CN111272376B - 风洞附面层控制机构及超声速风洞 - Google Patents

风洞附面层控制机构及超声速风洞 Download PDF

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Abstract

本发明公开了风洞附面层控制机构及超声速风洞。该风洞附面层控制机构包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于凸环件内的唇罩环件，以及连接凸环件和唇罩环件的连接杆，试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近凸环件中轴线方向凸起的曲面，唇罩环件外环面与凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿风洞进风方向唇罩环件外环面与凸环件内环面间隙由大变小，以靠近风洞进风口作为前方，远离进风口作为后方，凸环件前端位于唇罩环件前端的前方。能够降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。

Description

风洞附面层控制机构及超声速风洞
技术领域
本发明属于航空发动机测试技术领域，具体涉及风洞附面层控制机构及超声速风洞。
背景技术
空气动力学试验，是验证飞行器性能的必要手段。由于气体流动现象和飞行器几何外形的复杂性，必须经过大量的试验，找出其规律再结合理论分析，得出其性能。风洞则是进行空气动力学试验的一项基本设备，它是按一定要求设计的管道系统，可利用动力驱动装置产生可控的气流，再依据物体运动的相对性和相似性原理进行气流场试验的设备。
但是，现有风洞，尤其是超声速风洞内的附面层内存在着很大的速度梯度和旋涡，其黏性对风洞的流动产生较大影响，使得风洞试验段有效试验面积变小。
发明内容
针对现有技术不足，本发明要解决的技术问题是，提供风洞附面层控制机构及超声速风洞，该风洞附面层控制机构能够降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案为：一种风洞附面层控制机构，包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于所述凸环件内的唇罩环件，以及连接所述凸环件和唇罩环件的连接杆，所述试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，所述唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近所述凸环件中轴线方向凸起的曲面，所述唇罩环件外环面与所述凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，所述环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿所述风洞进风方向所述唇罩环件外环面与所述凸环件内环面间隙由大变小，以靠近所述风洞进风口作为前方，远离所述进风口作为后方，所述凸环件前端位于所述唇罩环件前端的前方。
作为优选，所述唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为光滑流线型曲面。
作为优选，位于同一平面的所述凸环件的轴向环断面和所述唇罩环件的轴向环断面分别作为第一断面和第二断面；所述第一断面设于所述试验段内壁的边线作为第一底边，其余边线作为第一顶边；所述第二断面靠近所述第一断面的边线作为第二底边，其余边线作为第二顶边；所述第一顶边包括斜线段和第一弧线段，所述斜线段前端连接所述第一底边前端，所述斜线段后端连接第一弧线段前端，所述斜线段后端向靠近所述凸环件中轴线方向倾斜，所述第一弧线段后端连接所述第一底边后端；所述斜线段的后端与所述第二断面的前端位于同一垂直于凸环件中轴线的直线上，所述第一断面的后端与所述第二截面的后端位于同一垂直于凸环件中轴线的直线上；所述第一弧线段、第二顶边和第二底边设为向靠近所述凸环件中轴线弯曲的平滑弧线；以垂直于所述凸环件中轴线方向作为径向，所述第二底边与所述第一弧线段的径向间距沿所述风洞进风方向逐渐变小。
作为优选，所述斜线段与所述第一底边的夹角θ3设为36°，所述凸环件的激波角β设为41°；所述唇罩环件的初始倾斜角θ1大于所述唇罩环件的最大中心体角θ2，且θ1和θ2的差值范围为12°-15°。所述初始倾斜角为所述第二顶边前端的切线与水平线的夹角(唇罩环件外环的初始倾斜角)；所述最大中心体角为所述第一弧线段前端的切线与水平线的夹角(即凸环件外环的初始倾斜角)
作为优选，初始倾斜角θ1设为34°，所述最大中心体角θ2设为21°；所述斜线段后端与所述第一底边的径向间距小于或等于所述试验段内壁半径的1/25；以所述第一弧线段与所述第一底边间最大径向间距点作为所述第一弧线段的顶点，所述顶点与所述第二底边的径向间距为所述顶点与所述第一底边的径向间距的2/3；所述第二底边与第二顶边的径向间距作为所述唇罩环件的径向厚度，所述唇罩环件的径向厚度保持一致，且为所述斜线段后端与所述第一底边的径向间距的1/3；以沿所述凸环件中轴线方向作为轴向，所述第一弧线段的轴向长度为所述斜线段的轴向长度的1.5倍；以所述凸环件中轴线作为中心线，所述第一弧线段的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于24°，所述第二底边的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于36°；所述环型气流通道的前端口的径向高度为其后端口的径向高度的两倍。
作为优选，所述连接杆设为纺锤形杆，所述连接杆的径向中线与所述唇罩环件径向中线重合，所述连接杆设为八个，八个所述连接杆沿所述凸环件内环面径向截面周向均匀分布；所述连接杆的最大径向厚度等于所述唇罩环件的径向厚度，所述连接杆的轴向长度为所述第一底边长度的1/3。
作为优选，所述风洞附面层控制机构具有两道激波，一道激波为激波角为β的锥形激波，另一道激波为正激波，在所述风动工作时，所述锥形激波和所述正激波交汇于所述唇罩环件前端部。
本发明还公开了一种超声速风洞，包括沿所述风洞进风方向依次连接的扩散段、稳流段，收缩段和试验段，所述试验段内壁固定安装有上述的风洞附面层控制机构。
作为优选，所述扩散段、稳流段，收缩段和试验段间均通过法兰盘加螺栓紧固的方式连接；所述扩散段内垂直所述稳流段中轴线设置防分离网，所述稳流段内沿所述风洞进风方向依次设置烧结丝网，正六边形蜂窝器和阻尼网，所述烧结丝网，正六边形蜂窝器和阻尼网均垂直于所述稳流段中轴线设置，风洞附面层控制机构设于所述试验段中间。
作为优选，所述防分离网采用1层、网丝直径0.315mm、开孔率0.51和目数为22.78目的不锈钢网；所述烧结丝网采用80目6层，网丝直径0.315mm，开孔率0.51的不锈钢网，所述烧结丝网背风面加装不锈钢格栅；所述正六边形蜂窝器采用端面正六边形、长径比20，轴向总长度200mm的不锈钢管焊接而成；所述阻尼网设为两层，两层阻尼网均采用20目1层，网丝直径0.25mm，开孔率0.64的不锈钢网。
与现有技术相比，本发明的优点和积极效果在于：提供了风洞附面层控制机构及超声速风洞，该风洞附面层控制机构设置在试验段内壁上可增大风洞试验段内壁壁面压力分布，以将附面层空气吹出壁面，使附面层重新获得能量，将试验段内壁壁面的总焓提高。采用该风洞附面层控制机构对风洞结构进行简单调整，无需额外增加其余设备(如：附面层抽吸设备或附面层蜂窝设备等)即可增加附面层能量，加速附面层流动，降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
附图说明
图1为实施例的超声速风洞的结构示意图(箭头方向为风洞进风方向)；
图2为图1的A部分放大图；
图3为第一断面和第二断面的结构示意图；
图4为装配风洞附面层控制机构前后的附面层分布对比图；
以上个图中：1-扩散段，11-防分离网，2-稳流段，21-烧结丝网，22-正六边形蜂窝器，23-阻尼网，3-收缩段，4-试验段，5-风洞附面层控制机构，51-凸环件，511-斜线段，512-第一底边，513-第一弧线段，52-唇罩环件，521-第二底边，522-第二顶边，53-连接杆，6-法兰盘。
具体实施方式
下面，通过示例性的实施方式对本发明进行具体描述。然而应当理解，在没有进一步叙述的情况下，一个实施方式中的元件、结构和特征也可以有益地结合到其他实施方式中。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1至3所示，一种风洞附面层控制机构5，包括固定安装在风洞试验段4内壁上的凸环件51，套设于所述凸环件51内的唇罩环件52，以及连接所述凸环件51和唇罩环件52的连接杆53，所述试验段4、凸环件51和唇罩环件52中轴线同轴设置，所述唇罩环件52外环面、唇罩环件52内环面和凸环件51内环面均设为向靠近所述凸环件51中轴线方向凸起的曲面，所述唇罩环件52外环面与所述凸环件51内环面间存在间隙以构成环型气流通道，所述环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿所述风洞进风方向(如图1箭头方向所示)所述唇罩环件52外环面与所述凸环件51内环面间隙由大变小，以靠近所述风洞进风口作为前方，远离所述进风口作为后方，所述凸环件51前端位于所述唇罩环件52前端的前方。
一种超声速风洞，包括沿所述风洞进风方向依次连接的扩散段1、稳流段2，收缩段3和试验段4，所述试验段4内壁壁面固定安装有上述的风洞附面层控制机构5。
上述风洞附面层控制机构5具体特殊的结构，将其设置在试验段4内壁上可增大风洞试验段4内壁壁面压力分布，以将附面层空气吹出壁面，使附面层重新获得能量，将试验段4内壁壁面的总焓提高。采用该风洞附面层控制机构5对风洞结构进行简单调整，无需额外增加其余设备(如：附面层抽吸设备或附面层蜂窝设备等)即可增加附面层能量，加速附面层流动，降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段4有效试验面积。
具体的，所述扩散段1、稳流段2，收缩段3和试验段4间均通过法兰盘6加螺栓紧固的方式连接；所述扩散段1内垂直所述稳流段中轴线设置防分离网11，所述稳流段2内沿所述风洞进风方向依次设置烧结丝网21，正六边形蜂窝器22和阻尼网23，所述烧结丝网21，正六边形蜂窝器22和阻尼网23均垂直于所述稳流段2中轴线设置，风洞附面层控制机构5设于所述试验段4中间。
具体的，所述防分离网11采用1层、网丝直径0.315mm、开孔率0.51和目数为22.78目的不锈钢网；所述烧结丝网21采用80目6层，网丝直径0.315mm，开孔率0.51的不锈钢网，所述烧结丝网21背风面加装不锈钢格栅；所述正六边形蜂窝器22采用端面正六边形、长径比20，轴向总长度200mm的不锈钢管焊接而成；所述阻尼网23设为两层，两层阻尼网23均采用20目1层，网丝直径0.25mm，开孔率0.64的不锈钢网。所述扩散段1中间设置防分离网11能够使非均匀结构的气流不产生分离，并且可以阻挡杂物进入试验段4，进而保证螺旋桨试验的正常进行，防分离网11为不锈钢网能确保防分离网的强度，防止防分离网变形影响整流、过滤效果；稳流段2设置烧结丝网21、正六边形蜂窝器22和阻尼网23，烧结丝网21的设置能够使非均匀结构的来流减速，保证轴向静压梯度，使透过烧结丝网的气流进一步稳定、均匀，降低湍流度，蜂窝器能够使稳流段风口出流方向一致性更好，使气流获得合格的平均气流偏角，进一步降低湍流度，两层阻尼网23的设置不仅能使气流在截面上的速度更加均匀，并且能把入射风流湍流度再降低，达到试验要求的合格的流场。
具体的，扩散段1、稳流段2，收缩段3，试验段4均采用S30408不锈钢结构。这样设置能保证风洞装置结构强度的同时，满足试验要求的低温性能。
具体的，扩散段1、稳流段2，收缩段3，试验段4均采用法兰盘6加螺栓紧固的方式连接，易于拆卸，保证试验的顺利进行。
具体的，所述唇罩环件52外环面、唇罩环件52内环面和凸环件51内环面均设为光滑流线型曲面。
具体的，位于同一平面的所述凸环件51的轴向环断面和所述唇罩环件52的轴向环断面分别作为第一断面和第二断面；所述第一断面设于所述试验段4内壁的边线作为第一底边512，其余边线作为第一顶边；所述第二断面靠近所述第一断面的边线作为第二底边521，其余边线作为第二顶边522；所述第一顶边包括斜线段511和第一弧线段513，所述斜线段511前端连接所述第一底边512前端，所述斜线段511后端连接第一弧线段513前端，所述斜线段511后端向靠近所述凸环件51中轴线方向倾斜，所述第一弧线段513后端连接所述第一底边512后端；所述斜线段511的后端与所述第二断面的前端位于同一垂直于所述凸环件51中轴线的直线上，所述第一断面的后端与所述第二截面的后端位于同一垂直于所述凸环件51中轴线的直线上；所述第一弧线段513、第二顶边522和第二底边521设为向靠近所述凸环件51中轴线方向弯曲的平滑弧线；以垂直于所述凸环件51中轴线方向作为径向，所述第二底边521与所述第一弧线段513的径向间距沿所述风洞进风方向逐渐变小，即沿所述风洞进风方向(如图1箭头方向所示)所述唇罩环件52外环面与所述凸环件51内环面间隙逐渐减小。
具体的，所述斜线段511与所述第一底边512的夹角θ3设为36°，所述凸环件51的激波角β设为41°；所述唇罩环件52的初始倾斜角θ1大于所述唇罩环件52的最大中心体角θ2，且θ1和θ2的差值范围为12°-15°。
实施例1
采用上述结果的超声速风洞，其具体尺寸参数设计如图3所示，初始倾斜角θ1设为34°，所述最大中心体角θ2设为21°；所述斜线段511后端与所述第一底边512的径向间距小于或等于所述试验段4内壁半径的1/25；以所述第一弧线段513与所述第一底边512间最大径向间距点作为所述第一弧线段513的顶点，所述顶点与所述第二底边521的径向间距为所述顶点与所述第一底边512的径向间距的2/3；所述第二底边521与第二顶边522的径向间距作为所述唇罩环件52的径向厚度，所述唇罩环件52的径向厚度保持一致，且为所述斜线段511后端与所述第一底边512的径向间距的1/3；以沿所述凸环件51中轴线方向作为轴向，所述第一弧线段513的轴向长度为所述斜线段511的轴向长度的1.5倍；所述环型气流通道的前端口的径向高度为其后端口的径向高度的两倍；所述第一弧线段513的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于24°，所述第二底边521的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于36°；所述连接杆53设为纺锤形杆，所述连接杆53的径向中线与所述唇罩环件52径向中线重合，所述连接杆53设为八个，八个所述连接杆53沿所述凸环件51内环面径向截面周向均匀分布；所述连接杆53的最大径向厚度等于所述唇罩环件52的径向厚度，所述连接杆51的轴向长度为所述第一底边512长度的1/3。
风洞附面层控制机构5采用上述结构能够具有两道激波，一道激波为激波角为β的锥形激波，另一道激波为正激波，在所述风动工作时，所述锥形激波和所述正激波交汇于所述唇罩环件2前端部。
图4展示了采用上述结构的风洞附面层控制机构5前后的风洞附面层对比情况，其中，图4(a)是未增加实施例1的风洞附面层控制机构5的试验段4附面层分布示意图；图4(b)是增加风洞附面层控制机构5的试验段4附面层示意图，图4(a)和图4(b)采用Ansysworkebench建模，利用Fluent进行计算，其中Fluent中给定边界条件为速度入口400m/s，压力出口常压，采用k-ε湍流模型。通过对比图4(a)和图4(b)可以看出，如果不增设风洞附面层控制机构5则附面层会对试验区域造成影响(如图4(a)所示)，添加本实施例的风洞附面层控制机构5能增大风洞试验段4壁面压力分布以将附面层空气吹出壁面，使附面层重新获得能量，将试验段4壁面的总焓提高，降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非是对本发明作其它形式的限制，任何熟悉本专业的技术人员可能利用上述揭示的技术内容加以变更或改型为等同变化的等效实施例应用于其它领域，但是凡是未脱离本发明技术方案内容，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、等同变化与改型，仍属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种风洞附面层控制机构，其特征在于，包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于所述凸环件内的唇罩环件，以及连接所述凸环件和唇罩环件的连接杆，所述试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，所述唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近所述凸环件中轴线方向凸起的曲面，所述唇罩环件外环面与所述凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，所述环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿所述风洞进风方向所述唇罩环件外环面与所述凸环件内环面间隙由大变小，以靠近所述风洞进风口作为前方，远离所述进风口作为后方，所述凸环件前端位于所述唇罩环件前端的前方；所述唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为光滑流线型曲面；位于同一平面的所述凸环件的轴向环断面和所述唇罩环件的轴向环断面分别作为第一断面和第二断面；所述第一断面设于所述试验段内壁的边线作为第一底边，其余边线作为第一顶边；所述第二断面靠近所述第一断面的边线作为第二底边，其余边线作为第二顶边；所述第一顶边包括斜线段和第一弧线段，所述斜线段前端连接所述第一底边前端，所述斜线段后端连接第一弧线段前端，所述斜线段后端向靠近所述凸环件中轴线方向倾斜，所述第一弧线段后端连接所述第一底边后端；所述斜线段的后端与所述第二断面的前端位于同一垂直于凸环件中轴线的直线上，所述第一断面的后端与所述第二断面的后端位于同一垂直于凸环件中轴线的直线上；所述第一弧线段、第二顶边和第二底边设为向靠近所述凸环件中轴线弯曲的平滑弧线；以垂直于所述凸环件中轴线方向作为径向，所述第二底边与所述第一弧线段的径向间距沿所述风洞进风方向逐渐变小。
2.根据权利要求1所述的风洞附面层控制机构，其特征在于，所述斜线段与所述第一底边的夹角θ3设为36°，所述凸环件的激波角β设为41°；所述唇罩环件的初始倾斜角θ1大于所述唇罩环件的最大中心体角θ2，且θ1和θ2的差值范围为12°～15°。
3.根据权利要求2所述的风洞附面层控制机构，其特征在于，初始倾斜角θ1设为34°，所述最大中心体角θ2设为21°；所述斜线段后端与所述第一底边的径向间距小于或等于所述试验段内壁半径的1/25；以所述第一弧线段与所述第一底边间最大径向间距点作为所述第一弧线段的顶点，所述顶点与所述第二底边的径向间距为所述顶点与所述第一底边的径向间距的2/3；所述第二底边与第二顶边的径向间距作为所述唇罩环件的径向厚度，所述唇罩环件的径向厚度保持一致，且为所述斜线段后端与所述第一底边的径向间距的1/3；以沿所述凸环件中轴线方向作为轴向，所述第一弧线段的轴向长度为所述斜线段的轴向长度的1.5倍；以所述凸环件中轴线作为中心线，所述第一弧线段的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于24°，所述第二底边的任意切线与沿所述风洞进气方向的所述中心线的夹角小于或等于36°；所述环型气流通道的前端口的径向高度为其后端口的径向高度的两倍。
4.根据权利要求3所述的风洞附面层控制机构，其特征在于，所述连接杆设为纺锤形杆，所述连接杆的径向中线与所述唇罩环件径向中线重合，所述连接杆设为八个，八个所述连接杆沿所述凸环件内环面径向截面周向均匀分布；所述连接杆的最大径向厚度等于所述唇罩环件的径向厚度，所述连接杆的轴向长度为所述第一底边长度的1/3。
5.根据权利要求4所述的风洞附面层控制机构，其特征在于，具有两道激波，一道激波为激波角为β的锥形激波，另一道激波为正激波，在所述风洞工作时，所述锥形激波和所述正激波交汇于所述唇罩环件前端部。
6.一种超声速风洞，包括沿所述风洞进风方向依次连接的扩散段、稳流段，收缩段和试验段，其特征在于，所述试验段内壁固定安装有如所述权利要求1至5中任一项所述的风洞附面层控制机构。
7.根据权利要求6所述的超声速风洞，其特征在于，所述扩散段、稳流段，收缩段和试验段间均通过法兰盘加螺栓紧固的方式连接；所述扩散段内垂直所述稳流段中轴线设置防分离网，所述稳流段内沿所述风洞进风方向依次设置烧结丝网，正六边形蜂窝器和阻尼网，所述烧结丝网，正六边形蜂窝器和阻尼网均垂直于所述稳流段中轴线设置，风洞附面层控制机构设于所述试验段中间。
8.根据权利要求7所述的超声速风洞，其特征在于，所述防分离网采用1层、网丝直径0.315mm、开孔率0.51和目数为22.78目的不锈钢网；所述烧结丝网采用80目6层，网丝直径0.315mm，开孔率0.51的不锈钢网，所述烧结丝网背风面加装不锈钢格栅；所述正六边形蜂窝器采用端面正六边形、长径比20，轴向总长度200mm的不锈钢管焊接而成；所述阻尼网设为两层，两层阻尼网均采用20目1层，网丝直径0.25mm，开孔率0.64的不锈钢网。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114813096B (zh) * 2022-06-29 2022-09-06 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法
CN115493793B (zh) * 2022-10-08 2024-03-29 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5099685A (en) * 1990-08-09 1992-03-31 The Boeing Company Boundary layer control diffuser for a wind tunnel or the like
US5158801A (en) * 1988-04-01 1992-10-27 The United States Of America As Represented By The United States Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method of forming a multiple layer dielectric and a hot film sensor therewith
DE10163896A1 (de) * 2001-12-22 2003-07-17 Daimler Chrysler Ag Windkanalkurzdüse mit Grenzschichtabschälung
CN101798961A (zh) * 2010-03-29 2010-08-11 南京航空航天大学 两级斜切的超声速进气唇口
CN102393290A (zh) * 2011-08-29 2012-03-28 中国科学院力学研究所 一种激波风洞驻室末端气体污染抑制方法
CN104863715A (zh) * 2015-04-16 2015-08-26 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
JP2016061715A (ja) * 2014-09-19 2016-04-25 三菱重工メカトロシステムズ株式会社 風洞装置
CN107806977A (zh) * 2017-11-29 2018-03-16 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5158801A (en) * 1988-04-01 1992-10-27 The United States Of America As Represented By The United States Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method of forming a multiple layer dielectric and a hot film sensor therewith
US5099685A (en) * 1990-08-09 1992-03-31 The Boeing Company Boundary layer control diffuser for a wind tunnel or the like
DE10163896A1 (de) * 2001-12-22 2003-07-17 Daimler Chrysler Ag Windkanalkurzdüse mit Grenzschichtabschälung
CN101798961A (zh) * 2010-03-29 2010-08-11 南京航空航天大学 两级斜切的超声速进气唇口
CN102393290A (zh) * 2011-08-29 2012-03-28 中国科学院力学研究所 一种激波风洞驻室末端气体污染抑制方法
JP2016061715A (ja) * 2014-09-19 2016-04-25 三菱重工メカトロシステムズ株式会社 風洞装置
CN104863715A (zh) * 2015-04-16 2015-08-26 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
CN107806977A (zh) * 2017-11-29 2018-03-16 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
NF_3风洞二元侧壁附面层控制技术研究;解万川;《中国优秀硕士学位论文全文数据库（电子期刊）》;20070615;论文全文 *
基于涡流发生器的风洞试验段附面层控制数值模拟;刘光远;《气体物理》;20180531;32-37 *

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