RU2739524C1 - Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве - Google Patents
Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве Download PDFInfo
- Publication number
- RU2739524C1 RU2739524C1 RU2020122442A RU2020122442A RU2739524C1 RU 2739524 C1 RU2739524 C1 RU 2739524C1 RU 2020122442 A RU2020122442 A RU 2020122442A RU 2020122442 A RU2020122442 A RU 2020122442A RU 2739524 C1 RU2739524 C1 RU 2739524C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- aircraft
- flight
- air flow
- heating
- Prior art date
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N25/00—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means
- G01N25/18—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means by investigating thermal conductivity
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Изобретение относится к методам и средствам наземных испытаний элементов летательного аппарата (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например, обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой в наземных условиях. Температурное поле элементов ЛА при аэродинамическом нагреве по предложенному способу определяется в результате проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элементов летательного аппарата подогретым воздушным потоком. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете. Первый цикл нагревания осуществляется при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, а последующие циклы нагревания проводятся при неизменном коэффициенте теплоотдачи и рассчитанной температуре восстановления подогретого воздушного потока. Причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу. Технический результат - повышение точности и достоверности определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.
Description
Изобретение относится к методам и средствам наземных испытаний элементов летательного аппарата (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой в наземных условиях.
Для проведения тепловых испытаний элементов ЛА в наземных условиях широко применяются различные установки: аэродинамические трубы, стенды тепловых испытаний на основе сжигания топлива в потоке воздуха, стенды радиационного нагрева [Полежаев Ю.В. и др. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. В 3 т. Т. 3. Экспериментальные исследования. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002].
В практике наземных испытаний широко применяются стенды радиационного нагрева и/или нагрева ленточными нагревателями, особенно для случая тепловых испытаний при заданном температурном поле испытываемого объекта или при заданной величине теплового потока, поступающего на элементы ЛА в полете [патент RU №2571442 «Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов», патент RU №2676385 «Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет»].
Известен способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата [RU 2526406 «Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата»], при котором тепловой эксперимент проводится в два этапа. На первом этапе проводят тепловое испытание фрагмента натурного теплоизоляционного пакета приборного отсека в термокамере с тепловым нагружением, соответствующим полетному, поддерживая на внешней поверхности теплоизоляции расчетные значения температуры, с одновременным созданием на внутренней поверхности теплоизоляционного пакета граничных условий теплообмена, имитирующих условия теплоотвода от оболочки корпуса внутрь приборного отсека. Затем по измеренным значениям температур внутренней поверхности теплоизоляционного пакета получают график зависимости температур корпуса приборного отсека от времени. На втором этапе корпус приборного отсека нагревают без теплоизоляции в соответствии с ранее полученным графиком изменения температур и одновременным замером температур газовой среды и аппаратуры приборного отсека, производящей тепловыделение в соответствии с полетной циклограммой.
Общим недостатком данных способов является необходимость заранее рассчитывать температуру элементов ЛА в исследуемых точках перед проведением теплового эксперимента, что в случае отсутствия сведений о теплофизических характеристиках материала осуществить с необходимой точностью невозможно.
Также для определения действительного температурного поля элементов ЛА испытания осуществляются в сверхзвуковых аэродинамических трубах с обеспечением режимов максимально приближенных к полетным [Баранов А.Н. и др. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М. Машиностроение, 1974.]. Этот вид воспроизведения полетных тепловых режимов трудоемкий, требует больших трудозатрат, финансовых затрат и времени получения результатов.
Известен способ моделирования параметров среды при аэродинамическом нагреве элементов летательного аппарата (ЛА), в том числе теплозащитных материалов, в наземных условиях при обеспечении условий проведения теплового эксперимента аналогичных полетным. [CN 109029907 «Parameter resembling method for aerodynamic thermal environment experimental simulation conditions»]. Способ включает в себя расчет температуры восстановления воздушного потока в полете и коэффициента теплоотдачи в полете по известным формулам. Затем определяется плотность теплового потока на основе рассчитанного коэффициента теплоотдачи в полете. Температура поверхности элемента ЛА в полете определяется по законам теплопередачи, затем в процессе итерационного процесса за счет переменного коэффициента теплоотдачи на стенде, рассчитываемого до начала эксперимента на основе метода вычислительной гидродинамики, регулируется температура восстановления потока на стенде, по которой определяется плотность теплового потока на стенде.
Недостатком данного способа является то, что для расчета температуры поверхности элемента ЛА необходимо иметь информацию о теплофизических характеристиках материала элемента ЛА. А также из-за того, что температура восстановления воздушного потока на стенде меньше температуры восстановления воздушного потока в полете, невозможно обеспечить моделирование реальных условий полета, в связи с чем температурное поле элемента ЛА будет недостоверным.
Известен способ воспроизведения тепловых режимов летательного объекта при сверхзвуковых скоростях полета дозвуковым потоком подогретого воздуха с размещением исследуемого объекта в специально спрофилированный канал, при котором обеспечивается поступление в ракету теплового потока , равного полетному [Афанасьев В.А. Экспериментальная обработка космических летательных аппаратов М., МАИ, 1994].
где
Равенство температур в сходственных точках летательного объекта на стенде и в полете достигается при испытаниях по этому способу при .
Недостатком данного известного способа тепловых испытаний является необходимость обеспечения равенства коэффициентов теплоотдачи и температур восстановления , что фактически требует создания аэродинамической трубы, обеспечивающей достижение чисел Рейнольдса и Маха, равных полетным, что является чрезвычайно сложной технической задачей при высокой стоимости.
Данное техническое решение является наиболее близким аналогом к заявленному изобретению и может выступать в качестве прототипа.
Технической задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является создание способа, обеспечивающего определение в стендовых условиях температурного поля элементов ЛА при заранее неизвестных теплофизических характеристик материала (теплопроводность, удельная теплоемкость, температуропроводность).
Технический результат - повышение точности и достоверности определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.
Указанный технический результат достигается при реализации способа определения температурного поля элементов летательного аппарата (ЛА) при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, отличающегося тем, что перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при коэффициенте теплоотдачи равным коэффициенту теплоотдачи на стенде и температуре восстановления подогретого воздушного потока равной температуре восстановления воздушного потока в полете, в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем последовательно проводят второй и последующие циклы нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при неизменном коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока, которую предварительно рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА,
- температура восстановления подогретого воздушного потока на стенде на n-ом цикле нагревания элемента ЛА;
- температура поверхности элемента летательного аппарата, измеренная на цикле нагревания элемента ЛА,
причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Таким образом, при испытаниях по предполагаемому способу достигается равенство температур элементов ЛА на стенде и в полете методом последовательных приближений за счет компенсации уменьшенной интенсивности конвективного нагрева (коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете ) увеличением температуры восстановления потока на стенде по сравнению с температурой восстановления потока в полете . Расчет температуры восстановления потока подогретого воздуха на стенде для каждого цикла нагревания элементов ЛА осуществляется по алгоритму, на основе измеренной на предыдущем цикле нагревания температуры поверхности элемента ЛА Тw ст, контактирующей с подогретым воздушным потоком при известных коэффициентах теплоотдачи на стенде и в полете αст и αпол.
Тепловой эксперимент может быть проведен в дозвуковой аэродинамической трубе, в которую помещают испытательный образец и подвергают тепловому потоку, имитирующий аэродинамический нагрев. А также в качестве устройства нагрева могут выступать турбореактивные двигатели, газоплазменные нагреватели, жидкостные реактивные двигатели, электродуговые нагреватели, прямоточные реактивные двигатели и др.
Обоснование предлагаемого способа тепловых испытаний основано на следующем.
Пусть требуется определить температуру элемента ЛА (например, обтекатель ракеты) в точках с известными координатами при аэродинамическом нагреве. В полетных условиях температура элемента ЛА является функцией коэффициента теплоотдачи , температуры восстановления , приведенной степени черноты , начальной температуры , времени полета , геометрических и теплофизических характеристик элемента ЛА:
(в предлагаемом способе испытаний теплофизические характеристики материала элемента ЛА не известны).
В стендовых условиях температура является функцией коэффициента теплоотдачи , температуры восстановления , приведенной степени черноты , начальной температуры , времени нагрева , геометрических и теплофизических характеристиках материала элемента ЛА:
Полетное (искомое) значение температуры и стендовое (экспериментальное) свяжем с помощью ряда Тейлора (для краткости все переменные, кроме , опущены, так как предполагается, что их значения не отклоняются от полетных, но рассматриваемый подход можно распространить и на случай других переменных):
где:
- температура элемента ЛА при нагреве его потоком с и - первое приближение к (первый цикл нагревания);
Δα=αпол-αст.
Температурное поле элемента ЛА на стенде при нагреве ее потоком с и (первое приближение к ) описывается системой уравнений:
R - внешний радиус элемента ЛА (например, обтекатель ракеты);
r - поперечная координата;
Продифференцировав систему (6-9) по и выполнив ряд преобразований с учетом (5), получим систему уравнений в виде:
Из равенства (4) и системы (10-13) следует, что эта система описывает температурное поле элемента ЛА во втором приближении (второй цикл нагревания). Следовательно, нагревая объект испытаний потоком с и температурой восстановления по (14), получим температурное поле (в том числе и ) во втором приближении.
Продифференцировав дважды систему уравнений (6-9) по , умножив обе части полученной системы на и обозначив
в результате получим:
Сложив соответствующие уравнения систем (10-13) и (16-19) и обозначив
в результате получим:
уравнение (22) получим в следующем виде:
Из равенства (20) и системы (21-24) с учетом (25) следует, что функция описывает натурное температурное поле элемента ЛА в третьем приближении.
Поэтому, нагревая элемент ЛА на стенде подогретым воздушным потоком с коэффициентом и температурой восстановления в соответствии с (25), получим натурную температуру элемента ЛА в третьем приближении.
В общем случае, повторив вышеизложенную методологию (n-1) раз для функции:
придем к системе уравнений:
Система уравнений (28-31) в соответствии с равенством (27) определяет натурное температурное поле элемента ЛА в (n-1) приближении.
Таким образом, натурное температурное поле элемента ЛА при испытаниях определяется следующим образом:
-первый цикл нагревания (из N циклов ) с и , в результате эксперимента находится температура элемента ЛА в первом приближении ;
-второй цикл нагревания с и температурой восстановления , в результате эксперимента находится температура элемента ЛА во втором приближении ;
-третий цикл нагревания осуществляется с и температурой восстановления , в результате эксперимента находится температура в третьем приближении ;
Количество циклов нагреваний элемента ЛА определяется из условия, что измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Claims (11)
- Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата (ЛА) при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, отличающийся тем, что перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем последовательно проводят второй и последующие циклы нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при неизменном коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока, которую предварительно рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
- на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА,
- где
- n - цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, n=2…N;
- αст - коэффициент теплоотдачи на стенде;
- αпол - коэффициент теплоотдачи в полете;
- причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2739524C1 true RU2739524C1 (ru) | 2020-12-25 |
Family
ID=74063010
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) | 2020-07-07 | 2020-07-07 | Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2739524C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2759326C1 (ru) * | 2021-02-08 | 2021-11-11 | Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» | Способ контроля качества производства обтекателей ракет |
RU2773024C1 (ru) * | 2021-08-18 | 2022-05-30 | Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") | Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов |
CN114818153A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-07-29 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2526406C1 (ru) * | 2013-02-26 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата |
CN104820748A (zh) * | 2015-05-07 | 2015-08-05 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法 |
RU2571442C1 (ru) * | 2015-01-12 | 2015-12-20 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
RU2625637C1 (ru) * | 2016-06-06 | 2017-07-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации |
CN109029907A (zh) * | 2018-07-18 | 2018-12-18 | 大连理工大学 | 一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法 |
-
2020
- 2020-07-07 RU RU2020122442A patent/RU2739524C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2526406C1 (ru) * | 2013-02-26 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата |
RU2571442C1 (ru) * | 2015-01-12 | 2015-12-20 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
CN104820748A (zh) * | 2015-05-07 | 2015-08-05 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法 |
RU2625637C1 (ru) * | 2016-06-06 | 2017-07-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации |
CN109029907A (zh) * | 2018-07-18 | 2018-12-18 | 大连理工大学 | 一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法 |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2759326C1 (ru) * | 2021-02-08 | 2021-11-11 | Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» | Способ контроля качества производства обтекателей ракет |
RU2773024C1 (ru) * | 2021-08-18 | 2022-05-30 | Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") | Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов |
CN114818153A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-07-29 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法 |
CN114818153B (zh) * | 2022-07-01 | 2022-09-16 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2739524C1 (ru) | Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве | |
Cook et al. | Reduction of data from thin-film heat-transfer gages-A concise numerical technique. | |
Schneider | Hypersonic boundary-layer transition with ablation and blowing | |
Massa et al. | Hypersonic heat flux reconstruction with distributed temperature sensors | |
RU2676385C1 (ru) | Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет | |
Aref’ev et al. | Methodology of experimental determining the combustion efficiency of fuel mixture flows in channels of variable cross-section | |
Hermann et al. | Tool for rapid transient transpiration-cooled reentry simulation | |
RU2773024C1 (ru) | Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов | |
Şakraker et al. | Hypersonic aerothermochemistry duplication in ground plasma facilities: A flight-to-ground approach | |
Živković et al. | Experimental and simulation testing of thermal loading in the jet tabs of a thrust vector control system | |
Hu et al. | New formulas for standoff distance in front of spacecraft in hypersonic flow | |
Leiser et al. | Theoretical and Experimental Analysis of Flight-to-Ground Scaling for Axisymmetric and Planar Bodies | |
RU2616108C1 (ru) | Способ определения аэродинамического нагрева высокоскоростного летательного аппарата в опережающих лётных исследованиях на крупномасштабной модели | |
Bykerk et al. | Preparatory cfd studies for subsonic analyses of a reusable first stage launcher during landing within the retpro project | |
RU2676397C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
Hickey et al. | A Methodology for Actuating RCS Jets in a Continuous, Time-Accurate CFD Simulation | |
Hermann et al. | Performance of transpiration cooled heat shields for hypersonic vehicles | |
Holden et al. | Studies of laminar, transitional, and turbulent hypersonic flows over curved compression surfaces | |
Skibina et al. | Research of the gas flow in a channel with sudden expansion under conditions of supersonic flow around axisymmetric model | |
Maslov et al. | Investigation of working processes in a flowing channel of ramjet engine | |
Söğütcü et al. | Experimental and numerical investigation of a jet vane of thrust vector control system | |
Schneider et al. | Impact of Different Chemical Models on the Numerical Prediction of Dual-Bell Nozzle Transition | |
Prabhu et al. | CFD analysis framework for arc-heated flowfields II: shear testing in arc-jets at NASA ARC | |
Dufrene et al. | Space Launch System Base Heating Test: Experimental Operations and Results | |
Shams et al. | Capability analysis of global hypersonic wind tunnel facilities for aerothermodynamic investigations |