公开(公告)号：CN120084516A

公开(公告)日：2025-06-03

申请号：CN202510571822.3

申请日：2025-05-06

Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

Inventor： 董宾 ,  李聪健 ,  杨党国 ,  高川 ,  蒋明华 ,  王少展 ,  张耀文 ,  陈植 ,  黄昊宇 ,  宁荣辉 ,  杜钰锋 ,  刘奇 ,  严春晖 ,  夏语 ,  肖晋

IPC: G01M9/08 ,  G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F30/28 ,  G01M9/04 ,  G06F113/08 ,  G06F119/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞前体和进气道耦合加热模型及其仿真验证方法。高速风洞前体和进气道耦合加热模型上设置有加热结构，在尖锐前缘上布置左右对称的加热棒，在一级压缩面、二级压缩面和肩部布置加热板，加热板之间设置隔热槽，同时，在对称中心线上布置压力传感器，在加热板下方的壁面内，布置若干个温度测点，进行全面积、全进深温度测量。高速风洞前体和进气道耦合加热模型的仿真验证方法采用三维瞬态传热仿真验证了热防护设计的有效性，并通过k‑ω SST湍流模型数值模拟揭示了壁温变化对激波结构、压力分布和湍流特性的显著调控作用，具有工程实用价值。

公开(公告)号：CN120087009A

公开(公告)日：2025-06-03

申请号：CN202510571818.7

申请日：2025-05-06

Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

Inventor： 董宾 ,  杨党国 ,  蒋明华 ,  李聪健 ,  陈植 ,  王少展 ,  黄昊宇 ,  杜钰锋 ,  张耀文 ,  宁荣辉 ,  何帆 ,  严春晖 ,  蒲麒 ,  刘洋 ,  肖晋

IPC: G06F30/18 ,  G01M9/08 ,  G01M9/04 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F113/14 ,  G06F119/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法。设计验证方法包括以下步骤：确定总体结构和设计要求；确定加热结构；确定压力测点和温度测点；确定独立温控调节装置；验证隔热槽对温度梯度分布影响；验证隔热措施的隔热效果；考察温度产生的模型结构变形；获得热流密度与表面温度关系曲线；研究模型结构变形对流场的影响。设计验证方法证明了高速风洞的前体和进气道热实验模型具备精确的温度控制与隔热保护能力，并验证了壁温变化对流场结构的显著影响；能够有效复现气动热耦合效应，建立了高超声速进气道热‑流耦合实验平台，具有工程实用价值。