【摘 要】
：
常规高超声速风洞是模拟高超声速飞行的重要地面试验设备,加热器是常规高超声速风洞的重要组成部分.本文以中国空气动力研究与发展中心的Φ0.5 米常规高超声速风洞的带式
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000
论文部分内容阅读
常规高超声速风洞是模拟高超声速飞行的重要地面试验设备,加热器是常规高超声速风洞的重要组成部分.本文以中国空气动力研究与发展中心的Φ0.5 米常规高超声速风洞的带式电阻加热器为研究对象,采用数值模拟对加热器的换热特性进行研究,得到加热器内部的流场情况,并与试验结果进行对比分析.结果表明：数值计算结果与11试验结果吻合良好,在一定功率下,流量增加,Nu 增大,出口温度降低；入口温度增加,Nu 降低,出口温度增加.本文旨在为加热器的调试及运行提供依据,并为带式电阻加热器的设计提供参考.
其他文献
采用非定常动网格技术，研究了高超声速进气道活门旋转过程中内通道流场的三维变化过程.研究表明，旋转过程中，活门后会形成一个回流区，回流区的“凸包”会堵塞部分内收缩段，从
为探索前缘线改变对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,本文基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26km 的巡航飞行条件下,结合运用增量修正
为探究电弧放电等离子体对斜面激波的控制机理，在马赫数Ma=2.5 的风洞中进行了近壁面小功率(＜1kW)电弧放电的实验研究，并使用纹影仪观察放电电弧对其后斜激波的影响.首先，分
高超声速进气道存在双尖楔结构，在非设计工况下，可能出现马赫反射现象。利用激光能量注入流场产生等离子体，可以改变马赫反射结构，降低马赫杆高度，甚至使马赫反射完全转变为正
本文设计了一种背部进气的组合动力飞行器机体推进一体化气动布局方案。该方案采用参数化构建的方式形成了类似楔锥乘波体的布局形式。推进流道位于机身背部，保证了机体下
针对来流Mach 数2.9,24°的压缩折角激波-湍流边界层干扰流动,通过直接数值模拟(DNS)探讨了壁温对角部分离区大小影响的规律.计算的壁温与来流恢复温度之比分别为：Tw/Tr=0
现代先进战斗机为了抑制大迎角非对称分离诱导的横航向气动力，已经放弃经典圆形截面前体，发展了所谓的“脊形前体”，对于非轴对称的“脊形前体”的气动12特性和涡流结构特征
隔离段是位于超燃冲压发动机进气道与燃烧室之间的关键部件，主要作用是防止燃烧室燃烧造成的高反压上传而影响进气道正常工作.隔离段流动现象复杂，包含激波与边界层、激波
为进一步明晰超声速自由射流流场结构，利用混合RANS/LES 方法对欠膨胀超声速自由射流进行计算。首先将计算得到的时均速度分布、纹影与实验进行对比，以验证计算方法和湍流
跨流域尤其是过渡流区的稀薄气体非平衡效应影响问题的数值计算研究，存在复杂外形模拟困难、计算仿真效率低等问题。本文借鉴CFD/DSMC 耦合算法的思路，发展基于叉树数据结