激波风洞7°尖锥边界层转捩实验研究.pptx
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激波风洞7°尖锥边界层转捩实验研究.pptx
,目录PartOnePartTwo激波风洞简介7°尖锥边界层转捩现象实验目的和意义PartThree激波风洞装置7°尖锥模型设计实验操作流程数据采集和处理方法PartFour实验结果展示结果分析与已有研究的对比转捩机制的探讨PartFive实验结论总结未来研究方向和展望THANKS
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超音速尖锥钝锥边界层稳定性、转捩及湍流的研究的任务书.docx
超音速尖锥钝锥边界层稳定性、转捩及湍流的研究的任务书任务书:超音速尖锥钝锥边界层稳定性、转捩及湍流的研究一、背景超音速飞行器对推进技术、飞行控制系统和结构设计等方面提出了高要求,而其设计和研发需要深入了解超音速流的复杂特性。其中,钝锥/尖锥边界层稳定性、转捩和湍流等方面的研究是重要的研究内容之一。近年来,国内外学者们对此进行了深入的研究,但尚未找到适合超音速尖锥和钝锥边界层的转捩预测模型和延长机理。本课题旨在通过基础理论研究和数值模拟方法探索超音速尖锥和钝锥边界层稳定性、转捩及湍流的机理和特性,为超音速飞
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烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况.试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据.针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平设计上采取了粗短主体结构另配支杆的方式;在风洞试验中采用正负攻角等较为有效的方法.风洞试验主要结果如下:烧蚀变形对锥模型轴向力影响较大,对其余的气动力分量影响值较小.在0°攻角下Cm0为10-4量级,Cn0为10