【摘 要】
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高超声速飞行器在飞行过程中，来流通过激波压缩或粘性阻滞过程减速，空气的巨大动能转变为热能，飞行器的激波层和边界层内的空气温度急剧升高。本文介绍了在JF12长试验时间激波风
【机 构】
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中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京海淀区100190
【出 处】
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高温气体动力学国家重点实验室2015年度夏季学术研讨会
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高超声速飞行器在飞行过程中，来流通过激波压缩或粘性阻滞过程减速，空气的巨大动能转变为热能，飞行器的激波层和边界层内的空气温度急剧升高。本文介绍了在JF12长试验时间激波风洞中,在复现40km高度,飞行马赫数7的试验条件下,开展的尖锥标模天平测力试验研究结果.试验模型为10度尖锥气动力标模,模型长度为750mm,模型重量10kg.采用3分量应变天平进行气动力测量.喷管的名义马赫数为M7,来流总温为2200K.模型攻角分别为5度、10度和14度.试验结果表明:对比常规高超声速风洞的气动力测量结果,轴向力系数和压心系数表现出良好的一致性;而法向力系数呈现出随攻角增大而逐渐偏低的趋势.在14度攻角时,两种风洞试验结果的差别高达10％.JF12长试验时间激波风洞的每个状态都进行了重复性试验,重复性散差小于2％.这是首次在激波风洞中通过天平测力获得了真实气体效应对模型气动力特性的影响规律,其中的关键物理机制需要进行更进一步的研究.
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