| 吸气式高超声速飞行器气动热试验研究 |
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| 引用本文： | 徐大军,蔡国飙,乐川.吸气式高超声速飞行器气动热试验研究[J].宇航学报,2006,27(5):1004-1009,1095. |
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| 作者姓名： | 徐大军 蔡国飙 乐川 |
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| 作者单位： | 北京航空航天大学宇航学院,北京,100083 |
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| 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。
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| 关 键 词： | 高超声速飞行器 乘波体 热流率 风洞试验 |
| 文章编号： | 1000-1328（2006）05-1004-06 |
| 收稿时间： | 2006-05-15 |
| 修稿时间： | 2006-05-152006-07-20 |
Aeroheating Experiment for Airbreathing Hypersonic Vehicle |
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| XU Da-jun,GAI Guo-biao,YUE Chan.Aeroheating Experiment for Airbreathing Hypersonic Vehicle[J].Journal of Astronautics,2006,27(5):1004-1009,1095. |
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| Authors: | XU Da-jun GAI Guo-biao YUE Chan |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | Hypersonic vehicle Waverider Heat flux Wind tunnel test |
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