本文關(guān)鍵詞：前向空腔的弓形激波特性研究

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【摘要】：在FD-14A激波風(fēng)洞中Ma=10流場對前向空腔構(gòu)型開展試驗研究,應(yīng)用高速陰影技術(shù)捕捉弓形激波的平均位置及振蕩幅值,利用壓力傳感器測量空腔底部的脈動壓力。在現(xiàn)有無空腔鈍頭體激波脫體距離預(yù)測方法的基礎(chǔ)上發(fā)展了前向空腔構(gòu)型的激波脫體距離預(yù)測方法,結(jié)合國外的試驗測量結(jié)果與Organ-pipe理論,驗證了這種方法的有效性和適用性,且該方法對激波脫體距離的預(yù)測結(jié)果與FD-14A風(fēng)洞試驗結(jié)果一致。此外,基于這種方法討論了空腔振蕩頻率預(yù)測方法存在的爭議。最后,研究了Ma=10流場下球錐體-前向空腔構(gòu)型的脫體激波振蕩幅值與平均速度的規(guī)律。
【作者單位】： 中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所;
【關(guān)鍵詞】： 脫體距離 前向空腔 壓力振蕩 激波風(fēng)洞
【分類號】：V211.74
【正文快照】： 0引言高超聲速飛行器在飛行過程中面臨著嚴(yán)峻的氣動熱環(huán)境問題,駐點區(qū)域通常是熱流極值發(fā)生的位置,因此,有必要采取控制技術(shù)來降低飛行器前緣的熱流率[1-2]。通過將飛行器前緣設(shè)置成空腔構(gòu)型,能夠?qū)Ⅰv點區(qū)域的熱流值降低2~10倍[3-4],關(guān)于迎風(fēng)空腔構(gòu)型對熱環(huán)境分布影響的物理機(jī)，

本文編號：934810