CN112304554B - 提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法 - Google Patents

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CN112304554B CN202011386062.2A CN202011386062A CN112304554B CN 112304554 B CN112304554 B CN 112304554B CN 202011386062 A CN202011386062 A CN 202011386062A CN 112304554 B CN112304554 B CN 112304554B
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Abstract

本发明公开了一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法，在进气管道端以及稳定段分别设置相配合的阀前总压测点、阀后总压测点；基于阀后总压测点值，采用逆向计算的方式得到稳定段和风洞进气管道总压压比与调压阀阀门相对位置开度的调压特性曲线；在目标马赫数给定稳定段总压的条件下，根据调压特性曲线，计算出不同气源压力条件下的阀门位置开度。本发明提供一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法，通过将调压阀阀前阀后总压测点分别向进气管道端和稳定段移动，实现了阀前阀后总压的精确测量，彻底解决了传统测点位置受到阀门绕流影响造成总压根本无法准确测量，无法实现风洞实际运行工况下的阀门特性准确计算的问题。

Description

提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法
技术领域
本发明涉及暂冲式高速风洞控制领域,更具体地说，本发明涉及一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法。
背景技术
目前，随着先进飞行器研制的跨越式发展，为了满足型号研制的需求，对风洞流场品质要求越来越高。在高速风洞领域，为了提高风洞流场品质，通常采用大收缩比的稳定段的设计方案。该设计方案的优势可以有效提高风洞湍流度指标，对准确模拟飞行器表面转捩位置和气流分离有较大益处。但是缺陷是显著增大了稳定段的容积，使得通过进气管道进入稳定段的气体存在明显的迟滞效应，较大程度的影响了该类风洞的总压控制精度。由于迟滞效应的影响，传统基于稳定段压力反馈的总压闭环控制策略很难在较短的控制周期内消除该迟滞效应，实现总压的快速精确闭环控制，只能增加控制周期，增加调节时长来实现总压的闭环控制。存在的劣势是：一是显著增加的风洞总压控制时间，增大的风洞能源消耗，不利于提高风洞试验效率；二是对控制参数的调试和整定要求很高，如果参数匹配不好，容易造成总压控制震荡和发散，超声速时极易引起超声速流场的破坏，造成正激波回退，使得试验模型出现较大幅度的振动，严重时，风洞设备和试验模型都存在巨大的安全风险。为了解决总压大滞后的问题，在控制逻辑上采用了基于调压阀位置闭环控制的总压控制策略，该控制策略的优势是在压力迟滞效应严重的启动阶段，需要根据准确的调压阀阀门特性曲线，采用阶梯位置控制策略：即启动时采用调压阀大开度，实现稳定段气体的快速充压需求，满足高开切换点后，调压阀迅速采用低开度，实现稳定段启动过程过充气体的快速排放，满足低开切换点后，调压阀迅速转入稳态闭环控制。通过调试，采用该控制策略很好的解决了大容积稳定段压力迟滞对总压控制带来的诸多问题和试验风险。但是该控制策略的缺点是需要高度依赖准确的阀门特性曲线。如果计算给定的阀门特性曲线不准，无法实现基于调压阀阀门阶梯位置开度控制策略对总压迟滞效应的预期结果，反而会严重干扰总压的控制效果，因此准确计算出有效的阀门特性曲线至关重要。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法，在进气管道端以及稳定段分别设置相配合的阀前总压测点、阀后总压测点；
基于阀后总压测点值，采用逆向计算的方式得到稳定段和风洞进气管道总压压比与调压阀阀门相对位置开度的调压特性曲线；
在目标马赫数给定稳定段总压的条件下，根据调压特性曲线，计算出不同气源压力条件下的阀门位置开度。
优选的是，所述阀前总压测点用于在风洞闸阀前的进气管道上测量风洞气源来流总压P0气源；
所述阀后总压测点用于在风洞稳定段出口位置测点测量稳定段总压P0；
在稳定段出口位置处布置有对风洞稳定段总温T0进行测量的总温测点；
在稳定段的出口位置处布置有对风洞稳定段静压P进行测量的静压测点。
优选的是，所述逆向计算被配置为包括：
S1、根据给定的试验段目标马赫数M、总压P0、总温T0计算出试验段的流量G，并基于逆向推导的方式计算得到稳定段的气流速度V；
S2、根据质量守恒和等熵原理，从稳定段出发，计算出稳定段至调压阀之间各部段的压力损失，最终逆向求解调压阀阀后等效稳态总压P02；
S3、基于给定的调压阀的设计参数，计算稳定段总压与气源总压压比与调压阀相对开度的函数关系，进而得到调压阀不同开度的特性曲线。
优选的是，在S1中，气流速度V的推导步骤被配置为包括：
S10、根据质量守恒，按照流量计算公式
Figure GDA0003675608320000021
计算出稳定段速度系数q(λ)；根据
Figure GDA0003675608320000031
计算出速度系数λ；
S11、根据公式
Figure GDA0003675608320000032
计算出稳定段气流马赫数M；
S12、根据公式
Figure GDA0003675608320000033
计算出稳定段气流静温T；
S13、根据公式
Figure GDA0003675608320000034
计算出稳定段气流静压P；
S14、根据气体状态方程P＝ρRT计算出稳定段气体密度ρ，其中，R表示气体常数R＝287J/(mol·K)，T表示气体温度；
S15、根据伯努利方程
Figure GDA0003675608320000035
计算出稳定段气流速度V。
优选的是，在S2中，阀后总压P02的推导步骤被配置为包括：
S20、根据单位时间质量方程G＝ρVA及不可压流质量守恒
Figure GDA0003675608320000036
计算出各截面的速度Vi，i代表需要计算的各截面；
S21、根据等温变化，按公式
Figure GDA0003675608320000037
计算出声速a。根据公式
Figure GDA0003675608320000038
计算出各截面Mi，其中，γ是气体比热容比，对于空气γ＝1.4；
S22、根据公式
Figure GDA0003675608320000039
计算出各截面速度系数λq(λ)；
S23、根据质量守恒和等熵原理，按照公式
Figure GDA00036756083200000310
计算出各截面总压P0i；
S24、根据公式ξi＝(P0i-P0i-1)/P0i-1计算出各截面相邻截面压损系数ξi，i代表各计算截面，i-1代表第i截面靠稳定段方向的相邻截面，总压力损失系数ξ＝∑ξi；则等效的调压阀后的总压P02＝P0(1+ξ)。
优选的是，所述函数关系的推导过程被配置为包括：
S30、给定调压阀的设计参数：阀门通径DN，阀后流通面积Ft，最大开度smax，最小相对开度
Figure GDA00036756083200000311
和最大相对开度
Figure GDA00036756083200000312
计算出调压阀相对阀门位置开度
Figure GDA0003675608320000041
与相对面积开度
Figure GDA0003675608320000042
的函数关系
Figure GDA0003675608320000043
S31、根据质量守恒将G、P02、Ft、T0代入公式G＝f(P0,q(λ),At,T0)计算出阀后等效q(λ2)；根据
Figure GDA0003675608320000044
计算出对应的速度系数λ2；
S32、根据公式
Figure GDA0003675608320000045
计算出Z(λ2)；
S33、按公式，
Figure GDA0003675608320000046
计算出调压阀临界声速面积
Figure GDA0003675608320000047
S34、比较
Figure GDA0003675608320000048
与
Figure GDA0003675608320000049
当
Figure GDA00036756083200000410
时，λω＝1，当
Figure GDA00036756083200000411
根据公式
Figure GDA00036756083200000412
计算出调压阀前速度系数λω，根据公式
Figure GDA00036756083200000413
计算出阀前速度系数q(λω)；
S35、根据公式
Figure GDA00036756083200000414
P02＝P0(1+ξ)，P01＝P0气源，计算出
Figure GDA00036756083200000415
结合
Figure GDA00036756083200000416
从而计算出稳定段总压与气源总压压比与调压阀相对开度的函数关系，根据此函数关系得到调压阀不同开度下对应的特性曲线。
本发明至少包括以下有益效果：其一，本发明通过将调压阀阀前阀后总压测点分别向进气管道端和稳定段移动，实现了阀前阀后总压的精确测量，彻底解决了传统测点位置受到阀门绕流影响造成总压根本无法准确测量的问题；
其二，本发明将传统基于阀后阀前压比与阀门相对位置开度的阀门特性曲线，优化为计算稳定段与风洞进气管道总压压比与调压阀阀门相对位置开度的特性曲线，在总压精确测量的前提下，有效提高了阀门特性曲线的准确性和实用性；
其三，本发明基于准确的阀门特性曲线，通过精确的阶梯阀位控制策略，有效解决了风洞大容积、压力大滞后对稳定段总压控制带来的控制周期长、控制精度低、控制风险高的诸多问题。有利于实现稳定段总压的快速精确控制。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
图1是采用该发明计算方法调压阀阀前阀后总压测点位置分布示意图；
图2是常规风洞调压阀设计特性曲线阀前阀后总压测点位置分布示意图；
图3是该发明方法调压阀阀门特性曲线计算流程图；
图4为图3左上方的局部放大图；
图5为图3左下方的局部放大图；
图6为图3右上方的局部放大图；
图7为图3右下方的局部放大图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
根据本发明的一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的计算方法，为采用阶梯阀位控制策略实现稳定段总压快速充压、泄压以及快速实现总压闭环控制策略提供准确的阀门特性曲线，为解决大容积稳定段压力迟滞效应造成稳定段总压控制难度大、控制周期长、控制精度低的问题提供一种适用、可行的技术手段。
具体来说，是将调压阀至稳定段之间的管道视为整体，将稳定段当成调压阀阀后管道，由于稳定段气流流速慢、流场均匀，使得稳定段总压测量准确度高。将调压阀阀前测量总压点向上游进气管道延伸，解决了调压阀阀前快速阀阀板扰动对测量结果的影响。为计算调压阀阀门特性曲线提供了准确的测试数据
再通过质量守恒和等熵原理，从稳定段出发，计算出稳定段至调压阀之间各部段的压力损失，最终逆向求解调压阀阀后等效稳态总压，有效解决了阀后气流流速快、脉动频率高、总压波动大、根本测不准的问题。
如图1、3-7所示，在风洞闸阀前进气管道上布置总压测点测量风洞气源来流总压P0气源；在风洞稳定段出口位置布置风洞稳定段总压测点测量稳定段总压P0；在稳定段出口位置布置风洞稳定段总温测点测量稳定段总温T0；在稳定段出口位置布置风洞稳定段静压测点测量稳定段静压P；
1、根据给定的试验段目标马赫数M、总压P0、总温T0计算出试验段的流量G；
2、根据质量守恒，按照流量计算公式
Figure GDA0003675608320000061
计算出稳定段速度系数q(λ)；根据
Figure GDA0003675608320000062
计算出速度系数λ；
3、根据公式
Figure GDA0003675608320000063
计算出稳定段气流马赫数M；
4、根据公式
Figure GDA0003675608320000064
计算出稳定段气流静温T；
5、根据公式
Figure GDA0003675608320000065
计算出稳定段气流静压P；
6、根据气体状态方程P＝ρRT计算出稳定段气体密度ρ；
7、根据伯努利方程
Figure GDA0003675608320000066
计算出稳定段气流速度V；
8、根据单位时间质量方程G＝ρVA及不可压流质量守恒ρVA＝ρViAi计算出各截面的速度Vi，i代表需要计算的各截面；
9、根据等温变化，按公式
Figure GDA0003675608320000067
计算出声速a。根据公式
Figure GDA0003675608320000068
计算出各截面Mi；
10、根据公式
Figure GDA0003675608320000069
计算出各截面速度系数λq(λ)；
11、根据质量守恒和等熵原理，按照公式
Figure GDA0003675608320000071
计算出各截面总压P0i；
12、根据公式ξi＝(P0i-P0i-1)/P0i-1计算出各截面相邻截面压损系数ξi，i代表各计算截面，i-1代表第i截面靠稳定段方向的相邻截面，总压力损失系数ξ＝∑ξi；则等效的调压阀后的总压P02＝P0(1+ξ)；
13、给定调压阀的设计参数：阀门通径DN，阀后流通面积Ft，最大开度smax，最小相对开度
Figure GDA0003675608320000072
和最大相对开度
Figure GDA0003675608320000073
计算出调压阀相对阀门位置开度
Figure GDA0003675608320000074
与相对面积开度
Figure GDA0003675608320000075
的函数关系
Figure GDA0003675608320000076
14、根据质量守恒将G、P02、Ft、T0代入公式G＝f(P0,q(λ),At,T0)计算出阀后等效q(λ2)；根据
Figure GDA0003675608320000077
计算出对应的速度系数λ2；
15根据公式
Figure GDA0003675608320000078
计算出Z(λ2)；
按公式，
Figure GDA0003675608320000079
计算出调压阀临界声速面积
Figure GDA00036756083200000710
16、比较
Figure GDA00036756083200000711
与
Figure GDA00036756083200000712
当
Figure GDA00036756083200000713
时，λω＝1，当
Figure GDA00036756083200000714
根据公式
Figure GDA00036756083200000715
计算出调压阀前速度系数λω，根据公式
Figure GDA00036756083200000716
计算出阀前速度系数q(λω)；
17、根据公式
Figure GDA00036756083200000717
P02＝P0(1+ξ)，P01＝P0气源，计算出
Figure GDA00036756083200000718
结合
Figure GDA00036756083200000719
从而计算出稳定段总压与气源总压压比与调压阀相对开度的函数关系。
本发明是一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的计算方法，基于稳定段总压和气源压力测量结果，通过稳定段流量G，速度V，马赫数M、速度系数λ、q(λ)向调压阀方向，逐个截面计算出对应的总压损失系数ζi，最终计算出理想等效稳态条件下调压阀后的总压P02，进一步通过计算稳定段总压与气源总压压比同调压阀阀芯相对位置开度的阀门特性曲线，通过该计算方法，可以提高风洞环状调压阀阀门特性曲线的准确度和实用性。为解决大容积稳定段压力迟滞效应造成稳定段总压控制难度大、控制周期长、控制精度低的突出问题而采用的基于阀门位置精确控制的控制策略，提供了准确的计算数据，同时因本发明阀门特性曲线与风洞实际应用条件高度一致，获得的函数曲线，可以直接应用到风洞总压控制中来，实用性很高。解决了传统的基于调压阀阀后阀前压比与阀芯相对位置开度的特性曲线由于未直接给出稳定段与气源压比根阀芯相对开度的函数曲线，使得计算结果不能直接应用到风洞总压控制中的问题。
本发明由于基于稳定段总压和气源压力压比跟阀芯相对位置开度函数计算结果准确度高。在给定条件下，可以根据气源压力、稳定段总压，反解调压阀实际位置开度，在调压阀位置传感器故障情况下，仍可以实现风洞总压的闭环控制；为提升风洞尤其是高超声速时风洞设备的安全提供了一种有效的技术保障。
本发明由于基于稳定段总压和气源压力压比跟阀芯相对位置开度函数计算结果准确度高，可基于阀门位置开度的闭环控制，在风洞气动阶段，采用阶梯阀位控制策略实现稳定段总压快速充压、泄压以及快速实现总压闭环控制策略，可较好的解决稳定段大容积对压力造成的迟滞效应。提高了风洞的总压控制精度。
在实际操作中，本发明的方法通过计算获得基于风洞稳定段总压和来流气源压比与阀门相对位置开度的调压特性曲线，在目标马赫数给定稳定段总压的条件下，可以根据调压特性曲线，准确计算出不同气源压力条件下的阀门位置开度，实现了高速风洞稳定段总压的快速精确控制。有效解决了由于高速气体流经调压阀后气体存在严重的分离和高频脉动使得阀后压力无法准确测量，无法将传统阀门设计时计算获得基于阀后阀前压比与阀芯相对位置开度的阀门特性曲线实际运用到风洞压力调试中的问题。同时，基于该算法获得的准确的阀门位置开度，通过基于阀门位置阶梯精确控制的总压控制策略，有效减小了大容积稳定段压力响应迟滞造成稳定段总压控制难度大、控制周期长，控制精度低的问题，有效减小了新建风洞总压策略的调试时间和调试车次。
以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (1)

1.一种提升风洞环状缝隙调压阀特性曲线实用性的方法，其特征在于，在进气管道端以及稳定段分别设置相配合的阀前总压测点、阀后总压测点；
基于阀后总压测点值，采用逆向计算的方式得到稳定段和风洞进气管道总压压比与调压阀阀门相对位置开度的调压特性曲线；
在目标马赫数给定稳定段总压的条件下，根据调压特性曲线，计算出不同气源压力条件下的阀门位置开度；
所述阀前总压测点用于在风洞闸阀前的进气管道上测量风洞气源来流总压P0气源；
所述阀后总压测点用于在风洞稳定段出口位置测点测量稳定段总压P0；
在稳定段出口位置处布置有对风洞稳定段总温T0进行测量的总温测点；
在稳定段的出口位置处布置有对风洞稳定段静压P进行测量的静压测点；
所述逆向计算被配置为包括：
S1、根据给定的试验段目标马赫数M、总压P0、总温T0计算出试验段的流量G，并基于逆向推导的方式计算得到稳定段的气流速度V；
S2、根据质量守恒和等熵原理，从稳定段出发，计算出稳定段至调压阀之间各部段的压力损失，最终逆向求解调压阀阀后等效稳态总压P02；
S3、基于给定的调压阀的设计参数，计算稳定段总压与气源总压压比与调压阀相对开度的函数关系，进而得到调压阀不同开度的特性曲线；
在S1中，气流速度V的推导步骤被配置为包括：
S10、根据质量守恒，按照流量计算公式
Figure FDA0003675608310000011
计算出稳定段速度系数q(λ)；根据
Figure FDA0003675608310000012
计算出速度系数λ；
S11、根据公式
Figure FDA0003675608310000013
计算出稳定段气流马赫数M；
S12、根据公式
Figure FDA0003675608310000014
计算出稳定段气流静温T；
S13、根据公式
Figure FDA0003675608310000021
计算出稳定段气流静压P；
S14、根据气体状态方程P＝ρRT计算出稳定段气体密度ρ，其中，R表示气体常数R＝287J/(mol·K)，T表示气体温度；
S15、根据伯努利方程
Figure FDA0003675608310000022
计算出稳定段气流速度V；
在S2中，阀后总压P02的推导步骤被配置为包括：
S20、根据单位时间质量方程G＝ρVA及不可压流质量守恒ρVA＝ρViAi计算出各截面的速度Vi，i代表需要计算的各截面；
S21、根据等温变化，按公式
Figure FDA0003675608310000023
计算出声速a，根据公式
Figure FDA0003675608310000024
计算出各截面Mi，其中，γ是气体比热容比；
S22、根据公式
Figure FDA0003675608310000025
计算出各截面速度系数λ、q(λ)；
S23、根据质量守恒和等熵原理，按照公式
Figure FDA0003675608310000026
计算出各截面总压P0i；
S24、根据公式ξi＝(P0i-P0i-1)/P0i-1计算出各截面相邻截面压损系数ξi，i代表各计算截面，i-1代表第i截面靠稳定段方向的相邻截面，总压力损失系数ξ＝∑ξi；则等效的调压阀后的总压P02＝P0(1+ξ)；
在S3中，所述函数关系的推导过程被配置为包括：
S30、给定调压阀的设计参数：阀门通径DN，阀后流通面积Ft，最大开度smax，最小相对开度
Figure FDA0003675608310000027
和最大相对开度
Figure FDA0003675608310000028
计算出调压阀相对阀门位置开度
Figure FDA0003675608310000029
与相对面积开度
Figure FDA00036756083100000210
的函数关系
Figure FDA00036756083100000211
S31、根据质量守恒将G、P02、Ft、T0代入公式G＝f(P0,q(λ),At,T0)计算出阀后等效q(λ2)；根据
Figure FDA00036756083100000212
计算出对应的速度系数λ2；
S32、根据公式
Figure FDA0003675608310000031
计算出Z(λ2)；
S33、按公式，
Figure FDA0003675608310000032
计算出调压阀临界声速面积
Figure FDA0003675608310000033
S34、比较
Figure FDA0003675608310000034
与
Figure FDA0003675608310000035
当
Figure FDA0003675608310000036
时，λω＝1，当
Figure FDA0003675608310000037
根据公式
Figure FDA0003675608310000038
计算出调压阀前速度系数λω，根据公式
Figure FDA0003675608310000039
计算出阀前速度系数q(λω)；
S35、根据公式
Figure FDA00036756083100000310
P02＝P0(1+ξ)，P01＝P0气源，计算出
Figure FDA00036756083100000311
结合
Figure FDA00036756083100000312
从而计算出稳定段总压与气源总压压比与调压阀相对开度的函数关系。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113008507A (zh) * 2021-03-18 2021-06-22 南京航空航天大学 一种基于暂冲气源的大流量高稳定马赫数风洞快速调节系统及方法
CN114184349B (zh) * 2022-02-15 2022-04-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法
CN114185265B (zh) * 2022-02-15 2022-04-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 大型开口射流风洞超声速定总压连续变马赫数控制方法
CN114818369B (zh) * 2022-05-19 2023-03-03 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种连续式跨声速风洞部段设计方法及系统及装置及介质
CN114943187B (zh) * 2022-07-21 2022-10-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于神经网络的阀门特性曲面构造方法
CN115597815B (zh) * 2022-11-07 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于修正数据的环状缝隙调压阀阀门特性预估方法
CN115420456B (zh) * 2022-11-07 2023-02-03 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于不同压比条件的环状缝隙阀门特性分段修正方法
CN116108706B (zh) * 2023-04-14 2023-06-20 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种风洞环缝式调压阀预置开度估算方法
CN116735141A (zh) * 2023-08-10 2023-09-12 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的阀门组及工作方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63256835A (ja) * 1987-04-14 1988-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 吹出し式風洞の通気制御方法
CN103123504A (zh) * 2012-12-18 2013-05-29 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于暂冲式跨声速风洞的变速压流场控制方法
CN108572054A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种暂冲式风洞模拟试验方法及装置
CN108693897A (zh) * 2018-05-30 2018-10-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 引射驱动的闭环回流的暂冲式亚跨声速风洞流场控制方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63256835A (ja) * 1987-04-14 1988-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 吹出し式風洞の通気制御方法
CN103123504A (zh) * 2012-12-18 2013-05-29 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种适用于暂冲式跨声速风洞的变速压流场控制方法
CN108572054A (zh) * 2017-03-13 2018-09-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种暂冲式风洞模拟试验方法及装置
CN108693897A (zh) * 2018-05-30 2018-10-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 引射驱动的闭环回流的暂冲式亚跨声速风洞流场控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1.2米风洞马赫数调节系统的总体设计及性能测试;李玉秋;《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)工程科技Ⅱ辑》;20120715(第07期);全文 *
Research and realization on the control strategies of blow-down supersonic wind tunnel;Chu Weihua;《Proceedings of 2011 International Conference on Electronic & Mechanical Engineering and Information Technology》;IEEE;20110919;全文 *

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