CN113390600B - 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法 - Google Patents

用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113390600B
CN113390600B CN202110842223.2A CN202110842223A CN113390600B CN 113390600 B CN113390600 B CN 113390600B CN 202110842223 A CN202110842223 A CN 202110842223A CN 113390600 B CN113390600 B CN 113390600B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gas
model
porous material
shock
tunnel test
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.)
Active
Application number
CN202110842223.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113390600A (zh
Inventor
李强
曾磊
孔小平
龚红明
赵金山
沈斌贤
葛强
周述光
刘骁
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.)
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
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 Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202110842223.2A priority Critical patent/CN113390600B/zh
Publication of CN113390600A publication Critical patent/CN113390600A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113390600B publication Critical patent/CN113390600B/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
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • 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
    • 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
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置，包括安装在激波风洞中的模型，所述模型表面嵌设多孔材料，所述多孔材料与位于模型内部的集气腔连通；还包括用于为所述集气腔供气的气源。本发明的目的在于提供用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，以填补现有技术中在通过风洞试验数据来修正烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型方面的空白，实现获得测试数据，为修正数值计算模型提供充分依据的目的。

Description

用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法
技术领域
本发明涉及风洞技术领域，具体涉及用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置。
背景技术
高超声速飞行器气动热环境非常恶劣，现有技术中一般采用被动烧蚀热防护材料来保护飞行器内部部件。其中一类是热解炭化烧蚀材料，其是用树脂粘缠填充纤维骨架编制体的一类烧蚀材料。该类材料在受到外部加热的过程中，其中的树脂会发生热解反应并产生热解气体，材料热解后留下多孔的炭化层，并在表面发生烧蚀，热解气体流经炭化层引射到表面上，与表面烧蚀产物一起对气动加热起阻塞作用。
材料的这种热解反应，对高超声速飞行器边界层气动热效应会产生比较明显的影响；现有技术中一直使用工程方法来估算烧蚀热解气体的气动加热影响，但是这种方法未考虑热解气体的横向流动和烧蚀粗糙壁面的影响，导致估算结果十分粗糙。因此，在高超声速飞行器边界层气动热效应的研究领域内，需要发展烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型，但是数值计算模型需要风洞试验数据来校核修正，现有技术在此还处于空白阶段。
发明内容
本发明的目的在于提供用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，以填补现有技术中在通过风洞试验数据来修正烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型方面的空白，实现获得测试数据，为修正数值计算模型提供充分依据的目的。
本发明通过下述技术方案实现：
用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置，包括安装在激波风洞中的模型，所述模型表面嵌设多孔材料，所述多孔材料与位于模型内部的集气腔连通；还包括用于为所述集气腔供气的气源。
针对现有技术在通过风洞试验数据来修正烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型方面存在技术空白的缺陷，本发明首先提出一种用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置，本装置在用于激波风洞试验模拟的模型表面嵌设多孔材料，并使得该多孔材料与模型内部的集气腔相连通，气源向集气腔供气，气体通过多孔材料分散进入模型表面，向模型外部喷出；在风洞气流到达之后，即可模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层的效果。因此，本申请可模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层时带来的气动热效应，进而能够测量其对模型壁面热流的影响；本申请结构简单，易排布，可实时监控并记录相应压力、流量等数据；经试验，可与有效试验时间毫秒量级的激波风洞协调匹配运行，能够广泛应用于各种脉冲型风洞的分散型引射气体干扰效应试验。需要说明的是，本申请中多孔材料嵌设在模型表面，其与模型之间的装配精度应可能高，这对提高模拟效果明显有益。并且，多孔材料明显应位于模型在风洞试验时的测试面。
进一步的，所述多孔材料为烧结金属多孔材料。烧结金属多孔材料内部具有大量不规则的可通气微孔，能够有效模拟被动烧蚀热防护材料的热解炭化层的气动性能。
进一步的，所述多孔材料的孔径为10～100μm，孔隙度为30％～50％；此处的孔径，是指多孔材料内部可通气微孔的孔径；此处的孔隙度，是指多孔材料的整体孔隙度。本方案对多孔材料的部分物理参数进行限定，以保证集气腔内的气体能够充分分散进入模型外表面；并且在此范围外的多孔材料，会存在难以有效模拟热防护材料的热解炭化层的问题。
进一步的，所述多孔材料朝向模型外部的一侧表面按照模型表面进行修型。即多孔材料的外表面形状应该保证与模型本身形状一致，其具体形状应根据嵌设的模型形状、嵌设位置等进行适应性设置。
进一步的，所述气源与集气腔之间具有压力调节阀、流量计。压力调节阀用于调节向集气腔供气的气压，流量计用于实时监控并记录供气气体的流量数值，进而实现稳定记录实验数据、为修正数值计算模型提供充分依据。
进一步的，还包括用于监测集气腔内部压力的压力传感器，用于实时监测集气腔内的气压，得到气压与表面热流影响的关系，为后续计算建模过程提供更充分的试验数据依据。
进一步的，所述多孔材料与模型之间可拆卸连接，便于更换不同物理参数(如孔隙度、微孔孔径等)的多孔材料进行试验，显著提高了本申请的使用灵活性、扩大了适用范围。本方案中的可拆卸连接，可以为现有技术中的任意可拆卸连接方式，只需满足能够对多孔材料进行更换即可。
进一步的，所述集气腔与气源之间通过管道连接，管道与多孔材料分别位于集气腔的相对两侧，集气腔的内径从连接管道的一侧至连接多孔材料的一侧逐渐增大。即气源内的高压气体通过管道进入集气腔的小径端，并在集气腔内逐渐扩散至大径端，从位于大径端的多孔材料向外喷出。集气腔的变径结构设置，不仅能够增大气体流出面积，还能够使得进入集气腔的高压气体得以稳定缓冲分散，有利于气体更加均匀稳定的喷出。
用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，包括：
S1、设置风洞控制信号延迟时序，调节压力调节阀至设置压力值；
S2、给激波风洞的激波管充气，当激波管压力达到流场需要的参数后，触发激波风洞运行，同时使气体经压力调节阀调压后进入模型内部的集气腔；
S3、集气腔内的气体从模型表面嵌设的多孔材料上分散喷至模型外表面；
S4、实时监控集气腔内的压力和进入集气腔内的气体流量；
S5、获得经由多孔材料喷出的气体对模型表面热流影响的数据。
其中，模型表面的热流数据获取属于风洞试验的现有技术，可通过在模型表面安装若干热流传感器即可实现。
进一步的，步骤S1中设置的风洞控制信号延迟时序满足：在风洞气流到达模型之前，多孔材料表面已经开始稳定均匀的喷出气体。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
1、本发明用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，在集气腔提供实时受监测的高压稳定气源，气体受压力驱动通过多孔材料细孔，分散进入模型外表面，在风洞气流到达之后，模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层。
2、本发明用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，可模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层时带来的气动热效应，进而能够测量其对模型壁面热流的影响，填补了现有技术在通过风洞试验数据来修正烧蚀热解气体气动热效应数值计算模型方面的空白，为修正数值计算模型提供了充分依据。
3、本发明用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法，可与有效试验时间毫秒量级的激波风洞协调匹配运行，能够广泛应用于各种脉冲型风洞的分散型引射气体干扰效应试验。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明具体实施例的模拟装置示意图；
图2为本发明具体实施例中多孔材料安装示意图；
图3为本发明具体实施例中多孔材料装配示意图。
附图中标记及对应的零部件名称：
1-模型，2-多孔材料，3-集气腔，4-管道，5-气源，6-压力传感器，7-流量计，8-压力调节阀，9-金属壳体，10-环形沉台，11-封闭区，12-螺栓。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1：
如图1所示的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置，包括安装在激波风洞中的模型1，模型1表面安装多孔材料2，多孔材料2连接集气腔3，集气腔3通过管道4连通风洞外的气源5，集气腔3内安装压力传感器6，管道4上安装流量计7和压力调节阀8，压力调节阀8的控制信号接入既有的风洞控制系统中。
优选的，本实施例中记载的模型1表面为风洞试验测试表面。
优选的，本实施例中的气源5为高压气源。
优选的，本实施例中的多孔材料2为烧结金属多孔材料，内有不规则的可通气细孔，孔隙度约为30％～50％；孔径约为几十μm，在10～100μm范围内取值。
优选的，本实施例中的多孔材料2表面按照模型1表面进行修型。
优选的，本实施例中的压力传感器6为高瞬态压力传感器，响应速度在毫秒量级。
优选的，本实施例中的流量计7为高灵敏度高分辨率流量计，流量测试范围0.05～2g/s，响应速度在微秒量级。
优选的，本实施例中的压力调节阀8为快速阀，阀门打开时间在毫秒量级。
优选的，本实施例中的集气腔3呈喇叭状，集气腔3的内径从连接管道4的一侧至连接多孔材料2的一侧逐渐增大。
优选的，本实施例中的多孔材料2可拆卸连接在模型1上。
本实施例的试验方法如下：
设置压力调节阀的压力数值、及风洞控制信号延迟时序；
给激波风洞的激波管充气，当激波管压力达到流场需要的参数后，通过风洞控制系统触发激波风洞自动运行，并同时触发压力调节阀自动运行，气体从高压气源通过管道进入集气腔，再通过多孔材料分散喷至模型外表面；通过设置时序确保风洞气流到达模型之前，本装置已经通过多孔材料稳定均匀的喷出气体；；
通过压力传感器实时监控并记录集气腔压力数值；
通过流量计实时监控并记录喷出气体的质量流量数值；
通过模型表面安装的热流传感器，获得喷出气体对模型表面热流影响的数据；
持续获取模型表面热流数据，直至试验结束。
需要说明的是，图1中的箭头方向，表示的是激波风洞的气流方向。
更为优选的实施方式是，管道4穿入至模型1内部与集气腔3连通；且对于集气腔3而言，管道4来向与激波风洞的气流方向相反。
更为优选的实施方式如图2所示，在集气腔3的内壁设置密封层，以避免气体从模型内部散溢。密封层优选的使用橡胶垫、并排的多个O型密封圈等实现。
本实施例在模型表面安装多孔材料，多孔材料连接喇叭形的集气腔，集气腔通过管道连通风洞外的高压气源，在集气腔上安装压力传感器实时检测集气腔压力，在管道上安装流量计实时检测管道质量流量，在管道上安装压力调节阀调节通气气压，压力调节阀控制信号接入风洞控制系统，设置时序使风洞气流到达模型之前打开阀门，并通过多孔介质稳定均匀的喷出气体。
本实施例通过气源和管道，在集气腔提供实时受监测的高压稳定气源，分散进入模型外表面，在风洞气流到达之后，模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层的效果。
本实施例可模拟热解气体分散进入高超声速飞行器边界层时带来的气动热效应，测量其对模型壁面热流的影响，该装置简单，易排布，可实时监控并记录相应压力、质量流量数据，可与有效试验时间毫秒量级的激波风洞协调匹配运行，能够广泛应用于各种脉冲型风洞的分散型引射气体干扰效应的试验。
实施例2：
在实施例1的基础上，本实施例提出一种在模型表面安装多孔材料2的安装方法，其中模型1为中空结构、由金属材料制作而成，本实施例如图2所示，在模型1的测试面装入喇叭状的集气腔3，使集气腔3下陷至模型1内部，集气腔3内径从模型表面至内部逐渐减小；
集气腔的敞口端具有环形沉台10结构，测量环形沉台10的径向宽度、轴向高度以及外径；
加工多孔材料，按照模型表面对多孔材料进行修型，并使其外径与环形沉台10的外径相等、厚度与环形沉台10的轴向高度相等；多孔材料的外径侧底部包覆一层密封垫构成封闭区11，使封闭区11的宽度等于环形沉台10的径向宽度；其中所述密封垫可以是常见的密封材料，也可采用不透气的膜类产品实现；
将多孔材料的封闭区11装配至环形沉台10上，检查装配间隙与高差，若装配间隙过大或高度差异过大，则建议废弃该多孔材料，重新加工新的多孔材料。
本实施例中通过环形沉台10与封闭区11的相互配合，实现多孔材料的稳定安装，同时封闭区11覆盖不透气薄膜，能够避免集气腔内的气体从该处散溢或泄露；不透气薄膜仅包覆在多孔材料的外径侧底部，气体在多孔材料内依然能够向径向外侧散溢，从封闭区上方溢出，更加逼真的模拟了气体流经炭化层引射到表面的过程。
更为优选的实施方式是，集气腔3由金属壳体9制备成型，金属壳体9作为集气腔的外壳，还能够起到避免气体泄漏的效果。当然，压力传感器6可以根据具体情况安装在金属壳体9的任意位置，以能够检测集气腔内实时压力为目的。
更为优选的实施方式如图3所示，多孔材料2与模型1之间通过螺栓12固定连接，以实现可拆卸、可更换的功能。其中为了避免螺栓影响模型表面形状扰乱测试气流，螺栓12从模型内部进行安装，即螺栓12从中空的模型1内部自下而上穿过集气腔的金属壳体9后旋入多孔材料2内实现临时固定，在需要拆卸或更换多孔材料时，工作人员只需打开模型卸下螺栓即可；多孔材料2底部开设与螺栓2相匹配的螺纹盲孔，以将螺栓隐藏在多孔材料2内部。
更为优选的实施方式如图3所示，螺栓2与封闭区11互不干涉，两者可以错位安装，也可在封闭区的密封垫上开设供螺栓2穿过的对应孔洞。
需要说明的是，在本文中，诸如术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，在本文中使用的术语“连接”在不进行特别说明的情况下，可以是直接相连，也可以是经由其他部件间接相连。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，包括：
S1、设置风洞控制信号延迟时序，调节压力调节阀(8)至设置压力值；其中风洞控制信号延迟时序满足：在风洞气流到达模型(1)之前，多孔材料(2)表面已经开始稳定均匀的喷出气体；
S2、给激波风洞的激波管充气，当激波管压力达到流场需要的参数后，触发激波风洞运行，同时使气体经压力调节阀(8)调压后进入模型(1)内部的集气腔(3)；
S3、集气腔(3)内的气体从模型(1)表面嵌设的多孔材料(2)上分散喷至模型(1)外表面；
S4、实时监控集气腔(3)内的压力和进入集气腔(3)内的气体流量；
S5、获得经由多孔材料(2)喷出的气体对模型(1)表面热流影响的数据；
所述模拟方法基于如下模拟装置：包括安装在激波风洞中的模型(1)，所述模型(1)表面嵌设多孔材料(2)，所述多孔材料(2)与位于模型(1)内部的集气腔(3)连通；还包括用于为所述集气腔(3)供气的气源(5)；所述气源(5)与集气腔(3)之间具有压力调节阀(8)、流量计(7)。
2.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，所述多孔材料(2)为烧结金属多孔材料。
3.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，所述多孔材料(2)的孔径为10～100μm，孔隙度为30％～50％。
4.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，所述多孔材料(2)朝向模型(1)外部的一侧表面按照模型(1)表面进行修型。
5.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，还包括用于监测集气腔(3)内部压力的压力传感器(6)。
6.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，所述多孔材料(2)与模型(1)之间可拆卸连接。
7.根据权利要求1所述的用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟方法，其特征在于，所述集气腔(3)与气源(5)之间通过管道(4)连接，管道(4)与多孔材料(2)分别位于集气腔(3)的相对两侧，集气腔(3)的内径从连接管道(4)的一侧至连接多孔材料(2)的一侧逐渐增大。
CN202110842223.2A 2021-07-26 2021-07-26 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法 Active CN113390600B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110842223.2A CN113390600B (zh) 2021-07-26 2021-07-26 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110842223.2A CN113390600B (zh) 2021-07-26 2021-07-26 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113390600A CN113390600A (zh) 2021-09-14
CN113390600B true CN113390600B (zh) 2022-07-12

Family

ID=77621964

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110842223.2A Active CN113390600B (zh) 2021-07-26 2021-07-26 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113390600B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114216645A (zh) * 2022-02-21 2022-03-22 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法
CN115127770A (zh) * 2022-06-30 2022-09-30 中国航天空气动力技术研究院 一种模拟气动烧蚀引射作用的风洞试验装置
CN115165294A (zh) * 2022-06-30 2022-10-11 中国航天空气动力技术研究院 一种模拟烧蚀气体引射耦合作用的试验装置
CN115824575B (zh) * 2023-02-22 2023-04-18 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104729825A (zh) * 2015-04-03 2015-06-24 中国航天空气动力技术研究院 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
CN111655364A (zh) * 2016-12-16 2020-09-11 埃姆皮瑞欧有限公司 具有环形喷动流化床的设备及其操作方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB619250A (en) * 1946-11-27 1949-03-07 Frederick Reginald Murray Improvements relating to apparatus for studying fluid flow
GB920079A (en) * 1960-10-14 1963-03-06 Bristol Siddeley Engines Ltd Improvements in or relating to apparatus for producing a high velocity gaseous stream
JPH0843248A (ja) * 1994-07-28 1996-02-16 Hitachi Ltd 超音速風洞
JP3409083B2 (ja) * 2001-05-11 2003-05-19 独立行政法人航空宇宙技術研究所 自由噴流式極超音速風洞試験装置
JP5148521B2 (ja) * 2009-01-30 2013-02-20 三菱重工メカトロシステムズ株式会社 風洞装置
CN106081155B (zh) * 2016-05-31 2018-12-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机防除冰系统试验模拟装置
CN106197938B (zh) * 2016-06-28 2018-11-23 中国航天空气动力技术研究院 自由射流测力试验模型隔热系统
CN106323586B (zh) * 2016-08-02 2019-01-18 中国航天空气动力技术研究院 用于多喷口侧向喷流的试验装置
CN108254155B (zh) * 2017-12-29 2020-06-09 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
CN108255207B (zh) * 2018-01-02 2020-09-22 高砂建筑工程(中国)有限公司 风洞用怠速及喷口装置以及其控制方法
CN111077345A (zh) * 2019-12-20 2020-04-28 西安航天动力研究所 一种高温超声速纯净气体流场环境下马赫数校准方法
CN111337218A (zh) * 2020-04-13 2020-06-26 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种带砂尘模拟的火星风洞
CN111458217A (zh) * 2020-05-14 2020-07-28 孙得川 一种温度和剪切力可调的燃气加热试验方法及装置

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104729825A (zh) * 2015-04-03 2015-06-24 中国航天空气动力技术研究院 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
CN111655364A (zh) * 2016-12-16 2020-09-11 埃姆皮瑞欧有限公司 具有环形喷动流化床的设备及其操作方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113390600A (zh) 2021-09-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113390600B (zh) 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法
CN113588201B (zh) 一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法
CN103207054B (zh) 高温结构密封性能地面模拟测试装置及测试方法
Henshaw M219 cavity case
CN104913897B (zh) 一种高空高速环境气动效应的模拟装置
Hofferth et al. The Mach 6 quiet tunnel at Texas A&M: quiet flow performance
CN103606333B (zh) 一种低气压飞机货舱火灾实验模拟装置
US4534216A (en) Method and apparatus for determining the accuracy of wind tunnel test data
CN113588200B (zh) 用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法
CN106081155B (zh) 一种飞机防除冰系统试验模拟装置
CN111792061A (zh) 一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置及方法
CN111537181A (zh) 一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法
CN105181317A (zh) 舵轴热密封试验装置
CN115127770A (zh) 一种模拟气动烧蚀引射作用的风洞试验装置
Lafferty et al. Measurements of Fluctuating Pitot Pressure," Tunnel Noise," in the AEDC Hypervelocity Wind Tunnel No. 9
CN110567673B (zh) 用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法
CN112444336B (zh) 一种相变发生器推力测试装置及其测试方法
CN115165294A (zh) 一种模拟烧蚀气体引射耦合作用的试验装置
CN109141899B (zh) 带孔板的燃烧室试验装置
RU2451919C1 (ru) Устройство для имитации условий обледенения при стендовых испытаниях авиационных газотурбинных двигателей в термобарокамере с присоединенным трубопроводом
Scaccabarozzi et al. Measurement of the fluidic resistance of the MicroMED optical particle counter
CN115824575B (zh) 一种获取模型表面微射流对气动特性影响的试验方法
CN209513678U (zh) 一种用于测试硬质绝热材料整体结构热稳定性的简易工装
Stuessy et al. Improvements to the UTA high Reynolds number transonic wind tunnel
CN207300277U (zh) 一种可观察连接可靠性的静压/全压一体空速管夹具

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