下面是小编为大家带来的超声速高超声速风洞测力数据衔接性的研究，本文共6篇，希望大家能够喜欢!
篇1：超声速高超声速风洞测力数据衔接性的研究
超声速高超声速风洞测力数据衔接性的研究
本文叙述半锥角θc=10 °尖锥模型和HB-2标模在FD-07风洞的气动力测量结果.通过与FD-06跨超声速风洞及国内外其它风洞实验数据的比较,讨论从超声速到高超声速的不同风洞设备中气动力测量数据随Ma数的.衔接变化,分析新建的FD-07风洞气动力测量的准确性和可靠性.
作 者：陈河梧 CHEN He-wu 作者单位：北京空气动力研究所,北京,100074 刊 名：空气动力学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERODYNAMICA SINICA 年，卷(期)： 18(3) 分类号：V211.7 关键词：风洞实验 标准模型 气动力特性 高超声速流篇2：高超声速风洞测力数据的关联研究
高超声速风洞测力数据的关联研究
通过比较分析法研究AGARD-B标模在BIA的FD-07风洞中气动力测量数据与其它高超声速风洞设备测量结果的相互关联.其目的,既可以综合鉴定FD-07风洞的`流场性能和测试水平,也可以从另外意义上为数值方法的程序校验提供必要的技术支持.结果表明,在Ma＝4.94～7.96范围内,所测得AGARD-B标模的力、力矩和压心位置,不仅随Ma和α的变化趋势与其它风洞一致,而且其变化量比较接近于各风洞测力数据拟合的逼近曲线.
作 者：陈河梧 作者单位：北京空气动力研究所,北京,100074 刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)： 16(3) 分类号：V211.24 V211.753 关键词：风洞实验 标准模型 气动力特性 高超声速流 数据相关性篇3：高超声速进气道起动特性数值研究
高超声速进气道起动特性数值研究
进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法.结果表明,进气道不起动的主要原因是非定常过程引起的.内收缩段边界层分离和分离激波,进气道性能变化的突跃点为起动和不起动的分界点,边界层抽吸可以明显改善进气道的起动性能.
作 者：丁海河 王发民 DING Hai-he WANG Fa-min 作者单位：中国科学院力学研究所,北京,100080 刊 名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 28(6) 分类号：V211.48 关键词：进气道 起动特性 边界层抽吸篇4：飞船返回舱高超声速气动特性的风洞实验分析
飞船返回舱高超声速气动特性的风洞实验分析
在返回舱再入过程中,高超声速配平升阻比是一个十分重要的参数.文章介绍球冠倒锥外形返回舱模型在Φ0.5m高超声速风洞中气动力的测量结果,给出Ma=4.94、5.96、7.96,相应的Re=3×106、6×106、2×106(以最大横截面直径为特征长度)气流条件下,攻角从2°～-27°变化范围内返回舱的'气动力特性,讨论重心位置纵移与横偏变化对配平升阻比和纵向稳定性的影响.
作 者：陈河梧 CHEN Hewu 作者单位：中国航天空气动力技术研究院,北京,100074 刊 名：航天器工程 ISTIC英文刊名：SPACECRAFT ENGINEERING 年，卷(期)： 17(5) 分类号：V411.7 关键词：飞船 返回舱 配平气动特性 高超声速 风洞试验篇5：跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究
跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究
介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术.阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统, 给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论.
作 者：赵忠良 任斌 黄叙辉 余立 ZHAO Zhong-liang REN Bin HUANG Xu-hui YU Li 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000 刊 名：航空学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA 年，卷(期)： 21(1) 分类号：V211.7 关键词：飞行器 动导数 风洞试验技术 大攻角篇6：高超声速乘波飞行器气动特性研究
高超声速乘波飞行器气动特性研究
用计算流体力学和风洞试验的方法对以锥导乘波体为基础生成的高超声速乘波飞行器的气动性能进行了研究.结果表明,以马赫数6,攻角4度为设计状态的`乘波体,在马赫数5～7,攻角4～6度的范围内,都具有良好的气动特性,升阻比接近4.最后,提出了一个简单的以参考温度方法为基础的粘性阻力分析方法.该方法配合使用风洞试验和计算流体的结果,可以用来验证计算流体中难以计算准确的粘性阻力,也可以用来分析在风洞试验难以直接得到的粘性阻力.对于工程上的粘性阻力分析是一个有用的办法.
作 者：张杰 王发民 ZHANG Jie WANG Fa-min 作者单位：中国科学院力学研究所,高温气体动力学重点实验室,北京,100080 刊 名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)：2007 28(1) 分类号：V211.3 V221+.3 关键词：高超声速乘波体 计算流体力学 风洞试验 粘性阻力分析 参考温度法 Hypersonic waveriders Computational fluid dynamic Wind tunnel experiment Viscous drag analysis Reference temperature method
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