| 高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究 |
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| 引用本文： | 吴宁宁,康宏琳,罗金玲.高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究[J].空气动力学学报,2019,37(1):133-139. |
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| 作者姓名： | 吴宁宁 康宏琳 罗金玲 |
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| 作者单位： | 北京空天技术研究所,北京,100074;北京空天技术研究所,北京,100074;北京空天技术研究所,北京,100074 |
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| 摘 要： | 高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。
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| 关 键 词： | 翼舵缝隙 精细测热试验 激波风洞 |
Experimental study on fine thermal measurement of high-speed aircraft wing rudder gapin shock wave tunnel |
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| WU Ningning,KANG Honglin,LUO Jinling.Experimental study on fine thermal measurement of high-speed aircraft wing rudder gapin shock wave tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2019,37(1):133-139. |
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| Authors: | WU Ningning KANG Honglin LUO Jinling |
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| Institution: | (Beijing Aerospace Technology Research Institute,Beijing 100074,China) |
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| Abstract: | WU Ningning;KANG Honglin;LUO Jinling(Beijing Aerospace Technology Research Institute,Beijing 100074,China) |
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| Keywords: | wing rudder gap fine thermal test shock wave tunnel |
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