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题名高超声速激波风洞研究进展
被引量:14
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作者
姜宗林
俞鸿儒
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机构
中国科学院高温气体动力学重点实验室
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出处
《力学进展》
EI
CSCD
北大核心
2009年第6期766-776,共11页
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基金
国家自然科学基金项目资助(10632090
10621202)~~
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文摘
回顾了高超声速激波风洞的研制与发展,并依据高超声速实验研究对地面实验模拟技术的要求,分别介绍了应用轻气体、自由活塞和爆轰驱动技术研制的主要激波风洞的性能、特点和存在问题.重点介绍了爆轰驱动高焓激波风洞的3种主要运行模式:反向、正向爆轰驱动与双爆轰驱动.根据这些运行模式的工作原理,分析了应用这些驱动技术产生的高温、高压气源的特点,探讨了不同驱动技术可能影响激波风洞性能的关键问题与解决方法.目前发展的激波风洞已经能够用于开展马赫数3~30的高超声速流动的试验模拟研究,但是试验气流的品质还不能满足高超声速科技研究的需求.为了获得可靠的实验结果,通过不断改进、完善、提高激波风洞的性能,尽可能复现高超声速飞行条件是今后主要的研究方向.
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关键词
高焓激波风洞
超高速度流动
轻气体驱动器
自由活塞驱动器
反向爆轰驱动
正向爆轰驱动
双爆轰驱动
气动热力学
近空间飞行器
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Keywords
hypersonic shock tunnel, hypervelocity flows, light gases driver, free-piston driver, backward detonation driver, forward detonation driver, double detonation driver, aerothermodynamics
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分类号
V211.751
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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