临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算

doi:10.7527/S1000-6893.2022.27072

流体力学与飞行力学

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临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算

李俊红¹^,², 靳旭红¹^,²^,³(), 刘春风¹, 苗文博¹^,², 程晓丽¹^,²

^1.中国航天空气动力技术研究院，北京　100074
^2.中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护实验室，北京　100074
^3.清华大学航天航空学院，北京　100084

收稿日期:2022-02-24 修回日期:2022-03-09 接受日期:2022-03-25 出版日期:2023-03-25 发布日期:2022-04-06
通讯作者: 靳旭红 E-mail:jinxuhong08@163.com
基金资助:
国家自然科学基金(11902313)

Microaerodynamic experiment and computation of near space high speed vehicles

Junhong LI¹^,², Xuhong JIN¹^,²^,³(), Chunfeng LIU¹, Wenbo MIAO¹^,², Xiaoli CHENG¹^,²

^1.China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 　100074，China
^2.Laboratory of Aero?Thermal Protection Technology for Aerospace Vehicles，China Aerospace Science and Technology Corporation，Beijing 　100074，China
^3.School of Aerospace Engineering，Tsinghua University，Beijing 　100084，China

Received:2022-02-24 Revised:2022-03-09 Accepted:2022-03-25 Online:2023-03-25 Published:2022-04-06
Contact: Xuhong JIN E-mail:jinxuhong08@163.com
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(11902313)

摘要/Abstract

摘要：

针对临近空间大气环境微量气动力风洞试验准确测量需求，研制了微量天平测力系统，实现了微量天平的结构设计和静态校准。采用钝锥简单外形进行试验验证，并对三角翼升力体复杂外形做了探索，结果表明：钝锥外形验证试验中，3次试验时天平各载荷单元的气动数据重复性精度均优于4.8%；探索试验中，三角翼升力体外形采用该风洞目前能达到最低密度状态，试验结果表明：该微量测力天平在极限状态下表现较好。在此基础上，利用数值计算方法对上述外形进行模拟，并将模拟结果与试验结果进行对比，表明数值计算得到的钝锥和三角翼升力体的气动力均与微量天平测力结果吻合较好；对于简单钝锥外形，在其试验条件下，钝锥表面压阻远高于摩阻；对于三角翼升力体外形，其试验条件下环境大气更加稀薄，三角翼表面摩阻占比与压阻相当。

关键词: 临近空间, 风洞试验, 微量天平, 气动力, 高速飞行器

Abstract:

Structural design and static calibration were developed for accurate measurement of micro aerodynamic wind tunnel tests in near space atmospheric environments. Then，the simple blunt cone model was used for the micro-aerodynamic force experiment verification，and the complex shape of the triangular lift body was adopted to explore the ability to measure the micro-aerodynamic force in thinner atmospheric environments. The results show that the repeatability accuracy of aerodynamic data of each balance load unit is better than 4.8% in the three times of the blunt cone shape verification test. In the exploration test，the triangular lift body adopts the lowest density state the wind tunnel can currently achieve，and the test results show that the micro-force balance performs well in the limit state. The numerical simulation results，compared with the experimental results，show that the aerodynamic forces of the blunt cone and the delta wing lift body are in good agreement with those measured by microbalance； for the simple blunt cone，the compressive resistance of the blunt surface is significantly higher than the frictional resistance under its test conditions，while the surface friction ratio of the complex delta wing body is equal to the piezoresistive，with much thinner test conditions.

Key words: near space, wind tunnel test, microbalance, aerodynamic force, high speed vehicles

中图分类号:

V411.3

李俊红, 靳旭红, 刘春风, 苗文博, 程晓丽. 临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算[J]. 航空学报, 2023, 44(6): 127072.

Junhong LI, Xuhong JIN, Chunfeng LIU, Wenbo MIAO, Xiaoli CHENG. Microaerodynamic experiment and computation of near space high speed vehicles[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(6): 127072.

图/表 25

图 1

图 2

图 3

表 1

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图 14

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图 18

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

工况	Ma	P₀/Pa	q/Pa	T₀/°C	Re/m^-1
1	8.014	1 216 384	5 538.1	291.7	4 322 697
2	8.014	1 219 124	5 550.6	327.4	3 897 376
3	8.014	1 219 881	5 554.0	331.3	3 856 281

工况	α/（°）	C_N	C_A	C_mz
1	-4	-0.092 34	0.177 85	0.057 45
	-2	-0.045 18	0.174 95	0.027 91
	0	-0.001 78	0.172 86	0.001 22
	2	0.043 69	0.174 81	-0.026 91
	4	0.095 82	0.182 53	-0.059 61
2	-4	-0.097 85	0.185 952	0.062 50
	-2	-0.047 19	0.180 981	0.030 14
	0	-0.000 73	0.178 416	0.000 51
	2	0.046 34	0.180 368	-0.029 50
	4	0.099 53	0.186 346	-0.063 70
3	-4	-0.098 36	0.185 31	0.061 98
	-2	-0.047 81	0.182 38	0.030 13
	0	-0.000 65	0.181 59	0.000 39
	2	0.046 87	0.183 91	-0.029 23
	4	0.100 03	0.187 78	-0.063 50

a/（°）	标准偏差S/%
a/（°）	C_N	C_A
-4	3.6	2.3
-2	1.6	4.0
0	0.7	4.6
2	1.9	4.8
4	2.5	1.7

α/（°）	C_N	C_A	C_mz
0	-0.267 09	0.338 78	0.200 56
2	-0.025 49	0.321 24	0.039 19
4	0.195 55	0.270 07	-0.113 04
6	0.352 90	0.236 15	-0.220 24

α/（°）	P_cx	P_cy	f_cx	f_cy
-4	0.142 43	-0.084 40	0.025 30	-0.003 18
-2	0.139 22	-0.040 10	0.024 40	-0.001 56
0	0.138 26	0	0.024 10	0
2	0.139 23	0.040 20	0.024 40	0.001 56
4	0.142 45	0.084 50	0.025 30	0.003 19

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0	0.068 9	-0.225 51	0.233 931	-0.045
2	0.052 5	-0.084 5	0.219 908	0.025 9
4	0.044 2	0.039 7	0.210 442	0.097 7
6	0.053 2	0.303 829	0.199 762	0.041 9

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