CN108398227A - 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法 - Google Patents

一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108398227A
CN108398227A CN201810315100.1A CN201810315100A CN108398227A CN 108398227 A CN108398227 A CN 108398227A CN 201810315100 A CN201810315100 A CN 201810315100A CN 108398227 A CN108398227 A CN 108398227A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fan
sector
section
shaped
cascade
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.)
Granted
Application number
CN201810315100.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108398227B (zh
Inventor
刘宝
蔡乐
周逊
付海晏
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.)
Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Harbin Institute of Technology
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 Harbin Institute of Technology filed Critical Harbin Institute of Technology
Priority to CN201810315100.1A priority Critical patent/CN108398227B/zh
Publication of CN108398227A publication Critical patent/CN108398227A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108398227B publication Critical patent/CN108398227B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及一种跨音扇形叶栅实验台及跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法，其中实验台包括：安装在风洞出口处的圆变圆段；从所述圆变圆段向后延伸且与之连通的圆变扇段；从所述圆变扇段向后延伸且与之连通的扇形直管段；从所述扇形直管段向斜后方延伸且与之连通的扇形斜管段，用于使轴向来流进行折转，且所述扇形斜管段中设置有至少一个导向叶栅；设置于所述扇形斜管段的出口处的扇形实验段，所述扇形实验段中设置有实验叶栅。本发明在收缩段后布置扇形直管段和扇形斜管段，从而得到实验叶栅所需来流方向的气流，并在扇形斜管段中加装至少一个导向叶栅，实现实验叶栅入口气流气动参数分布均匀。

Description

一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法
技术领域
本发明涉及扇形叶栅风洞实验的设备，尤其涉及一种跨音扇形叶栅实验台及跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法。
背景技术
叶轮机械扇形叶栅实验可以快捷、方便地获得三维叶片的基本流动现象。受到二维流动的限制，通过平面叶栅实验并不能得到叶轮机械内部复杂的三维流动特性。对叶轮机械进行整级实验可以得到完整、真实的流场，但是整级实验费用高昂，并且对流场细节的捕捉难度大。扇形叶栅实验可以获得真实的三维流场，以及叶栅通道内的径向压力梯度和径向二次流等复杂的流动现象。还可以节省实验成本，测量难度较低，因此得到广泛应用。
传统的扇形叶栅实验台搭建方法是在风洞扇形出口后接扇形直管段，当实验段叶栅并非轴向进气时需要在扇形直段出口斜切出一定角度。这种方法思路简单，易于实现。但是斜切扇形直段会造成实验叶栅入口来流并不均匀，产生沿周向压力梯度，导致实验扇形叶栅周期性较差，传统方法已经不能满足实际需求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是，针对非轴向进气的扇形叶栅实验台的斜切段会造成实验叶栅入口来流不均匀的缺陷，提供一种跨音扇形叶栅实验台及跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法。
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种跨音扇形叶栅实验台，包括：
安装在风洞出口处的圆变圆段；
从所述圆变圆段向后延伸且与之连通的圆变扇段；
从所述圆变扇段向后延伸且与之连通的扇形直管段；
从所述扇形直管段向斜后方延伸且与之连通的扇形斜管段，用于使轴向来流进行折转，且所述扇形斜管段中设置有至少一个导向叶栅；
设置于所述扇形斜管段的出口处的扇形实验段，所述扇形实验段中设置有实验叶栅。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述扇形斜管段上开设有叶型槽，所述导向叶栅插入所述叶型槽中固定。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述导向叶栅为对称叶型。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述扇形斜管段中设置的导向叶栅的位置满足以下公式：
L1＝k1*L2；400％≤k1≤600％；
其中，L1为导向叶栅距离扇形实验段中实验叶栅前缘的轴向距离，L2为扇形实验段中实验叶栅的轴向弦长，k1为预设的第一常数。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述扇形斜管段中设置的导向叶栅的数量满足以下公式：
N1＝INT(N2*k2/4k1)；9≤k2≤10；
其中，N1为扇形斜管段中设置的导向叶栅的数量，N 2为扇形实验段中实验叶栅的数量，k2为预设的第二常数，INT()为取整函数。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述扇形斜管段中沿扇形截面等间隔设置3个导向叶栅。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述扇形斜管段的长度满足以下公式：
L＝D*0.5；
其中，L为扇形斜管段的长度，D为所述圆变圆段的入口处的圆形直径。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述导向叶栅的弦长与所述实验叶栅弦长相等。
在根据本发明所述的跨音扇形叶栅实验台中，优选地，所述圆变圆段和圆变扇段均采用以下维氏曲线进行变换：
其中：Hi为收缩段的进口截面宽度；H0为收缩段的出口截面宽度；h为轴向距离为x的截面宽度；L为收缩段长度。
本发明还提供了一种跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法，在风洞出口后依次安装圆变圆段、圆变扇段、扇形直管段、扇形斜管段和扇形实验段，并在所述扇形斜管段中设置有至少一个导向叶栅以控制扇形实验段中实验叶栅来流分布均匀。
本发明的上述技术方案具有如下优点：
1、本发明在收缩段后布置扇形直管段和扇形斜管段，从而得到实验叶栅所需来流方向的气流，并在扇形斜管段中加装至少一个导向叶栅，实现实验叶栅入口气流气动参数分布均匀，解决了传统测量方式中的实验叶栅入口流场总压分布不均匀的问题；
2、本发明可以通过开设叶型槽的方式在扇形斜管段中安装导向叶栅，其结构简单，安装方便；
3、本发明可以采用吸力面和和压力面型线一致的导向叶栅，提高均流效果；
4、本发明还对导向叶栅的安装位置及数量进行了研究，通过本发明公式计算出的安装位置和最佳导向叶栅数量，能够在保障均流效果的同时，降低使用的零件成本。
附图说明
图1为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台的立体图；
图2为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台的左视图；
图3为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台的俯视图；
图4为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中扇形斜管段的结构示意图；
图5为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中导向叶栅的水平截面示意图；
图6为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中实验叶栅的水平截面示意图；
图7为维氏曲线变换示意图；
图8为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中导向叶栅的安装位置示意图；
图9为非对向测量时预先获得的探针方向校正曲线；
图10所示为非对向测量时预先获得的总压校正曲线；
图11所示为非对向测量时预先获得的静压校正曲线；
图12为对比实验台在马赫数为0.9的过渡段出口总压云图；
图13为对比实验台在马赫数为0.9的过渡段出口转折角α云图；
图14为对比实验台在马赫数为0.9的过渡段出口俯仰角β云图；
图15为本发明实验台在马赫数为0.9的过渡段出口总压云图；
图16为本发明实验台在马赫数为0.9的过渡段出口转折角α云图；
图17为本发明实验台在马赫数为0.9的过渡段出口俯仰角β云图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1至图3，为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台的立体图、左视图和俯视图。如图所示，该优选实施例提供的跨音扇形叶栅实验台包括：圆变圆段1、圆变扇段2、扇形直管段3、扇形斜管段4和扇形实验段5。
其中圆变圆段1和圆变扇段2为收缩段，圆变圆段1安装在风洞出口处，圆变扇段2从圆变圆段1向后延伸且与之连通。
扇形直管段3和扇形斜管段4构成过渡段，且截面均呈扇形。其中扇形直管段3从圆变扇段2向后延伸且与之连通，扇形斜管段4从扇形直管段3向斜后方延伸且与之连通。扇形实验段5设置于扇形斜管段4的出口处，与之对接。扇形实验段5中设置有实验叶栅6。
对于扇形的实验叶栅6而言，由于风洞出口为圆形，因此需要通过圆变圆段1、圆变扇段2、扇形直管段3与扇形斜管段4，共四段连接实验叶栅6与试验风洞。为了在扇形叶栅的吹风实验中，使实验叶栅7的入口来流均匀化，在圆变扇段2后设置了扇形直管段3和扇形斜管段4，其中扇形直管段3对气流起到稳压作用，扇形直管段3后连接的扇形斜管段4用于使轴向来流进行折转。如图所示，扇形直管段3和扇形斜管段4基本位于同一水平面内，且形成钝角，例如在水平面内呈145℃。
进一步地，本发明的跨音扇形叶栅实验台，在扇形斜管段4中设置有至少一个导向叶栅7，使扇形斜管段4中的来流压力重新分布，从而实现实验叶栅6来流气动参数分布均匀。
具体来讲，涡轮叶栅试验由大流量连续风机提供气源，气流由气源产生，经过通气管道到达风洞，当气流经过风洞的稳压段时，气流会变成压力、速度大小和方向稳定的气流。经过收缩段的收缩过程，使气流截面符合涡轮叶栅的尺寸，收缩段后布置扇形直管段，对来流起到稳定压力的作用。本发明在扇形直管段3出口通过例如法兰连接与入口气流角相同角度的扇形斜管段4，从而得到实验叶栅所需来流方向的气流。并且，本发明进一步在扇形斜管段4中布置至少一个导向叶栅，解决传统扇形叶栅实验入口来流均匀性差等问题，满足实验精度要求。
请参阅图4，为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中扇形斜管段的结构示意图。如图4所示，扇形斜管段4上开设有叶型槽41，导向叶栅7插入叶型槽41中固定。在本发明的一些实施例中，本领域基础技术人员也可以采用其它方式将该导向叶栅7安装于扇形斜管段4内。优选地，导向叶栅7在扇形的周向上等间隔设置。
请参阅图5和图6，分别为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中导向叶栅和实验叶栅的水平截面示意图。优选地，本发明中导向叶栅7为对称叶型，即导向叶栅7的吸力面和压力面型线一致。如图5中直线AB为导向叶栅的中弧线，A为前缘点，B为尾缘点，叶片型线关于中弧线对称。更优选地，导向叶栅7的弦长S1与实验叶栅6的弦长S2相等。
优选地，如图7所示，本发明中圆变圆段1和圆变扇段2均采用以下维氏曲线进行变换：
其中：Hi为收缩段的进口截面宽度；H0为收缩段的出口截面宽度；h为轴向距离为x的截面宽度；L为收缩段长度。圆变圆段1和圆变扇段2可以独立地作为2个收缩段使用上述公式(1)进行计算。
优选地，本发明中扇形斜管段4的长度满足以下公式(2)：
L＝D*0.5； (2)
其中，L为扇形斜管段4的长度，D为所述圆变圆段1的入口处的圆形直径。这是因为，当扇形斜管段4的长度为入口处的圆形直径的0.5倍时，就可以起到很好的稳压作用。例如，入口处圆形管道的直径为800mm，则扇形斜管段4的长度为400mm。本发明定义风洞出口处圆变圆段1的中心轴的方向为轴向，则上述扇形斜管段4的长度是指扇形斜管段4在所述轴向上投影的长度。
本发明还通过大量实验对导向叶栅7安装的位置和数量进行了研究。请结合参阅图8，为根据本发明优选实施例的跨音扇形叶栅实验台中导向叶栅的安装位置示意图。优选地，扇形斜管段4的折转角度β1等于实验叶栅入口气流角β2。
优选地，本发明的扇形斜管段4中设置的导向叶栅7的位置满足以下公式(3)：
L1＝k1*L2，400％≤k1≤600％； (3)
其中，L1为导向叶栅7距离扇形实验段5中实验叶栅6前缘的轴向距离，L2为扇形实验段5中实验叶栅6的轴向弦长，k1为预设的第一常数。
在前述导向叶栅安装位置的基础上，本发明对导向叶栅7的数量进行了研究。并根据气流分布的特性，得出了导向叶栅7的数量的最佳计算公式。因此，在本发明的优选实施例中，本发明的扇形斜管段4中设置的导向叶栅7的数量满足以下公式(4)：
N1＝INT(N2*k2/4k1)；9≤k2≤10； (4)
其中，N1为扇形斜管段4中设置的导向叶栅7的数量，N 2为扇形实验段5中实验叶栅6的数量，k2为预设的第二常数，INT()为取整函数。
例如，在一个优选实施例中，如图8所示，在扇形斜管段4中距离实验叶栅6前缘600％轴向弦长处置布置了3个对称叶型的导向叶栅7，使扇形斜管段4中的来流压力重新分布。扇形实验段5中实验叶栅6的数量为8个。
本发明通过实验对上述设置3个对称叶型的导向叶栅7的跨音扇形叶栅实验台进行检测。其中采用“L”型五孔气动探针进行扫掠测量。五孔探针对流场进行测量时，主要有三种方式：对向测量法、半对向测量法、非对向测量法。本实验采用非对向测量方法对出口截面参数进行测量。
非对向测量法原理是直接将五孔探针的探针头置于流场中，初始时探针气动中心和气流主流角度一致，根据探针五个孔获得的压力值与非对向测量探针方向校正曲线(Ka-Kβ与a-β的关系曲线)插值获得相关的折转气流角a和俯仰角β，通过总压校正曲线a-Cpt关系及静压校正曲线β-Cps关系获得测量点的总压Pt和静压Ps，进一步计算得到测量点的气流速度大小和方向。
图9、图10和图11所示为非对向测量时预先获得的探针方向校正曲线、总压校正曲线、静压校正曲线，根据探针头五个孔所测得的压力值及探针校正曲线即可获得所需测量点的气动参数，其操作简便，可信度高，因此本实验对动叶入口截面气流参数测量时采用非对向测量方法。
以下公式分别表示α方向校准系数、β方向校准系数、总压校正系数、静压校正系数与五孔测量压力之间的关系。
其中，Kα为a方向校准系数，Kβ为β方向校准系数，Cpt为总压校正系数，Cps为静压校正系数，p1、p2、p3、p4、p5分别为五孔探针1至5号孔采集压力，p为平均压力，ps为静压，pt为总压。
采用五孔探针对扇形斜管段4的出口截面进行测量，测量到马赫数为0.9。请参阅图12、图13和图14，分别为对比实验台在马赫数为0.9的过渡段出口总压云图、转折角α云图及俯仰角β云图。该对比实验台与本发明的跨音扇形叶栅实验台的结构基本相同，区别仅在于未在扇形斜管段4中布置导向叶栅7。如图12所示，过渡段出口流场均匀度较差，总压呈现出明显的从右向左的压力梯度，如图13和图14所示过渡段出口流场转折角α和俯仰角β的偏差较大，达到±10°。
请参阅图15、图16和图17，分别为本发明实验台在马赫数为0.9的过渡段出口总压云图、转折角α云图及俯仰角β云图。从上述云图可以看出，本发明在扇形斜管段4后部设置一排导向叶栅7后，过渡段出口流场的转折角和俯仰角偏差都缩小到了±5°的范围内，总压流场也更加均匀。说明设置导向叶栅7后过渡段出口均匀性有了很大提高，满足实验精度要求，保证了实验数据的准确性。
本发明还采用上述公式(4)分别计算出不同实验叶栅数量的最佳导向叶栅数量，如表1所示。根据实验叶栅数量的取值分别进行了4组对比实验，每组对比实验中制作了如表1中列出的实验台样品。通过上述五孔探针的实验方法检测实验台的均流情况。
表1
第一组 第二组 第三组 第四组
实验叶栅数量 8 10 12 15
最佳导向叶栅数量 3 3 4 5
导向叶栅数量 2～5 2～6 2～7 2～8
实验结果表明，与对照样品相比，采用经过本发明公式计算出的最佳导向叶栅数量，能够在保障均流效果的同时，降低使用的零件成本。
本发明第二方面，还提供了一种跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法，其基于前述实施例提供的跨音扇形叶栅实验台实现，在风洞出口后依次安装圆变圆段1、圆变扇段2、扇形直管段3、扇形斜管段4和扇形实验段5，并在所述扇形斜管段4中设置至少一个导向叶栅7以控制扇形实验段中实验叶栅6来流分布均匀。
综上所述，叶轮机械领域中实验方法一直是必不可少的研究方法之一，对扇形叶栅实验的获取是科研人员分析流场的强有力的手段。采用传统实验方法进行的扇形实验，实验叶栅入口流场总压分布不均匀，折转角与俯仰角无法满足实验要求等缺点。本发明在收缩段后布置扇形直管段和扇形斜管段，在扇形斜管段中加装导向叶栅，实现实验叶栅入口气流气动参数分布均匀，解决了传统测量方式中的上述问题。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，包括：
安装在风洞出口处的圆变圆段；
从所述圆变圆段向后延伸且与之连通的圆变扇段；
从所述圆变扇段向后延伸且与之连通的扇形直管段；
从所述扇形直管段向斜后方延伸且与之连通的扇形斜管段，用于使轴向来流进行折转，且所述扇形斜管段中设置有至少一个导向叶栅；
设置于所述扇形斜管段的出口处的扇形实验段，所述扇形实验段中设置有实验叶栅。
2.根据权利要求1所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述扇形斜管段上开设有叶型槽，所述导向叶栅插入所述叶型槽中固定。
3.根据权利要求1所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述导向叶栅为对称叶型。
4.根据权利要求1所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述扇形斜管段中设置的导向叶栅的位置满足以下公式：
L1＝k1*L2；400％≤k1≤600％；
其中，L1为导向叶栅距离扇形实验段中实验叶栅前缘的轴向距离，L2为扇形实验段中实验叶栅的轴向弦长，k1为预设的第一常数。
5.根据权利要求4所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述扇形斜管段中设置的导向叶栅的数量满足以下公式：
N1＝INT(N2*k2/4k1)；9≤k2≤10；
其中，N1为扇形斜管段中设置的导向叶栅的数量，N2为扇形实验段中实验叶栅的数量，k2为预设的第二常数，INT()为取整函数。
6.根据权利要求4所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述扇形斜管段中沿扇形截面等间隔设置3个导向叶栅。
7.根据权利要求1～6中任一项所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述扇形斜管段的长度满足以下公式：
L＝D*0.5；
其中，L为扇形斜管段的长度，D为所述圆变圆段的入口处的圆形直径。
8.根据权利要求1～6中任一项所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述导向叶栅的弦长与所述实验叶栅弦长相等。
9.根据权利要求1～6中任一项所述的跨音扇形叶栅实验台，其特征在于，所述圆变圆段和圆变扇段均采用以下维氏曲线进行变换：
其中：Hi为收缩段的进口截面宽度；H0为收缩段的出口截面宽度；h为轴向距离为x的截面宽度；L为收缩段长度。
10.一种跨音扇形叶栅入口来流均匀性控制方法，其特征在于，在风洞出口后依次安装圆变圆段、圆变扇段、扇形直管段、扇形斜管段和扇形实验段，并在所述扇形斜管段中设置有至少一个导向叶栅以控制扇形实验段中实验叶栅来流分布均匀。
CN201810315100.1A 2018-04-10 2018-04-10 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法 Active CN108398227B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810315100.1A CN108398227B (zh) 2018-04-10 2018-04-10 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810315100.1A CN108398227B (zh) 2018-04-10 2018-04-10 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108398227A true CN108398227A (zh) 2018-08-14
CN108398227B CN108398227B (zh) 2020-04-28

Family

ID=63099891

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810315100.1A Active CN108398227B (zh) 2018-04-10 2018-04-10 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108398227B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110186688A (zh) * 2019-04-28 2019-08-30 南京航空航天大学 孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板
CN112179665A (zh) * 2020-09-18 2021-01-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法
CN112729751A (zh) * 2020-12-30 2021-04-30 哈尔滨工业大学 试验台
CN112945506A (zh) * 2021-02-03 2021-06-11 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于暂冲式高速风洞的亚跨声速静压控制方法
CN113252279A (zh) * 2021-06-28 2021-08-13 哈尔滨工业大学 一种叶轮机械气动试验模拟装置
CN114076674A (zh) * 2021-11-20 2022-02-22 西北工业大学 一种适用于叶栅矩形管道出口的声学测量装置及方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105092202A (zh) * 2014-05-13 2015-11-25 茹履京 一种z形布置的声学风洞流道
CN106837840A (zh) * 2017-01-22 2017-06-13 大连海事大学 一种用于非均匀流场中静叶气动性能研究的扇形叶栅实验系统
US20170316133A1 (en) * 2016-01-20 2017-11-02 Soliton Holdings Corporation, Delaware Corporation Generalized Jet-Effect

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105092202A (zh) * 2014-05-13 2015-11-25 茹履京 一种z形布置的声学风洞流道
US20170316133A1 (en) * 2016-01-20 2017-11-02 Soliton Holdings Corporation, Delaware Corporation Generalized Jet-Effect
CN106837840A (zh) * 2017-01-22 2017-06-13 大连海事大学 一种用于非均匀流场中静叶气动性能研究的扇形叶栅实验系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
卢牛: "超音速压气机叶栅试验方法研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110186688A (zh) * 2019-04-28 2019-08-30 南京航空航天大学 孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板
CN110186688B (zh) * 2019-04-28 2020-07-24 南京航空航天大学 孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板
CN112179665A (zh) * 2020-09-18 2021-01-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法
CN112179665B (zh) * 2020-09-18 2022-08-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法
CN112729751A (zh) * 2020-12-30 2021-04-30 哈尔滨工业大学 试验台
CN112729751B (zh) * 2020-12-30 2023-10-27 哈尔滨工业大学 试验台
CN112945506A (zh) * 2021-02-03 2021-06-11 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于暂冲式高速风洞的亚跨声速静压控制方法
CN113252279A (zh) * 2021-06-28 2021-08-13 哈尔滨工业大学 一种叶轮机械气动试验模拟装置
CN114076674A (zh) * 2021-11-20 2022-02-22 西北工业大学 一种适用于叶栅矩形管道出口的声学测量装置及方法
CN114076674B (zh) * 2021-11-20 2024-01-16 西北工业大学 一种适用于叶栅矩形管道出口的声学测量装置及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108398227B (zh) 2020-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108398227A (zh) 一种跨音扇形叶栅实验台及来流均匀性控制方法
CN105157948B (zh) 一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统及测试方法
US20040187563A1 (en) Flow vector analyzer for flow bench
CN110530595A (zh) 一种可调节攻角的平面叶栅试验台试验段进口系统
CN111649948A (zh) 一种环形叶栅性能试验器用进气系统
CN110186688A (zh) 孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板
Ubertini et al. Experimental performance analysis of an annular diffuser with and without struts
CN104533816B (zh) 一种离心压气机径向扩压器试验装置及其试验方法
CN102590557A (zh) 一种可变径负压式微风速标定装置
Boos et al. Flow measurement in a multistage large scale low speed axial flow research compressor
CN106092538B (zh) 一种用于轴向转动孔流量系数测量的装置及不转动法
CN113155468B (zh) 基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法
CN110646043A (zh) 一种低声道数的气体超声流量测量方法
US7024929B2 (en) Flow stabilizer for flow bench
Aalburg et al. Annular cascade for radial compressor development
CN107167194A (zh) 一种气体管道整流器
Wartzek et al. Realistic inlet distortion patterns interacting with a transonic compressor stage
Schulze et al. NACA 65-series compressor rotor performance with varying annulus-area ratio, solidity, blade angle, and Reynolds number and comparison with cascade results
CN115046614A (zh) 一种进气道试验低压空气文丘里流量计实况校准方法
Zell et al. Performance and test section flow characteristics of the national full-scale aerodynamics complex 40-by 80-foot wind tunnel
Chernoray et al. Improving the accuracy of multihole probe measurements in velocity gradients
CN114414192B (zh) 喷水推进器进水流道水力性能测试装置及方法
Zierer Experimental investigation of the flow in diffusers behind an axial flow compressor
Terao et al. Final report on the CIPM air speed key comparison (CCM. FF-K3)
Quémard et al. High Reynolds number air intake tests in the ONERA F1 and S1MA wind tunnels

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