升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

• 作者: 孙鹏 徐筠 舒海峰 许晓斌 谢飞
• 来源期刊: 空气动力学学报
• 学科: 航空航天
• 关键词: 吸气式飞行器 升力体 喷流模拟 气动力 风洞试验技术
• 年，卷（期）: 2016,（1）
• 所属期刊栏目: 试验技术新进展
• 页码范围: 86-90
• 页数: 5页
• 分类号: V211.7
• 字数: 3564字
• 语种: 中文
• DOI: 10.7638/kqdlxxb-2015.148

摘要

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著，风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中，选取恰当的喷流模拟参数，以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度，是需要解决的关键技术。在 CARDC 的Ф1米高超声速风洞中，研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施，解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题，提高了带喷流气动力试验数据精度，接近常规气动力试验的水平。

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	徐筠	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	7	24	3.0	4.0
2	舒海峰	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	6	17	2.0	4.0
3	许晓斌	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	11	20	3.0	4.0
7	谢飞	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所	6	15	2.0	3.0