CN111024359A - 一种短时气体喷注流量测量方法 - Google Patents

一种短时气体喷注流量测量方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111024359A
CN111024359A CN201911158225.9A CN201911158225A CN111024359A CN 111024359 A CN111024359 A CN 111024359A CN 201911158225 A CN201911158225 A CN 201911158225A CN 111024359 A CN111024359 A CN 111024359A
Authority
CN
China
Prior art keywords
gas
pressure
time
injection
injection flow
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
CN201911158225.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111024359B (zh
Inventor
卢洪波
陈星�
王丹
易翔宇
谌君谋
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.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
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 China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201911158225.9A priority Critical patent/CN111024359B/zh
Publication of CN111024359A publication Critical patent/CN111024359A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111024359B publication Critical patent/CN111024359B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Abstract

本发明公开了一种短时气体喷注流量测量方法，所述方法包括如下步骤：(1)建立短时气体喷注流动物理模型；(2)推导喷注流量
Figure DDA0002285367830000011
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式；(3)推导待定系数α与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f之间的关系式；(4)开展标定试验，测量喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f，标定出待定系数，得出喷注流量
Figure DDA0002285367830000012
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式为；(5)开展喷流试验，测得的喷注前室实时压力Pinj和气源初态压力P0,i，即可获得喷注流量
Figure DDA0002285367830000013
本发明解决了喷注前室气体温度无法测量引起的流量准确获取难题，直接为脉冲设备超声速燃烧等试验的气态燃料喷注流量的准确获取提供了技术途径。

Description

一种短时气体喷注流量测量方法
技术领域
本发明属于风洞特种试验技术领域，尤其涉及一种短时气体喷注流量测量方法。
背景技术
被誉为第三次动力革命的超燃冲压发动机技术，一直备受世界各航天大国高度重视，实施了系列研究计划，取得了巨大进展，马赫数7以下(Ma≤7)已转向工程应用，但是更高马赫数(Ma>7)方面仍处于实验室探索阶段、面临诸多关键科学技术难题，迫切需要建立匹配的试验技术。
受加热能力限制，高马赫数超燃冲压发动机目前只能在高焓激波风洞或膨胀风洞中进行，如美国的LENS和HYPULSE、澳大利亚的T4、日本的HIEST、德国的HEG等。然而这类试验设备的运行时间都很短，一般只有几个毫秒，给超燃冲压发动机试验带来了极大的困难。在几个毫秒时间内，现有温度传感器无法达到热平衡，导致燃料喷注前室温度无法测量，给燃料喷注流量的测量带来巨大挑战。目前，普遍采用“喷注前室温度近似等于气源温度”的假设来计算喷注流量，使喷注流量的计算存在较大误差。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种短时气体喷注流量测量方法，引入了气源初始压力参数，摆脱了喷注流量计算时的“喷注前室温度近似等于气源温度”假设，有效提高了燃料喷注流量的测量精度，为脉冲风洞中超燃冲压发动机试验、超声速燃烧试验及其他喷流试验的喷注流量高精度获取提供了一种新途径。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种短时气体喷注流量测量方法，所述方法包括如下步骤：(1)建立短时气体喷注流动物理模型；(2)推导喷注流量
Figure BDA0002285367810000021
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式
Figure BDA0002285367810000022
(3)推导待定系数α与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f之间的关系式α＝f(Pinj,P0,i,P0,f)；(4)开展标定试验，测量喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f，根据喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f标定出待定系数α＝C，得出喷注流量
Figure BDA0002285367810000023
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式为
Figure BDA0002285367810000029
(5)开展喷流试验，测得的喷注前室实时压力Pinj和气源初态压力P0,i，即可获得喷注流量
Figure BDA00022853678100000210
上述短时气体喷注流量测量方法中，在步骤(1)中，建立的短时气体喷注流动物理模型为等熵膨胀流动与考虑总压损失的绝热流动之间的串联模型。
上述短时气体喷注流量测量方法中，在步骤(2)中，喷注流量
Figure BDA00022853678100000211
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式为
Figure BDA0002285367810000024
其中，α为待定系数，γ为气体的比热比。
上述短时气体喷注流量测量方法中，待定系数
Figure BDA0002285367810000025
由粘性修正系数
Figure BDA0002285367810000026
总压损失系数k、喷注流动喉道面积A和气体的比热比γ、摩尔质量M唯一决定，
Figure BDA0002285367810000027
k、A取决于喷注流路系统，Ru＝8.3145J/(mol·K)为通用气体常数，T0,i为气源的初始温度。
上述短时气体喷注流量测量方法中，在步骤(3)中，待定系数α与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f之间的关系式为：
Figure BDA0002285367810000028
其中，V0为包含电磁阀上游连接管路和气源储存室在内的喷注气路总体积，ti、tf分别为喷流试验的起始与结束时刻。
上述短时气体喷注流量测量方法中，步骤(4)中，标定试验中的喷注介质为与喷流试验同一气体，或者为与喷流试验中的气体比热比相同的其它替代气体。
上述短时气体喷注流量测量方法中，喷注气体为氧化性气体、惰性气体或者可燃性气体。
上述短时气体喷注流量测量方法中，氧化性气体为空气。
上述短时气体喷注流量测量方法中，惰性气体为氮气、氦气或氩气。
上述短时气体喷注流量测量方法中，可燃性气体为氢气或甲烷。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明将喷注流量与气源初态压力、喷注前室实时压力关联起来，解决了喷注前室气体温度无法测量引起的流量准确获取难题。
(2)本发明可通过摩尔质量的关联，利用相同比热比的惰性气体标定可燃气体喷注流量关系式的待定系数，有效降低试验风险，确保试验人员和设备的安全。
(3)本发明不仅适合测量超燃冲压发动机、超声速燃烧等试验的燃料喷注流量，还可以测量所有以气体为介质的可压缩喷注流动的质量流量。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的短时气体喷注流量测量方法的流程图；
图2是本发明实施例提供的短时气体喷注流动物理模型示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本实施例提供了一种短时气体喷注流量测量方法，根据气体动力学相关理论及喷注喉道流动拥塞条件，建立气体喷注流量与喷注气源初态压力、喷注前室实时压力之间的关系式，进一步推导给出关系式中的待定参数与喷注气源初/末态压力、喷注前室实时压力之间的关系，再通过对喷注前室实时压力、气源初/末态压力的测量，标定给出待定参数，从而确切地给出喷注流量与喷注气源初态压力、喷注前室实时压力之间的关系式，于是通过测量气源初态压力、喷注前室实时压力即可得到气体喷注流量，有效解决了前室温度无法测量引起的流量准确获取难题。
以某高焓激波风洞中的超燃冲压发动机试验为例，喷注介质为理想气体，气体的比热比为γ、摩尔质量为M，喷注流动喉道面积为A，包含电磁阀上游连接管路和气源储存室在内的喷注气路总体积为V0，如图1所示，具体实施步骤如下：
(1)建立短时气体喷注流动物理模型，如图2所示，气源初始压力、温度分别为P0,i、T0,i，喷注前室气体的压力和温度分别为Pinj、Tinj、喷注流量为
Figure BDA0002285367810000041
并假设：气体先从气源的初始状态(P0,i、T0,i)等熵膨胀到某一中间状态(Pm、Tm)，然后再经绝热流动将总压损失到喷注前室状态(Pinj、Tinj)，这里绝热流动是基于短时间喷注对应的喷注流动沿程换热损失可忽略不计得出的，同时喷注流动吼道位于前室下游、且喉道流道流动拥塞即流动速度为声速。
(2)由所述步骤(1)建立的建立短时气体喷注流动物理模型，再根据气体动力学理论，可得喷注流量为
Figure BDA0002285367810000051
这里
Figure BDA0002285367810000052
为考虑粘性影响的修正系数、Ru＝8.3145J/(mol·K)为通用气体常数；由“气体从气源的初始状态(P0,i、T0,i)等熵膨胀到某一中间状态(Pm、Tm)”的假设，可得
Figure BDA0002285367810000053
结合理想气体状态方程可得
Figure BDA0002285367810000054
又由“气体从中间状态(Pm、Tm)经绝热流动将总压损失到喷注前室状态(Pinj、Tinj)”的假设，可得Tinj＝Tm、Pinj＝kPm，其中k为总压损失系数、由电磁阀、管长及管路弯曲程度等组成的流路系统唯一决定,于是可得喷注前室的气体温度为
Figure BDA0002285367810000055
将喷注前室气体温度关系式代入喷注流量公式，可得喷注流量
Figure BDA0002285367810000056
与喷注前室实时压力Pinj、气源初始压力P0,i之间的关系式为
Figure BDA0002285367810000057
其中待定系数
Figure BDA0002285367810000058
由粘性修正系数
Figure BDA0002285367810000059
总压损失系数k、喷注流动喉道面积A和气体的比热比γ、摩尔质量M唯一决定，
Figure BDA00022853678100000510
k、A取决于喷注流路系统，γ、M取决于气体性质，显然待定系数α既可用喷流试验气体标定，也可以由其它替代气体标定，但替代气体的比热比必须与喷流试验气体一致，且必须利用摩尔质量进行转换。比如氢气(H2)喷流流量公式的待定系数
Figure BDA00022853678100000511
可用氮气(N2)进行标定出
Figure BDA00022853678100000512
以提高试验的安全，转换可得
Figure BDA0002285367810000061
(3)对所述步骤(2)给出的关系式eq.1积分可得
Figure BDA0002285367810000062
不妨假设经Δt＝tf-ti喷注后，气源压力稳定在P0,f、并与环境达到热平衡即温度仍恢复到T0,i，结合已知的喷注气路总体积V0及理想气体状态方程，又可得
Figure BDA0002285367810000063
整理可得待定系数标定关系式为
Figure BDA0002285367810000064
(4)开展标定试验，测得喷注前室实时压力Pinj(t)、气源初末态压力P0,i和P0,f，由所述步骤(3)给出的关系式eq.2标定出待定系数α＝C，得到确切的喷注流量与喷注气源初态压力、喷注前室实时压力之间的关系式为
Figure BDA0002285367810000065
(5)开展喷流试验，测量喷注前室实时压力Pinj(t)和气源初始压力P0,i，代入所述步骤(4)给出的关系式eq.3，即可获得喷注流量
Figure BDA0002285367810000066
本实施例将喷注流量与气源初态压力、喷注前室实时压力关联起来，解决了喷注前室气体温度无法测量引起的流量准确获取难题。本实施例可通过摩尔质量的关联，利用相同比热比的惰性气体标定可燃气体喷注流量关系式的待定系数，有效降低试验风险，确保试验人员和设备的安全。本实施例不仅适合测量超燃冲压发动机、超声速燃烧等试验的燃料喷注流量，还可以测量所有以气体为介质的可压缩喷注流动的质量流量。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种短时气体喷注流量测量方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)建立短时气体喷注流动物理模型；
(2)推导喷注流量
Figure FDA0002285367800000011
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式
Figure FDA0002285367800000012
(3)推导待定系数α与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f之间的关系式α＝f(Pinj,P0,i,P0,f)；
(4)开展标定试验，测量喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f，根据喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f标定出待定系数α＝C，得出喷注流量
Figure FDA0002285367800000013
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式为
Figure FDA0002285367800000014
(5)开展喷流试验，测得的喷注前室实时压力Pinj和气源初态压力P0,i，即可获得喷注流量
Figure FDA0002285367800000015
2.根据权利要求1所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：在步骤(1)中，建立的短时气体喷注流动物理模型为等熵膨胀流动与考虑总压损失的绝热流动之间的串联模型。
3.根据权利要求1所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：在步骤(2)中，喷注流量
Figure FDA0002285367800000017
与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i之间的关系式为
Figure FDA0002285367800000016
其中，α为待定系数，γ为气体的比热比。
4.根据权利要求3所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：待定系数
Figure FDA0002285367800000021
由粘性修正系数
Figure FDA0002285367800000022
总压损失系数k、喷注流动喉道面积A和气体的比热比γ、摩尔质量M唯一决定，Ru＝8.3145J/(mol·K)为通用气体常数，T0,i为气源的初始温度。
5.根据权利要求4所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：在步骤(3)中，待定系数α与喷注前室实时压力Pinj、气源初态压力P0,i和气源末态压力P0,f之间的关系式为：
Figure FDA0002285367800000023
其中，V0为包含电磁阀上游连接管路和气源储存室在内的喷注气路总体积，ti、tf分别为喷流试验的起始与结束时刻。
6.根据权利要求4所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：在步骤(4)中，标定试验中的喷注介质为与喷流试验同一气体，或者为与喷流试验中的气体比热比相同的其它替代气体。
7.根据权利要求6所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：喷注气体为氧化性气体、惰性气体或者可燃性气体。
8.根据权利要求7所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：氧化性气体为空气。
9.根据权利要求7所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：惰性气体为氮气、氦气或氩气。
10.根据权利要求7所述的短时气体喷注流量测量方法，其特征在于：可燃性气体为氢气或甲烷。
CN201911158225.9A 2019-11-22 2019-11-22 一种短时气体喷注流量测量方法 Active CN111024359B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911158225.9A CN111024359B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种短时气体喷注流量测量方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911158225.9A CN111024359B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种短时气体喷注流量测量方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111024359A true CN111024359A (zh) 2020-04-17
CN111024359B CN111024359B (zh) 2021-12-07

Family

ID=70202783

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911158225.9A Active CN111024359B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种短时气体喷注流量测量方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111024359B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111346528A (zh) * 2020-04-29 2020-06-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种变比热比冷喷流混合气体的制备方法

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103091065A (zh) * 2013-01-14 2013-05-08 中国人民解放军总参谋部工程兵科研三所 一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道
CN103940779A (zh) * 2014-04-13 2014-07-23 浙江大学 一种气体喷射流场的测量方法
CN104848904A (zh) * 2015-06-05 2015-08-19 中国航天空气动力技术研究院 进气道流量测量系统
CN106596038A (zh) * 2016-12-30 2017-04-26 北京大学 超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法
DE102016214969A1 (de) * 2016-08-11 2017-10-12 Continental Automotive Gmbh Windkanalanlage zur Strömungsmessung
CN107992105A (zh) * 2017-12-25 2018-05-04 中国航天空气动力技术研究院 一种流量控制系统及其控制方法
CN109520699A (zh) * 2018-12-20 2019-03-26 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞喷流响应速度和总压测试系统及测试方法
CN109883646A (zh) * 2018-12-21 2019-06-14 中国航天空气动力技术研究院 一种基于高温脉冲风洞的吸气式推进试验模拟方法
CN110377985A (zh) * 2019-07-03 2019-10-25 西安航天动力试验技术研究所 一种气体喷射泵设计方法
CN110455490A (zh) * 2019-08-21 2019-11-15 中国人民解放军国防科技大学 超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103091065A (zh) * 2013-01-14 2013-05-08 中国人民解放军总参谋部工程兵科研三所 一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道
CN103940779A (zh) * 2014-04-13 2014-07-23 浙江大学 一种气体喷射流场的测量方法
CN104848904A (zh) * 2015-06-05 2015-08-19 中国航天空气动力技术研究院 进气道流量测量系统
DE102016214969A1 (de) * 2016-08-11 2017-10-12 Continental Automotive Gmbh Windkanalanlage zur Strömungsmessung
CN106596038A (zh) * 2016-12-30 2017-04-26 北京大学 超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法
CN107992105A (zh) * 2017-12-25 2018-05-04 中国航天空气动力技术研究院 一种流量控制系统及其控制方法
CN109520699A (zh) * 2018-12-20 2019-03-26 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞喷流响应速度和总压测试系统及测试方法
CN109883646A (zh) * 2018-12-21 2019-06-14 中国航天空气动力技术研究院 一种基于高温脉冲风洞的吸气式推进试验模拟方法
CN110377985A (zh) * 2019-07-03 2019-10-25 西安航天动力试验技术研究所 一种气体喷射泵设计方法
CN110455490A (zh) * 2019-08-21 2019-11-15 中国人民解放军国防科技大学 超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
YU. G. ERMOLAEV等: ""Experimental Investigation of the Weak Shock Wave Influence on the Boundary Layer of a Flat Blunt Plate at the Mach Number 2.5"", 《FLUID DYNAMICS》 *
栗继伟: ""JFX爆轰驱动激波风洞关键问题研究"", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑（月刊）航空航天科学与工程》 *
谌君谋等: ""高焓激波风洞试验技术综述"", 《空气动力学学报》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111346528A (zh) * 2020-04-29 2020-06-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种变比热比冷喷流混合气体的制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111024359B (zh) 2021-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Brophy et al. Experimental performance characterization of an RDE using Equivalent Available Pressure
Jiang Experiments and development of long-test-duration hypervelocity detonation-driven shock tunnel (LHDst)
Adam et al. Enthalpy effects on hypervelocity boundary-layer transition: ground test and flight data
Godshalk et al. Characterization of 350 Hz thermoacoustic driven orifice pulse tube refrigerator with measurements of the phase of the mass flow and pressure
Walters et al. Performance characterization of a natural gas-air rotating detonation engine at elevated pressure
CN101761436A (zh) 用于测量气态燃料的喷射器的瞬时流量的方法
CN111366263B (zh) 一种基于激波管的tdlas测温的高温标定设备及方法
CN111024359B (zh) 一种短时气体喷注流量测量方法
US20080034889A1 (en) Method For Measuring Mass Flow Of A Multi-Component Gas
CN111077345A (zh) 一种高温超声速纯净气体流场环境下马赫数校准方法
CN107024355A (zh) 一种基于双爆轰驱动清洁气体模拟喷气发动机高温燃气的方法
Chacon et al. Evaluation of pressure rise and oscillation in a rotating detonation engine
CN109374827A (zh) 一种测量高温高压气体pvt性质的装置与方法
CN103968907B (zh) 一种超临界态和气态碳氢燃料密流测量装置及方法
Grossir et al. Design of static pressure probes for improved free-stream characterization in hypersonic wind-tunnels
Ilich et al. Evaluation of the stagnation-point velocity gradient in low-enthalpy hypersonic flows
Bakos et al. An experimental and computational study leading to new test capabilities for the HYPULSE facility with a detonation driver
CN103063371B (zh) 一种密集管束焊缝检测装置及检测方法
CN107271132A (zh) 一种基于单爆轰驱动清洁气体模拟喷气发动机高温燃气的方法
Erdos et al. Increase in the hypervelocity test envelope of the HYPULSE shock-expansion tube
Tanno et al. Measurement of hypersonic high-enthalpy boundary layer transition on a 7º cone model
Weber et al. Choked Flow in a Converging/Diverging Rotating Detonation Engine Exit
CN105841917A (zh) 一种超声速流场总压测量装置及测量方法
Cullon et al. Calibration of Lewis hypersonic tunnel facility at Mach 5, 6, and 7
Pinto et al. Flow characterization of the T3 hypersonic shock tunnel

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