| 高超声速飞行器测热试验研究 |
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| 引用本文： | 刘嘉,姚文秀,李静美,王发民.高超声速飞行器测热试验研究[J].实验流体力学,2004,18(1):29-32. |
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| 作者姓名： | 刘嘉 姚文秀 李静美 王发民 |
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| 作者单位： | 中国科学院力学研究所LHD,北京,100080 |
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| 摘 要： | 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。模型迎角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。
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| 关 键 词： | 高超声速飞行器 热流率 风洞试验 |
| 文章编号： | 1007-3124(2004)01-0029-05 |
| 修稿时间： | 2003年4月9日 |
Heat flux measurement test of the hypersonic vehicle |
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| LIU Jia,YAO Wen-xiu,LI Jing-mei,WANG Fa-min.Heat flux measurement test of the hypersonic vehicle[J].Experiments and Measur in Fluid Mechanics,2004,18(1):29-32. |
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| Authors: | LIU Jia YAO Wen-xiu LI Jing-mei WANG Fa-min |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | hypersonic vehicle heat flux wind tunnel test |
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