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题名椭球体头部高超声速飞行器FADS技术实验研究
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作者
王傲
顾蕴松
赵冬凯
王维新
关兴太
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机构
南京航空航天大学非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室
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出处
《实验流体力学》
北大核心
2025年第4期62-74,共13页
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基金
国防创新特区项目(22-T001-02-ZT-01-011)。
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文摘
相较于以探针、风标为代表的传统大气数据系统,嵌入式大气数据传感(FADS)系统在热防护、隐身性及测量精度方面更能满足高超声速飞行器任务需求。针对头部为椭球体的升力体构型高超声速飞行器,在风洞缩比实验模型头部布置11个测压孔,综合考虑迎角及侧滑角角度敏感性、马赫数解算精度和多冗余度等影响因素,分析选取了角度和马赫数解算时的测压孔配置方案。结合三点法与拟合算法的优势,建立了高超声速条件下的椭球体头部飞行器嵌入式大气数据传感系统解算方法,并对椭球体头部和激波带来的气流角放大效应进行修正。Ma=6的风洞实验结果表明:高超声速FADS系统解算方法的角度解算不确定度优于0.41°、准度优于0.38°,马赫数解算不确定度优于1.1%、准度优于0.52%。
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关键词
嵌入式大气数据传感
椭球体头部高超声速飞行器
气流角放大效应
解算方法
高超声速风洞实验
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Keywords
FADS
ellipsoid nosecap hypersonic vehicle
amplified airflow angle effect
solution algorithm
hypersonic wind tunnel experiments
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分类号
O355
[理学—流体力学]
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题名高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究
被引量：1
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作者
李明
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2003年第4期51-55,共5页
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基金
国家863资助项目
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文摘
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仪镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。
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关键词
表面发射率
红外热图技术
高超声速低密度风洞实验
温度测量
红外热像仪
模型试验
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Keywords
infrared thermography
thermocouple
emittance correction
thin flat plate model with a ramp
heat transfer rate
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分类号
V211.73
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
TN219
[电子电信—物理电子学]
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