2米激波风洞(FD-14A、14B、14C)

  • 2米激波B11_z
  • 1.2米激波C1_z
  • 2米激波A1_z

Φ2米激波风洞AFD-14A

基本情况

Φ2米激波风洞A属于脉冲式风洞,主要用于开展高超声速飞行器气动力和气动热环境试验研究。风洞采用氢气或氢氮混合气体驱动,试验气体为氮气或空气。

性能指标

风洞类型

脉冲式风洞

试验时间

418ms

喷管口径

Φ1.2mM16)、Φ2.0mM=24

马赫数范围

691012141624

雷诺数范围

1.0×1061.0×108/m

总温

4000K

总压

60MPa

试验能力

Ø 单、多分量气动力测量

Ø 模型表面热流测量

Ø 模型表面压力测量

Ø 喷流试验

Ø 流场显示试验

Ø 超燃冲压发动机试验

Ø 气动光学试验研究

Φ2米激波风洞BFD-14B

基本情况

Φ2米激波风洞B属于脉冲式风洞,主要用于开展高超声速飞行器气动力和气动热环境试验研究。风洞采用氦气或氦氮混合气体驱动,试验气体为氮气或空气

性能指标

风洞类型

脉冲式风洞

试验时间

535ms

喷管口径

Φ2.0m

雷诺数范围

2.1×1054.1×107/m

马赫数范围

810121416

总温

8002500K

总压

530MPa

 

                    Φ1.2米激波风洞(FD-14C

基本情况

Φ1.2米激波风洞C属于脉冲式风洞,主要用于开展高超声速飞行器气动力和气动热环境试验研究。风洞采用氦气或氦氮混合气体驱动,试验气体为氮气或空气。

性能指标

风洞类型

脉冲式风洞

试验时间

535ms

喷管口径

Φ1.2m

雷诺数范围

1.7×1051.1×108 /m

马赫数范围

5678

总温

8002500K

总压

220MPa