高超声速飞行器测热试验研究

• 作者: 刘嘉 姚文秀 李静美 王发民
• 来源期刊: 流体力学实验与测量
• 学科: 航空航天
• 关键词: 高超声速飞行器 热流率 风洞试验
• 年，卷（期）: 2004,（1）
• 所属期刊栏目: 实验研究
• 页码范围: 29-32,37
• 页数: 5页
• 分类号: V211.73
• 字数: 2803字
• 语种: 中文
• DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.01.007

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.模型攻角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.