CN114647959B - 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用 - Google Patents

飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用 Download PDF

Info

Publication number
CN114647959B
CN114647959B CN202210565760.1A CN202210565760A CN114647959B CN 114647959 B CN114647959 B CN 114647959B CN 202210565760 A CN202210565760 A CN 202210565760A CN 114647959 B CN114647959 B CN 114647959B
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat flow
point
test piece
light source
radiation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210565760.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114647959A (zh
Inventor
王彬文
秦强
张肖肖
张仡
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202210565760.1A priority Critical patent/CN114647959B/zh
Publication of CN114647959A publication Critical patent/CN114647959A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114647959B publication Critical patent/CN114647959B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供了飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用，属于飞机测试技术领域。构建方法包括以下步骤：S1、构建辐射面总热流量计算公式；S2、构建点光源微元中心点热流量计算公式；S3、构建试验件热流密度分布计算模型。应用包括以下步骤：S1、通过试验件热流密度分布计算模型得到辐射加热元件作用下接收点A的总热流密度；S2、累加计算得到接收面上所有接收点获得的热流密度。本发明解决了现有的辐射加热装置热流密度分布计算模型难以满足工程设计中的快速要求，不能在短时间内给出热流密度分布结果的问题，具有计算快速、结果相对精确的优点。

Description

飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用。
背景技术
辐射加热元件由于加热功率大、表面形状适应性强，在飞机地面热强度试验中应用广泛，用以模拟高速/高超声速飞行器热防护系统、热结构表面的气动热环境模拟。
辐射加热装置一般根据试验件形状进行随形设计。对于翼面、舵面等大面积平直表面的加热，一般设计为平板形加热器；对于等直舱段等圆柱形表面的加热，一般设计为圆柱形加热器；对于天线罩或变径非等直舱段等圆锥形或近似圆锥形表面的加热，一般设计为圆锥形加热器。
飞机地面热强度试验中，试验件表面热流密度分布是评估飞行器加热器设计合理性的直接依据。
目前国内外一般采用有限元方法或蒙特卡罗方法等进行辐射加热装置热流密度分布计算，但以上两种方法依旧具有以下缺陷：
（1）有限元方法适用于试验件尺寸小、外形规则简单、阵列规模较小的场合，计算容易收敛，因而适用场景较少；
（2）蒙特卡罗方法虽然可以有效模拟粒子在传播过程中的折射、反射等复杂过程，进而能够较为准确地得到试验件表面的辐射热流密度分布，但由于其基于统计思想，并且考虑粒子的折射、反射因素较多，使得对于复杂外形结构的计算过程更为复杂、计算的时间较长；
针对全尺寸导弹和全尺寸飞机热试验中大规模辐射加热元件组成的加热装置的热流密度分布计算，上述两种方法在计算速度方面难以满足工程设计中的快速要求，不能在短时间内给出热流密度分布结果，因此需要一种能够快速计算辐射加热元件热流密度分布的计算模型，来实现大规模加热元件作用下的热流密度分布快速计算。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有的辐射加热装置热流密度分布计算模型难以满足工程设计中的快速要求，不能在短时间内给出热流密度分布结果。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，包括以下步骤：
S1、构建辐射面总热流量计算公式
选取结构热强度实验室飞机地面热强度试验中辐射加热元件的单元部件，单元部件为螺旋柱状，将单元部件面向试验件接收面的半圆柱面等效为产生辐射能量的矩形平面，则单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
（1）
式中：
Figure 92098DEST_PATH_IMAGE002
为单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
为圆柱面半径，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
为加热元件温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
为黑体辐射常数；
S2、构建点光源微元中心点热流量计算公式
将步骤S1中产生辐射能量的矩形平面沿长度方向N等分，等分后的每个部分作为点光源微元，每个点光源微元与试验件上接收点的相对位置关系由点光源微元中心点与接收点的相对位置关系代替，从而得出每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
的计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
（2）
式中：
Figure 602714DEST_PATH_IMAGE013
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 116872DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure 59551DEST_PATH_IMAGE007
为圆柱面半径，
Figure 608344DEST_PATH_IMAGE009
为加热元件温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为黑体辐射常数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为点光源微元的个数；
S3、构建试验件热流密度分布计算模型
将结构热强度实验室飞机地面热强度试验中辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的法向量记作
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
，试验件所在形面上接收点A的法向量记作
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
，根据兰贝特定律，对于接收点处面积为dA 1的微元接收到点光源微元中心点
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
的辐射热流计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
（3）
将公式（3）两端消去
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
，得到试验件热流密度分布计算模型，即接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
（4）
式中：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
为接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE031
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
为试验件所在形面上接收点A与辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的连线长度，
Figure 335867DEST_PATH_IMAGE028
为接收点A处面积，
Figure 399638DEST_PATH_IMAGE024
为点光源微元中心点B处面积，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
为定向辐射强度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE037
为点光源中心点B的法线与
Figure 129696DEST_PATH_IMAGE033
连线的夹角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE039
为接收面上点A的法线与
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
连线的夹角，二者的余弦值可通过向量点积与向量的模计算得到。
进一步地，步骤S1中，辐射加热元件根据结构热强度实验室飞机地面热强度试验中试验件形状进行随形设计，并通过单元部件进行组装完成。
进一步地，步骤S1中，辐射加热元件的形状包括：平板形、圆柱形、圆锥形，平板形辐射加热元件能够适应翼面、舵面等大面积平直表面的加热，圆柱形辐射加热元件能够适应等直舱段等圆柱形表面的加热，圆锥形辐射加热元件能够适应于天线罩或变径非等直舱段等圆锥形或近似圆锥形表面的加热。
更进一步地，步骤S1中，辐射加热元件的加热方式为黑体辐射加热。
本发明还提供了飞机测试中试验件热流密度分布计算模型，通过上述飞机测试中试验件热流密度分布计算模型的构建方法构建。
本发明还提供了飞机测试中试验件热流密度分布计算模型应用，基于上述飞机测试中试验件热流密度分布计算模型的构建方法所构建，包括以下步骤：
S1、通过试验件热流密度分布计算模型计算辐射加热元件所有单元部件的每个点光源微元中心点对试验件接受面接收点A的热流密度累加，得到辐射加热元件作用下接收点A的热流密度；
S2、按照步骤S1累加计算得到接收面上所有接收点获得的热流密度，给出整个试验件外表面的热流分布云图。
优选地，试验件可以为高超声速飞机，也可以为其他用于航空航天的高速飞行器。
本发明的有益效果是：
（1）本发明忽略了辐射加热元件发出光线的复杂反射、折射过程，简化了计算模型，可以显著加快热流密度分布计算速度；
（2）本发明不涉及试验件和加热阵列几何模型的建立以及网格划分等操作，将所有外形信息转化为数据处理，节省了建模、网格划分等有限元前处理过程，缩短了热流密度分布计算时间；
（3）本发明通过将辐射加热元件离散化，将半圆柱面的辐射能量等效到矩形平面上，在平面微元辐射半球空间内逐点计算各加热元件上各点光源微元与接收点之间的相对距离和相对位置关系，能够正确地反映辐射加热的传热特征。
附图说明
图1是实施例1的方法流程图；
图2是实施例1中辐射加热元件的单元部件结构示意图；
图3是实施例1步骤S1中单元部件面向试验件接收面的半圆柱面的等效示意图；
图4是实施例1步骤S2中矩形平面结构示意图；
图5是实施例1中步骤S3中A点与B点的位置关系示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本实施例为飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、构建辐射面总热流量计算公式
辐射加热元件的加热方式为黑体辐射加热，如图2所示，单元部件为螺旋柱状，辐射加热元件根据结构热强度实验室飞机地面热强度试验中试验件形状进行随形设计，并通过单元部件进行组装完成，辐射加热元件的形状为平板形，如图3所示，将单元部件面向试验件接收面的半圆柱面等效为产生辐射能量的矩形平面CD，则单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量
Figure 814887DEST_PATH_IMAGE002
计算公式为：
Figure 604988DEST_PATH_IMAGE003
（1）
式中：
Figure 359318DEST_PATH_IMAGE002
为单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量，
Figure 830750DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为圆柱面半径，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为加热元件温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE043
为黑体辐射常数；
S2、构建点光源微元中心点热流量计算公式
如图4所示，将步骤S1中产生辐射能量的矩形平面沿长度方向十四等分，等分后的每个部分作为点光源微元，每个点光源微元与试验件上接收点的相对位置关系由点光源微元中心点与接收点的相对位置关系代替，从而得出每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量
Figure 416452DEST_PATH_IMAGE031
的计算公式为：
Figure 892302DEST_PATH_IMAGE015
（2）
式中：
Figure 133927DEST_PATH_IMAGE031
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 143472DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure 583680DEST_PATH_IMAGE007
为圆柱面半径，
Figure 653268DEST_PATH_IMAGE009
为加热元件温度，
Figure 178927DEST_PATH_IMAGE016
为黑体辐射常数，
Figure 992162DEST_PATH_IMAGE018
为点光源微元的个数；
S3、构建试验件热流密度分布计算模型
如图5所示，将结构热强度实验室飞机地面热强度试验中辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的法向量记作
Figure 286877DEST_PATH_IMAGE020
，试验件所在形面上接收点A的法向量记作
Figure 792945DEST_PATH_IMAGE022
，根据兰贝特定律，对于接收点处面积为dA 1的微元接收到点光源微元中心点
Figure 291053DEST_PATH_IMAGE024
的辐射热流计算公式为：
Figure 173559DEST_PATH_IMAGE026
（3）
将公式（3）两端消去
Figure 260463DEST_PATH_IMAGE028
，得到试验件热流密度分布计算模型，即接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
（4）
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE045
为接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度，
Figure DEST_PATH_IMAGE046
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 530908DEST_PATH_IMAGE033
为试验件所在形面上接收点A与辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的连线长度，
Figure 703263DEST_PATH_IMAGE028
为接收点A处面积，
Figure 920618DEST_PATH_IMAGE024
为点光源微元中心点B处面积，
Figure 127608DEST_PATH_IMAGE035
为定向辐射强度，
Figure 292922DEST_PATH_IMAGE037
为点光源中心点B的法线与
Figure 952574DEST_PATH_IMAGE033
连线的夹角，
Figure 973619DEST_PATH_IMAGE039
为接收面上点A的法线与
Figure 35116DEST_PATH_IMAGE040
连线的夹角，二者的余弦值可通过向量点积与向量的模计算得到。
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：
步骤S1中辐射加热元件的形状为圆柱形。
此处辐射加热元件用于等直舱段的加热。
实施例3
本实施例与实施例1的区别在于：
步骤S1中辐射加热元件的形状为圆锥形。
此处辐射加热元件用于天线罩的加热。
实施例4
本实施例为基于实施例1的构建方法构建的飞机测试中试验件热流密度分布计算模型。
模型公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE047
式中：
Figure 850626DEST_PATH_IMAGE045
为接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度，
Figure 997573DEST_PATH_IMAGE013
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 822310DEST_PATH_IMAGE033
为试验件所在形面上接收点A与辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的连线长度，
Figure 3892DEST_PATH_IMAGE028
为接收点A处面积，
Figure 927986DEST_PATH_IMAGE024
为点光源微元中心点B处面积，
Figure 375279DEST_PATH_IMAGE035
为定向辐射强度，
Figure 675810DEST_PATH_IMAGE037
为点光源中心点B的法线与
Figure 774216DEST_PATH_IMAGE033
连线的夹角，
Figure 869211DEST_PATH_IMAGE039
为接收面上点A的法线与
Figure 53068DEST_PATH_IMAGE040
连线的夹角，二者的余弦值可通过向量点积与向量的模计算得到。
实施例5
本实施例为基于实施例1的构建方法所构建的飞机测试中试验件热流密度分布计算模型的应用，包括以下步骤：
S1、通过试验件热流密度分布计算模型计算辐射加热元件所有单元部件的每个点光源微元中心点对试验件接受面接收点A的热流密度累加，得到辐射加热元件作用下接收点A的热流密度；
S2、按照步骤S1累加计算得到接收面上所有接收点获得的热流密度，给出整个试验件外表面的热流分布云图。

Claims (5)

1.飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、构建辐射面总热流量计算公式
选取结构热强度实验室飞机地面热强度试验中辐射加热元件的单元部件，单元部件为螺旋柱状，将单元部件面向试验件接收面的半圆柱面等效为产生辐射能量的矩形平面，则单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量
Figure DEST_PATH_IMAGE002
计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE003
（1）
式中：
Figure 792368DEST_PATH_IMAGE002
为单元部件面向试验件接收面的矩形平面产生的总热流量，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为圆柱面半径，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为加热元件温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为黑体辐射常数；
S2、构建点光源微元中心点热流量计算公式
将步骤S1中产生辐射能量的矩形平面沿长度方向N等分，等分后的每个部分作为点光源微元，每个点光源微元与试验件上接收点的相对位置关系由点光源微元中心点与接收点的相对位置关系代替，从而得出每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量
Figure DEST_PATH_IMAGE013
的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE015
（2）
式中：
Figure 238524DEST_PATH_IMAGE013
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure 948991DEST_PATH_IMAGE005
为加热元件长度，
Figure 817590DEST_PATH_IMAGE007
为圆柱面半径，
Figure 477372DEST_PATH_IMAGE009
为加热元件温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为黑体辐射常数，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为点光源微元的个数；
S3、构建试验件热流密度分布计算模型
将结构热强度实验室飞机地面热强度试验中辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的法向量记作
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，试验件所在形面上接收点A的法向量记作
Figure DEST_PATH_IMAGE022
，根据兰贝特定律，对于接收点处面积为dA1的微元接收到点光源微元中心点B处面积
Figure DEST_PATH_IMAGE024
的辐射热流计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
（3）
将公式（3）两端消去
Figure DEST_PATH_IMAGE028
，得到试验件热流密度分布计算模型，即接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
（4）
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE030
为接收点A接收到点光源微元中心点B辐射产生的热流密度，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为每个点光源微元中心点向半球空间内辐射的热流量，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为试验件所在形面上接收点A与辐射加热元件的单元部件所在形面上点光源微元中心点B的连线长度，
Figure 297692DEST_PATH_IMAGE028
为接收点A处面积，
Figure 495455DEST_PATH_IMAGE024
为点光源微元中心点B处面积，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为定向辐射强度，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为点光源中心点B的法线与
Figure 980794DEST_PATH_IMAGE033
连线的夹角，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
为接收面上点A的法线与
Figure DEST_PATH_IMAGE040
连线的夹角，二者的余弦值可通过向量点积与向量的模计算得到。
2.如权利要求1所述的飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，其特征在于，所述步骤S1中，辐射加热元件根据结构热强度实验室飞机地面热强度试验中试验件形状进行随形设计，并通过单元部件进行组装完成。
3.如权利要求1所述的飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，其特征在于，所述步骤S1中，辐射加热元件的形状包括：平板形、圆柱形、圆锥形。
4.如权利要求1所述的飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法，其特征在于，所述步骤S1中，辐射加热元件的加热方式为黑体辐射加热。
5.飞机测试中试验件热流密度分布计算模型的应用，其特征在于，基于权利要求1-4任一所述方法构建的计算模型，具体包括以下步骤：
S1、通过试验件热流密度分布计算模型计算辐射加热元件所有单元部件的每个点光源微元中心点对试验件接受面接收点A的热流密度累加，得到辐射加热元件作用下接收点A的热流密度；
S2、按照步骤S1累加计算得到接收面上所有接收点获得的热流密度，给出整个试验件外表面的热流分布云图。
CN202210565760.1A 2022-05-24 2022-05-24 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用 Active CN114647959B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210565760.1A CN114647959B (zh) 2022-05-24 2022-05-24 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210565760.1A CN114647959B (zh) 2022-05-24 2022-05-24 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114647959A CN114647959A (zh) 2022-06-21
CN114647959B true CN114647959B (zh) 2022-08-12

Family

ID=81997718

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210565760.1A Active CN114647959B (zh) 2022-05-24 2022-05-24 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114647959B (zh)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104121993A (zh) * 2014-07-24 2014-10-29 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 一种绝对法辐射热流计校准方法
CN113155885A (zh) * 2021-03-30 2021-07-23 中国飞机强度研究所 一种石英灯辐射加热试验热损失标定方法及标定装置

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000266603A (ja) * 1999-03-19 2000-09-29 Tokyo Electron Ltd 放射温度測定方法及び放射温度測定装置
JP3704563B2 (ja) * 2002-12-27 2005-10-12 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 感温塗料を用いた物体表面の熱流束分布計測方法及びその装置
US8814961B2 (en) * 2009-06-09 2014-08-26 Sundrop Fuels, Inc. Various methods and apparatuses for a radiant-heat driven chemical reactor
US9011560B2 (en) * 2009-06-09 2015-04-21 Sundrop Fuels, Inc. Various methods and apparatuses for an ultra-high heat flux chemical reactor
CN101907422B (zh) * 2010-06-02 2012-09-26 北京航空航天大学 导弹高温气动热模拟试验红外辐射热流密度增强装置
CN104267062B (zh) * 2014-10-22 2016-08-24 北京航空航天大学 一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法
CN105740594A (zh) * 2014-12-09 2016-07-06 上海宇航系统工程研究所 月球轨道飞行器表面红外辐射和反射辐射热流计算方法
CN109492236B (zh) * 2017-09-11 2023-01-06 北京电子工程总体研究所 一种空间飞行器外热流分析方法
CN113807010B (zh) * 2021-09-03 2024-04-02 西安交通大学 石英灯加热固体发动机壳体辐射与温度场计算方法及系统

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104121993A (zh) * 2014-07-24 2014-10-29 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 一种绝对法辐射热流计校准方法
CN113155885A (zh) * 2021-03-30 2021-07-23 中国飞机强度研究所 一种石英灯辐射加热试验热损失标定方法及标定装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN114647959A (zh) 2022-06-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Stokkermans et al. Aerodynamic interaction effects between propellers in typical eVTOL vehicle configurations
Kong et al. 3D high-quality temperature-field reconstruction method in furnace based on acoustic tomography
US20120109585A1 (en) Method and System to Account for Angle of Attack Effects in Engine Noise Shielding Tests
Joseph et al. Infrared thermography for detection of laminar–turbulent transition in low-speed wind tunnel testing
Banyassady et al. Interaction of inner and outer layers in plane and radial wall jets
CN107832532A (zh) 一种气动光传输效应对高速飞行器成像质量数值计算方法
CN110441747B (zh) 基于坡印廷矢量的目标近场同极化散射特性标定的方法
Yates et al. Plasma-actuated flow control of hypersonic crossflow-induced boundary-layer transition
Murray et al. Experimental investigation of axisymmetric hypersonic shock-wave/turbulent-boundary-layer interactions
Otero Jr et al. Nonintrusive gas-turbine engine-exhaust characterization using acoustic measurements
Iungo Wandering of a wing-tip vortex: Rapid scanning and correction of fixed-point measurements
CN114647959B (zh) 飞机测试中试验件热流密度分布计算模型构建方法及应用
Liu et al. Numerical investigation of the error caused by the aero-optical environment around an in-flight wing in optically measuring the wing deformation
Tokugawa et al. Pressure gradient effects on supersonic transition over axisymmetric bodies at incidence
Wheaton et al. Hypersonic boundary-layer instabilities due to near-critical roughness
Tufts et al. High-fidelity simulation of HIFiRE-5 boundary-layer transition
Vennik et al. Reproducing non-uniform surface temperature profiles on hypersonic cruise vehicles in impulsive wind tunnels
Liu et al. A fast multipole boundary element method for half-space acoustic problems in a subsonic uniform flow
CN109018456B (zh) 一种高轨遥感卫星平台的热真空试验外热流模拟方法
Van Driest et al. Boundary-layer transition at supersonic speeds-Roughness effects with heat transfer.
Juliano et al. HIFiRE-5b boundary-layer transition length and turbulent overshoot
Reddy et al. Achieving Quieter Supersonic Flight Through Outer-Mold Line Modifications: An Optimization Study
Zhao et al. Predicting the structural response induced by turbulent boundary layer in wind tunnel
Zhu et al. Study of droplet shadow zone of aircraft wing with diffusion effects
CN107985638B (zh) 自由曲面外热流模拟装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant