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高超声速风洞子母弹分离干扰测力试验技术 被引量：11
1
作者 赵忠良 龙尧松 +2 位作者 余立 王玉花 白本奇 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第3期32-35,共4页
本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果。试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性。... 本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果。试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性。试验结果表明:法向力、轴向力、俯仰力矩及压心测值规律正确、量值可靠,为开展高超声速风洞CTS试验技术奠定了良好的技术基础。 展开更多
关键词 高超声速风洞 子母弹分离 干扰测力 风洞试验
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高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究 被引量：6
2
作者 张绍武 关祥东 +3 位作者 朱涛 朱守梅 邹琼芬 曹程 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期470-476,共7页
进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明... 进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。 展开更多
关键词 超声速进气道 高超声速风洞 试验 流量系数
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南航Ф0．5m高超声速风洞流场校测 被引量：6
3
作者 徐翔 程克明 +1 位作者 王志坚 徐筠 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期77-81,共5页
南航NHWΦ0.5m高超声速风洞试验马赫数为5、6、7和8,建成后对风洞流场进行了速度场校测和A-GARD-HB-2标模测力试验。介绍了M5和M8喷管速度场校测和标模试验。结果表明:风洞均匀区范围可达336mm;截面内最大马赫数偏差,M5喷管流场|ΔMaj|m... 南航NHWΦ0.5m高超声速风洞试验马赫数为5、6、7和8,建成后对风洞流场进行了速度场校测和A-GARD-HB-2标模测力试验。介绍了M5和M8喷管速度场校测和标模试验。结果表明:风洞均匀区范围可达336mm;截面内最大马赫数偏差,M5喷管流场|ΔMaj|max/Maj=0.006,M8喷管流场|ΔMaj|max/Maj=0.007;截面标准差,M5喷管流场σMaj/|ΔMaj|max=0.378,M8喷管流场σMaj/|ΔMaj|max=0.484。上述各项条件均满足GJB4399-2002对风洞速度场的要求。经过对比,NHW风洞的标模测力结果与国内风洞试验数据吻合较好且全部在AGARD-HB-2数据带内,这证明了该风洞试验数据的准确性。流场校测和标模试验的结果证明了该风洞满足设计指标。 展开更多
关键词 高超声速风洞 速度场校测 标模 测力试验
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高超声速风洞扩压器试验研究与分析 被引量：12
4
作者 童华 孙启志 张绍武 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第3期78-81,103,共5页
扩压器是高超声速风洞的关键部件,主要作用是提高出口气流的静压。在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力,并在出口布置尖劈测量出口气流参数,评估扩压器的性能。结果表明:扩压器内的核心流区由于存在逐步衰减的激... 扩压器是高超声速风洞的关键部件,主要作用是提高出口气流的静压。在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力,并在出口布置尖劈测量出口气流参数,评估扩压器的性能。结果表明:扩压器内的核心流区由于存在逐步衰减的激波―膨胀波系,使气流出现"减速-加速-再减速-再加速"的流动过程;该扩压器能保证风洞正常启动以及试验段流场不受背压的影响;该扩压器的效率与国外类似风洞扩压器效率相当,前室总压较低时,扩压器能起到良好的减速增压的效果,前室总压较高时,扩压器增压效果不明显,扩压器出口气流马赫数偏高。 展开更多
关键词 高超声速风洞 扩压器 压力 马赫数
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高超声速风洞多天平测力试验技术研究 被引量：9
5
作者 舒海峰 许晓斌 孙鹏 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第4期49-53,共5页
在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高... 在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在CARDC超高速所的Φ1m高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的"纵轴式"布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m高超声速风洞上开展的Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。 展开更多
关键词 高超声速风洞 铰链力矩天平 方向舵 升降舵 气动力测量
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高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计 被引量：5
6
作者 胡振震 李震乾 +1 位作者 陈爱国 石义雷 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期766-771,共6页
开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。利用构造的AQA分段曲线,分析喉道上游圆弧长度和喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函数的两种收缩曲线,借助控制参数使... 开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。利用构造的AQA分段曲线,分析喉道上游圆弧长度和喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函数的两种收缩曲线,借助控制参数使得出入口曲率半径任意可调。采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连续对于Cresci和Sivells喷管出口流场的影响。研究表明:喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致的关键;当无法保证喉道曲率半径连续时,应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小。 展开更多
关键词 高超声速风洞喷管 收缩段 AQA分段曲线 B样条函数
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高超声速风洞五自由度机构技术改造 被引量：6
7
作者 周晓刚 胡明伦 +2 位作者 白本奇 凌忠伟 张伟 《兵工自动化》 2013年第10期66-68,共3页
五自由度机构是某高超声速风洞的关键设备之一。针对风洞长期频繁使用五自由度机构暴露的问题,对五自由度机构进行改造,改造内容包括:控制系统改造、Y轴速度提升、隔热板机构改造和线缆更新。技改后对五自由度机构进行了测试和标模试验... 五自由度机构是某高超声速风洞的关键设备之一。针对风洞长期频繁使用五自由度机构暴露的问题,对五自由度机构进行改造,改造内容包括:控制系统改造、Y轴速度提升、隔热板机构改造和线缆更新。技改后对五自由度机构进行了测试和标模试验,结果表明:五自由度机构性能有明显提高,标模测力试验结果良好、满足国军标值。 展开更多
关键词 高超声速风洞 支撑模型机构 运动控制
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高超声速风洞双体同步分离捕获轨迹试验技术 被引量：4
8
作者 林敬周 解福田 +2 位作者 钟俊 邹东阳 皮阳军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第5期77-86,76,I0002,共12页
为了更准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程,在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、... 为了更准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程,在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式,建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器标模的多体分离特性研究,开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS(captive trajectory system)试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性,纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%,纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%,可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。 展开更多
关键词 高超声速风洞 多体分离 双体同步捕获轨迹 并联分离
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脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究 被引量：3
9
作者 贺元元 吴颖川 +1 位作者 张小庆 林其 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期64-68,共5页
不同风洞因模拟来流参数不同,对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果,分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规... 不同风洞因模拟来流参数不同,对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果,分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致,脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右,其中雷诺数影响较小,在5%以内,壁温比影响较大,在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析,认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。 展开更多
关键词 脉冲燃烧风洞 常规高超声速风洞 数据相关性 雷诺数 壁温比
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吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展 被引量：3
10
作者 许晓斌 舒海峰 +2 位作者 谢飞 王雄 郭雷涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期29-40,共12页
机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气... 机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。 展开更多
关键词 高超声速风洞 机体/推进一体化 吸气式飞行器 气动力测量 风洞试验
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荧光油流显示技术在高超声速风洞中的应用 被引量：3
11
作者 陈磊 朱涛 +1 位作者 徐筠 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期817-822,共6页
通过原理性试验分析了系统组成中主要部件的参数指标,搭建了试验平台,完成不同颜色和类型荧光示踪剂的对比试验,筛选出性能可靠的荧光示踪剂,制作了荧光油膜,最后成功地将荧光油流显示技术应用到CARDC中的Φ1m高超声速风洞中。并对荧光... 通过原理性试验分析了系统组成中主要部件的参数指标,搭建了试验平台,完成不同颜色和类型荧光示踪剂的对比试验,筛选出性能可靠的荧光示踪剂,制作了荧光油膜,最后成功地将荧光油流显示技术应用到CARDC中的Φ1m高超声速风洞中。并对荧光油流图像定量化显示技术进行了研究,结果表明,根据荧光油膜发出的荧光信号,能够推算出荧光油膜的厚度信息。 展开更多
关键词 高超声速风洞 表面流动显示 荧光油流 油流图谱 定量化显示
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高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究 被引量：3
12
作者 谢飞 郭雷涛 +1 位作者 许晓斌 凌岗 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期363-371,共9页
高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气... 高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气动力试验数据的影响关系,并对风洞试验数据重复性、初始不确定度、两座风洞试验差异等数据进行了对比分析。试验结果表明:高超声速风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”;选取流场马赫数偏差较小区域开展风洞试验可有效减小由流场非均匀性引起的气动力试验结果偏差。 展开更多
关键词 高超声速风洞 流场 气动力 多位置试验 重复性试验误差
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Φ240mm高超声速风洞扩压器设计研究 被引量：2
13
作者 范孝华 杨波 +1 位作者 朱涛 钟俊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期633-639,644,共8页
采用一维管流方法对口径为Φ240mm、马赫数6.0的自由射流高超声速风洞扩压器进行设计,运用数值模拟方法对扩压器结构形式进行了筛选,并通过试验验证扩压器设计方法的有效性。结果表明:综合考虑风洞流场品质、扩压器抗反压能力以及扩压... 采用一维管流方法对口径为Φ240mm、马赫数6.0的自由射流高超声速风洞扩压器进行设计,运用数值模拟方法对扩压器结构形式进行了筛选,并通过试验验证扩压器设计方法的有效性。结果表明:综合考虑风洞流场品质、扩压器抗反压能力以及扩压器总压恢复等指标,确定单级15°-0.8 De扩压器方案为最优设计方案;该方案扩压器的试验与数值模拟结果吻合较好,能够使风洞正常起动,并长时间维持风洞正常运行;筛选得到的扩压器方案可用于风洞建设,其设计方法可为同类高超声速风洞扩压器的研制提供参考。 展开更多
关键词 自由射流 高超声速风洞 扩压器 抗反压能力
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一种滚转控制装置在高超声速风洞中的应用 被引量：3
14
作者 刘刚 白本奇 冯明 《兵工自动化》 2013年第6期4-6,30,共4页
为了在高超声速风洞试验中实现自动变滚转角度,提出一种滚转控制装置的设计方法。对自动变滚转角的必要性进行分析,采用内置中空式力矩伺服电机直接驱动模型转动,对电机性能特征进行测试分析,针对装置的抗电磁干扰措施和性能拓展情况,... 为了在高超声速风洞试验中实现自动变滚转角度,提出一种滚转控制装置的设计方法。对自动变滚转角的必要性进行分析,采用内置中空式力矩伺服电机直接驱动模型转动,对电机性能特征进行测试分析,针对装置的抗电磁干扰措施和性能拓展情况,在风洞试验环境下进行验证。试验结果表明:该装置的应用能拓展试验能力,提高试验效率,降低试验成本,具有较高的应用价值。 展开更多
关键词 高超声速风洞 滚转控制装置 中空电机 自动变角度 风洞应用
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常规高超声速风洞蓄热式加热器性能参数计算 被引量：2
15
作者 陈久芬 章起华 唐志共 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期88-92,共5页
介绍了常规高超声速风洞增设加热器的必要性及不同类型加热器的优缺点,重点介绍了电预热金属蓄热式加热器的设计温度、内径、对流换热系数和蓄热长度等性能参数的计算方法。调试结果表明,加热器的所有性能参数均达到设计指标。
关键词 高超声速风洞 加热器 性能参数 计算方法 标模试验
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高超声速风洞变雷诺数试验技术研究 被引量：2
16
作者 谢飞 郭雷涛 +1 位作者 朱涛 邹琼芬 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期398-403,共6页
为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究。该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞... 为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究。该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数。研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟。单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律。本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究。研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律。 展开更多
关键词 高超声速风洞 雷诺数 气动力 试验技术
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磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用 被引量：11
17
作者 韩曙光 贾广森 +1 位作者 文帅 毕志献 《气体物理》 2017年第4期56-63,共8页
通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影... 通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径. 展开更多
关键词 常规高超声速风洞 磷光热图 热流 三角翼 转捩
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高超声速风洞试验模型底压测量方法研究 被引量：1
18
作者 谢飞 郭雷涛 +2 位作者 张绍武 曹程 邹琼芬 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第4期71-75,80,共6页
针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题,在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究,即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法,并在马赫数6试验条... 针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题,在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究,即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法,并在马赫数6试验条件下开展了HB-2标模和某导弹模型试验验证。试验结果表明:采用微型绝压传感器进行模型底部压力测量能避免测压管路的影响,可快速响应高超声速风洞试验模型底部压力变化情况,有效提高模型底压的测量精准度。 展开更多
关键词 高超声速风洞 底压 压力传感器 电子扫描压力测量
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大型高超声速风洞真空模式调试及流场性能校测 被引量：1
19
作者 马利川 石运军 +2 位作者 黄炳修 孙勇堂 晏硕 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第1期96-102,共7页
未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求。为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超... 未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求。为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行。风洞系统调试及校测结果表明:经能力提升改造后,风洞各分系统工作正常且均达到性能设计指标,实现了马赫数5~8、高度40 km以上的高空低雷诺数高超声速试验条件模拟能力,试验段均匀区流场指标满足GJB 4399-2002高超声速风洞气动力试验的相关要求,为高空条件下飞行器气动特性及复杂高超声速流动问题的研究提供了试验平台。 展开更多
关键词 高超声速风洞 低雷诺数 压力真空 流场性能
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我国首次形成高超声速风洞双分离轨迹捕获(CTS)试验能力 被引量：5
20
作者 林敬周 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第1期126-126,共1页
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所在Φ1 m量级高超声速风洞(FD-30)上建成双轨迹捕获(Dual Captive Trajectory Simulation System,CTS)试验系统,在国内首次形成高超声速风洞双分离轨迹捕获试验能力。轨迹捕获是一种在地... 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所在Φ1 m量级高超声速风洞(FD-30)上建成双轨迹捕获(Dual Captive Trajectory Simulation System,CTS)试验系统,在国内首次形成高超声速风洞双分离轨迹捕获试验能力。轨迹捕获是一种在地面风洞设备中模拟飞行器多体分离后分离轨迹的试验技术。超高速空气动力研究所攻克了高超声速流场两级同步实时数据采集、气动解算、运动分配、动力学分析、运动控制等一系列技术难题,在Φ1 m高超声速风洞中成功开展了马赫数Ma=6两级入轨空天飞行器标模并联分离双分离轨迹捕获试验,分离轨迹预测精度优于8.7%,达到国际先进水平,可为我国先进高超声速飞行器多体分离安全评估、气动性能和分离轨迹预测以及分离方案设计等提供支撑。 展开更多
关键词 高超声速风洞 轨迹捕获 空天飞行器 风洞设备 高超声速飞行器 多体分离 轨迹预测 空气动力
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