高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究
| Data(s) |
15/06/2008
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|---|---|
| Resumo |
以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强. |
| Identificador | |
| Idioma(s) |
中文 |
| Fonte |
实验流体力学.2008,22(2): 10-14 |
| Palavras-Chave | #超燃冲压发动机 #气动加热 #风洞实验 #热流分布 |
| Tipo |
期刊论文 |
