高超声速飞行器测热试验研究
| Data(s) |
15/03/2004
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| Resumo |
在JF-8脉冲风洞中,来流马赫数Ma＝8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量.模型攻角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°.试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布.机头部分最大热流率与由Fay-Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的. |
| Identificador | |
| Idioma(s) |
中文 |
| Fonte |
流体力学实验与测量.2004,18(1):29-32+37 |
| Palavras-Chave | #高超声速飞行器 #热流率 #风洞试验 |
| Tipo |
期刊论文 |
