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针对高超声速飞行器热环境预测上有着重要应用的关联方法缺乏构造机制和适应性分析的问题,从驻点热流的Kemp-Riddell公式出发,推导了驻点斯坦顿数和雷诺数之间的经典关联关系,从理论上分析了上述关系的适应性。结果显示斯坦顿数和雷诺数关联关系受马赫数的制约,飞行条件和试验条件马赫数变化范围较大的情况下,更适合采用雷诺数和马赫数的组合变量开展关联分析。当试验来流静焓较低的情况下,过低静焓对热环境的关联特性有不利影响,需要提高试验来流马赫数,远离临界马赫数确保地面数据同飞行条件之间的关联性。在国内4座风洞上开展的风洞试验和DSMC/CFD的数值仿真分析工作,校验了上述结论在连续流区域的正确性。 相似文献
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格尼襟翼在冰风洞混合翼设计中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
提出面向工程、面向适航的混合翼设计准则,基于此准则提出将格尼襟翼应用于民机机翼结冰风洞试验的单段混合翼设计中。设计准则中只对驻点位置和前缘吸力峰值提出保守性要求,易于工程实现,满足结冰适航要求。对于偏离设计点较大的状态,在单段混合翼后缘添加格尼襟翼并配合迎角调整,使得单段混合翼在此状态点处仍满足设计准则。这样使得单段混合翼也能应用于试验状态比较广的结冰风洞试验中。格尼襟翼的使用,降低了混合翼设计、试验费用,为民机结冰试航取证节约了时间。 相似文献
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在激波风洞中用氢氧燃烧驱动方法获得了总压14MPa,总温高达7200K的高超声速高焓平衡流,可以模拟再入飞行速度4至5km/s的真实气体效应,本文还介绍了高温气流中驻点对流和辐射传热测量技术及其测量结果。 相似文献
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