| 燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究 |
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| 引用本文： | 贺元元,贺伟,张小庆,吴颖川,杨基明.燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究[J].推进技术,2017,38(8):1741-1746. |
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| 作者姓名： | 贺元元 贺伟 张小庆 吴颖川 杨基明 |
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| 作者单位： | 中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川 绵阳 621000,中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川 绵阳 621000,中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川 绵阳 621000,中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川 绵阳 621000,中国科技大学 近代力学系，安徽 合肥 230027 |
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| 摘 要： | 吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合，使得一体化气动性能预测非常困难，但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞，其有效试验时间大大超过长时间激波风洞，采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力，重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300 ~ 600ms有效试验时间内，能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性，试验数据与CFD计算结果基本吻合。
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| 关 键 词： | 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 高焓脉冲风洞 气动/推进一体化试验 试验数据修正 |
| 收稿时间： | 2016/5/3 0:00:00 |
| 修稿时间： | 2016/7/4 0:00:00 |
Aero-Propulsion Integration Test in Combustion Heated Impulse Facility |
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| HE Yuan-yuan,HE Wei,ZHANG Xiao-qing,WU Ying-chuan and YANG Ji-ming.Aero-Propulsion Integration Test in Combustion Heated Impulse Facility[J].Journal of Propulsion Technology,2017,38(8):1741-1746. |
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| Authors: | HE Yuan-yuan HE Wei ZHANG Xiao-qing WU Ying-chuan and YANG Ji-ming |
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