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题名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
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作者
张绍武
关祥东
朱涛
朱守梅
邹琼芬
曹程
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机构
中国空气动力研究与发展中心超高速所
中国航天科工集团三十一研究所
中国航天科工集团三十一研究所高超声速冲压发动机技术重点研究室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第4期470-476,共7页
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文摘
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。
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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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Keywords
Supersonic inlet
Hypersonic wind tunnel
Experiment
Flow coefficient
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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