机转级过程中可能会出现进气道入口通流、出口封闭的盲腔流动现象,使得进气道发生大幅气流振荡,飞行器面临姿态失稳和结构破坏的风险。针对进气道的气流振荡问题,对一种超声速双侧布局进气道在出口封闭状态下的非定常流动特性开展风洞试验和数值仿真研究,获得了模型尺寸、来流马赫数及边界层吸除对进气道压强振荡特性的影响。结果表明:出口封闭时,进气道发生周期性的流动振荡现象,气流振荡频率与来流声速成正比,与进气道长度成反比,压强振荡峰值与来流总压接近,且随着来流马赫数的增大显著上升。采用的数值仿真方法较好地模拟了进气道出口封闭状态下的非定常流动,数值仿真结果与风洞试验结果吻合良好。非定常仿真结果进一步表明:在气流振荡过程中,进气道内收缩段的边界层吸除槽可以起到泄压作用,使得进气道头部斜激波系在回退过程中达到封口状态,捕获的流量系数较无边界层吸除槽时明显增大,从而导致了进气道压强振荡峰值上升49.47%,频率下降21.78%。 展开更多
关键词 超声速进气道 振荡压强 边界层吸除 非定常 风洞试验
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高超声速飞行器动力系统研究进展 被引量：64
13
作者 王振国 梁剑寒 +3 位作者 丁猛 范晓樯 吴继平 林志勇 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期716-739,共24页
简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列... 简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训,指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 爆震发动机 组合循环发动机 超声速燃烧 爆震燃烧
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跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究 被引量：10
14
作者 赵忠良 任斌 +1 位作者 黄叙辉 余立 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期52-55,共4页
介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测... 介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果。 展开更多
关键词 飞行器 动导数 风洞试验技术 大攻角 超声速
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高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术 被引量：19
15
作者 马洪强 高贺 毕志献 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期83-88,共6页
摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要。简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术... 摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要。简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术研究院自行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍,并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一。文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果,并对结果进行了讨论。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 摩擦阻力 直接测量技术 摩阻天平 风洞试验
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进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究 被引量：12
16
作者 张红英 孙姝 +1 位作者 程克明 伍贻兆 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1488-1493,共6页
对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1... 对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 机体/推进系统一体化 进气道 内流道 起动/不起动 风洞试验
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带落角约束的超声速飞行器制导控制一体化设计 被引量：7
17
作者 王建华 刘鲁华 +1 位作者 赵暾 汤国建 《电机与控制学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第2期76-86,共11页
针对超声速飞行器末飞行段攻击地面移动目标问题,提出一种带落角约束的制导控制一体化设计方法。联立目标-飞行器三维相对运动方程和飞行器控制系统非线性模型,基于不确定项有界假设建立具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型,将制... 针对超声速飞行器末飞行段攻击地面移动目标问题,提出一种带落角约束的制导控制一体化设计方法。联立目标-飞行器三维相对运动方程和飞行器控制系统非线性模型,基于不确定项有界假设建立具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型,将制导控制一体化设计问题转化为高阶非线性时变系统输出调节问题。构建视线角速率动态面向量并利用高频率反馈鲁棒控制方法得到控制系统的虚拟控制量,进而利用块动态面控制方法得到带落角约束的一体化制导控制律。以动态面和滤波误差为基础构建李雅普诺夫函数并证明各动态面和滤波误差的一致有界性。仿真结果表明,该一体化方法能保证飞行器以期望落角精确命中地面移动目标,且飞行器全部状态变量均有界稳定。 展开更多
关键词 制导控制一体化 块动态面控制 输出调节 落角约束 超声速飞行器
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升力体高超声速飞行器横向气动特性研究 被引量：8
18
作者 高清 李建华 李潜 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期43-48,共6页
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风... 升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。 展开更多
关键词 升力体高超声速飞行器 横向稳定性 非对称转捩 风洞试验 多尺度
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高超飞行器进气道/内流道流动特性试验 被引量：3
19
作者 王成鹏 张红英 +2 位作者 孙姝 王江峰 程克明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第10期1704-1709,共6页
用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明：在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6～7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力... 用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明：在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6～7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 吸气式高超声速飞行器 高超进气道 内流道 起动 风洞试验
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高超声速飞行器内流道流态及其对全机气动力影响的实验研究 被引量：3
20
作者 张红英 程克明 伍贻兆 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第2期193-198,共6页
对吸气式高超声速飞行器而言,内流道的流态对推进系统乃至飞行器的工作特性有重要影响。本文用风洞实验的方法研究了升力体(类X-43)、二元进气道和轴对称进气道三种构型在不同来流、内部几何和燃烧室反压条件下的内流道工作情况,着重分... 对吸气式高超声速飞行器而言,内流道的流态对推进系统乃至飞行器的工作特性有重要影响。本文用风洞实验的方法研究了升力体(类X-43)、二元进气道和轴对称进气道三种构型在不同来流、内部几何和燃烧室反压条件下的内流道工作情况,着重分析了起动/不起动状态对内流道流动特征及全机气动力的影响,提出并发展了通过在燃烧室内喷射高压气流的内流道反压模拟技术,并运用这一技术成功实现了内流道由起动向不起动、由不起动向起动/再起动的切换。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 进气道 内流道 起动 风洞试验
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