脉冲风洞分段测力试验技术初步研究
根据某工程对高超声速飞行器气动性能预测的要求,需要在试验有效时间约为200ms的脉冲燃烧风洞开展带动力模型分段(部件)测力试验.该类试验国内外未见公开报道的成功先例,技术储备较少,试验难度较大.为此,利用无动力小尺度模型探索该试验技术.试验研究采用的测量方案为:利用内式腹部支撑天平;天平模型端与模型框架连接;待测部件只与部件天平相连,与模型其余部分留有适当间隙.实现力的可靠传递和隔离.风洞试验结果证明:在试验条件下,所采取的分段测力方案可以获得特定部件的气动载荷.为带动力分段测力试验奠定了坚实的技术基础.
高超声速飞行器 风洞试验 性能测试 气动特性
于时恩 贺伟 任虎 刘伟雄
中国空气动力研究与发展中心高超中心 四川 绵阳 62100
国内会议
中国空气动力学会测控专业委员会六届四次空气动力测控技术交流会
襄阳
中文
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2013-08-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）