CN114813096A - 一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法 - Google Patents

一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。该多层烧结网试验选型方法，通过总压分布均匀性测量试验、烧结网压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验，测量稳定段内的烧结网压力损失、总压分布均匀性、气流脉动衰减、对流场品质综合性能提升程度等，能够真实模拟烧结网在高超声速风洞中的性能，根据试验评估结果最终确定在高超声速风洞建设或改造中选用烧结网的目数和厚度。通过试验获得的数据作为风洞运行参数设定依据和风洞流场品质性能技术指标，选型评估的试验结果可应用到不同口径的高超声速风洞进行选型。

Description

一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。
背景技术
高超声速风洞试验是获取飞行器气动性能的主要手段之一。高超声速风洞试验得到的数据将直接应用于飞行器设计，故试验数据的精准度和数据质量在整个飞行器研制过程中显得尤为重要。高超声速风洞流场的不均匀度、非定常流动对飞行器试验数据精准度有较大影响。因此，从提高风洞试验数据精准度的角度而言，高超声速风洞需要有尽可能好的流场品质。
烧结网采用多层金属编织丝网，通过叠层压制与真空烧结等工艺制造而成，具有较好的机械强度和整体刚性结构。因此，多层烧结网具有良好的机械强度和刚性，已经成为低速风洞、跨声速风洞、超声速风洞、高超声速风洞用来提高总压分布均匀性、降噪、降低气流脉动等流场品质性能的常用的部件，多层烧结网一般设置在高超声速风洞的稳定段内。
但不同目数、不同厚度的烧结网在不同的马赫数或不同的气流流速下，压力损失、总压分布均匀性、降噪及降低气流脉动的效果大不相同。高超声速风洞稳定段内气流压力最高达12MPa，气流流速最高达到40米/秒，烧结网的生产厂家仅通过冒泡压力试验来检测烧结网的透气性能，无法模拟高超声速风洞稳定段内的高气流流速和高压力的试验工况；对于低速风洞和跨声速风洞来说，因其试验气流速度低，烧结网压力损失也不能拓展到高超声速风洞，作为高超声速风洞使用的参考，就120目5毫米厚度的烧结网而言，低速风洞和跨声速风洞测量出的压力损失小于10%，而高超声速风洞测量出的压力损失接近60%。目前还没有烧结网在高超声速风洞运行时高速高压气流通过烧结网后的压力损失、气流通过烧结网后的压力分布均匀性、降噪效果以及对高超声速风洞流场综合性能的改善程度的相关影响。
当前，亟需发展一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，目的是开展多层烧结网的选型评定，为高超声速风洞稳定段整流结构设计中的烧结网目数和烧结网厚度选型提供支撑，同时也用于评估使用烧结网后的高超声速风洞流场品质性能提升情况。
本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特点是，所述的多层烧结网试验选型方法包括总压分布均匀性测量试验、烧结网压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验；
S10.试验准备；
在高超声速风洞的稳定段内，安装面向来流的烧结网；在烧结网的前方，安装面向来流的总压皮托管；在烧结网的后方，安装面向来流的一字型总温总压排架，一字型总温总压排架设置有交错分布的总压探针和总温探针；总压皮托管和一字型总温总压排架中的总压探针连接压力传感器或压力变送器，总压皮托管测量来流总压，一字型总温总压排架中的总压探针测量烧结网后方的总压；一字型总温总压排架中的总温探针连接温度传感器，监测烧结网后方的总温，确保来流总温高于高超声速风洞预先设置的防冷凝温度；
在烧结网前方的稳定段的壁面上设置脉动压力测点，脉动压力测点通过软管连接脉动压力传感器，脉动压力传感器连接脉动压力变送器，获得烧结网前方的脉动压力；
总温和总压试验数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；脉动压力试验数据传输至高超声速风洞动态数据采集与处理系统；
S20.确定试验计划表；
S21.确定试验马赫数序列；
S22.确定各试验马赫数下的试验压力序列，每个马赫数的试验压力序列包括5个压力，分别是总压运行模拟范围中的最大值、中间值、最小值、最大值与中间值的平均值和中间值与最小值的平均值；
S23.确定烧结网的目数序列为10目、20目、40目、60目、80目和120目；
S24.确定烧结网的厚度序列；
S25.按照依次改变烧结网的厚度、烧结网的目数、试验压力、试验马赫数的顺序确定试验状态，编制试验计划表；
S30.开展总压分布均匀性测量试验；
按照试验计划表，在未安装烧结网、安装烧结网两种情况下，通过一字型总温总压排架测量不同位置的总压探针的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比，获得烧结网压力损失试验数据；
S40.开展烧结网压力损失测量试验；
按照试验计划表，在未安装烧结网、安装烧结网两种情况下，通过总压皮托管测量烧结网前方的总压；通过一字型总温总压排架测量烧结网后方、不同位置的总压探针的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比；烧结网前方的总压与烧结网后方、不同位置的总压探针的总压的差量为压力损失；
将同一目数、不同试验压力的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的试验压力状态下的烧结网的压力损失；
将同一试验压力、不同目数的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的目数的烧结网的压力损失；
将同一目数、试验压力、不同厚度的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的厚度的烧结网的压力损失；
S50.开展脉动压力测量试验；
通过与脉动压力测点连接的脉动压力传感器，获得烧结网前方的脉动压力即噪声；
一字型总温总压排架中的总压探针，替换为脉动压力探针，得到一字型脉动压力测量排架，各脉动压力探针分别连接对应的脉动压力传感器，各脉动压力传感器均连接至脉动压力变送器，经高超声速风洞动态数据采集与处理系统处理后，计算获得烧结网后方的脉动压力分布即噪声分布；
通过比较烧结网前方的噪声与烧结网后方的噪声分布，获得烧结网对脉动压力即噪声的影响数据；
S60.开展风洞流场品质综合性能评估试验；
在高超声速风洞试验段，采用尾支杆支撑方式，安装国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型，测量仪器为六分量天平，六分量天平数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；
在试验攻角-4°~12°运行范围内，按照试验计划表，在未安装烧结网、安装烧结网两种情况下，分别测量HB-2标准模型的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数；通过7次重复性测力试验，计算出HB-2标准模型的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数的重复性精度，并与国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型测力重复性精密度指标进行对比，考察烧结网对风洞流场综合性能的影响；
S70.获得符合风洞流场综合性能要求的烧结网；
如果试验计划表中设定厚度、目数参数的烧结网符合压力损失小于等于30%，总压分布均匀性小于1%，脉动压力小于2%，HB-2标准模型测力试验重复性精度达到或优于国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的试验精密度指标，则设定厚度、目数参数的烧结网符合要求，确定为合适选型，后续应用到高超声速风洞中作为均流、整流和降噪部件。
进一步地，所述的步骤S30的总压分布均匀性测量试验、S40的烧结网压力损失测量试验和S50的脉动压力测量试验通过一次试验完成，或者分单项单独开展试验完成。
进一步地，所述的步骤S60中的六分量天平替换为三分量天平。
本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，利用高超声速风洞运行时产生的高超音速流动，测量稳定段内的烧结网压力损失、总压分布均匀性、气流脉动衰减、对流场品质综合性能提升程度等，能够真实模拟烧结网在高超声速风洞中的性能，根据试验评估结果最终确定在高超声速风洞建设或改造中选用烧结网的目数和厚度。通过试验获得的数据作为风洞运行参数设定依据和风洞流场品质性能技术指标，选型评估的试验结果可应用到不同口径的高超声速风洞进行选型。
附图说明
图1为本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法的流程图；
图2为本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法使用的试验装置的安装示意图；
图3为本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法使用的一字型总温总压测量排架示意图；
图4为本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法使用的一字型脉动压力测量排架示意图；
图5本发明的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法使用的HB-2标准模型测力装置。
图中，1.稳定段；2.总压皮托管；3.烧结网；4.一字型总温总压排架；5.脉动压力测点；6.总压探针；7.总温探针；8.一字型脉动压力测量排架；9.脉动压力探针；10.HB-2标准模型；11.六分量天平。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本实施例的用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，包括总压分布均匀性测量试验、烧结网3压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验；
S10.试验准备；
如图2所示，在高超声速风洞的稳定段1内，安装面向来流的烧结网3；在烧结网3的前方，安装面向来流的总压皮托管2；在烧结网3的后方，安装如图3所示的面向来流的一字型总温总压排架4，一字型总温总压排架4设置有交错分布的总压探针6和总温探针7；总压皮托管2和一字型总温总压排架4中的总压探针6连接压力传感器或压力变送器，总压皮托管2测量来流总压，一字型总温总压排架4中的总压探针6测量烧结网3后方的总压；一字型总温总压排架4中的总温探针7连接温度传感器，监测烧结网3后方的总温，确保来流总温高于高超声速风洞预先设置的防冷凝温度；
在烧结网3前方的稳定段1的壁面上设置脉动压力测点5，脉动压力测点5通过软管连接脉动压力传感器，脉动压力传感器连接脉动压力变送器，获得烧结网3前方的脉动压力；
总温和总压试验数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；脉动压力试验数据传输至高超声速风洞动态数据采集与处理系统；
S20.确定试验计划表；
S21.确定试验马赫数序列；
S22.确定各试验马赫数下的试验压力序列，每个马赫数的试验压力序列包括5个压力，分别是总压运行模拟范围中的最大值、中间值、最小值、最大值与中间值的平均值和中间值与最小值的平均值；
S23.确定烧结网3的目数序列为10目、20目、40目、60目、80目和120目；
S24.确定烧结网3的厚度序列；
S25.按照依次改变烧结网3的厚度、烧结网3的目数、试验压力、试验马赫数的顺序确定试验状态，编制试验计划表；
S30.开展总压分布均匀性测量试验；
按照试验计划表，在未安装烧结网3、安装烧结网3两种情况下，通过一字型总温总压排架4测量不同位置的总压探针6的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比，获得烧结网3压力损失试验数据；
S40.开展烧结网3压力损失测量试验；
按照试验计划表，在未安装烧结网3、安装烧结网3两种情况下，通过总压皮托管2测量烧结网3前方的总压；通过一字型总温总压排架4测量烧结网3后方、不同位置的总压探针6的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比；烧结网3前方的总压与烧结网3后方、不同位置的总压探针6的总压的差量为压力损失；
将同一目数、不同试验压力的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网3压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的试验压力状态下的烧结网3的压力损失；
将同一试验压力、不同目数的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网3压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的目数的烧结网3的压力损失；
将同一目数、试验压力、不同厚度的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网3压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的厚度的烧结网3的压力损失；
S50.开展脉动压力测量试验；
通过与脉动压力测点5连接的脉动压力传感器，获得烧结网3前方的脉动压力即噪声；
将一字型总温总压排架4中的总压探针6，替换为脉动压力探针9，得到如图4所示的一字型脉动压力测量排架8，各脉动压力探针9分别连接对应的脉动压力传感器，各脉动压力传感器均连接至脉动压力变送器，经高超声速风洞动态数据采集与处理系统处理后，计算获得烧结网3后方的脉动压力分布即噪声分布；
通过比较烧结网3前方的噪声与烧结网3后方的噪声分布，获得烧结网3对脉动压力即噪声的影响数据；
S60.开展风洞流场品质综合性能评估试验；
如图5所示，在高超声速风洞试验段，采用尾支杆支撑方式，安装国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型10，测量仪器为六分量天平11，六分量天平11数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；
在试验攻角-4°~12°运行范围内，按照试验计划表，在未安装烧结网3、安装烧结网3两种情况下，分别测量HB-2标准模型10的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数；通过7次重复性测力试验，计算出HB-2标准模型10的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数的重复性精度，并与国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型10测力重复性精密度指标进行对比，考察烧结网3对风洞流场综合性能的影响；
S70.获得符合风洞流场综合性能要求的烧结网3；
如果试验计划表中设定厚度、目数参数的烧结网3符合压力损失小于等于30%，总压分布均匀性小于1%，脉动压力小于2%，HB-2标准模型10测力试验重复性精度达到或优于国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的试验精密度指标，则设定厚度、目数参数的烧结网3符合要求，确定为合适选型，后续应用到高超声速风洞中作为均流、整流和降噪部件。
进一步地，所述的步骤S30的总压分布均匀性测量试验、S40的烧结网3压力损失测量试验和S50的脉动压力测量试验通过一次试验完成，或者分单项单独开展试验完成。
进一步地，所述的步骤S60中的六分量天平11替换为三分量天平。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不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，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (10)

1.一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的多层烧结网试验选型方法包括总压分布均匀性测量试验、烧结网（3）压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验；包括以下步骤：
S10.试验准备；
S20.确定试验计划表；
S30.开展总压分布均匀性测量试验；
S40.开展烧结网（3）压力损失测量试验；
S50.开展脉动压力测量试验；
S60.开展风洞流场品质综合性能评估试验；
S70.获得符合风洞流场综合性能要求的烧结网（3）。
2.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的步骤S10的试验准备，具体如下：
在高超声速风洞的稳定段（1）内，安装面向来流的烧结网（3）；在烧结网（3）的前方，安装面向来流的总压皮托管（2）；在烧结网（3）的后方，安装面向来流的一字型总温总压排架（4），一字型总温总压排架（4）设置有交错分布的总压探针（6）和总温探针（7）；总压皮托管（2）和一字型总温总压排架（4）中的总压探针（6）连接压力传感器或压力变送器，总压皮托管（2）测量来流总压，一字型总温总压排架（4）中的总压探针（6）测量烧结网（3）后方的总压；一字型总温总压排架（4）中的总温探针（7）连接温度传感器，监测烧结网（3）后方的总温，确保来流总温高于高超声速风洞预先设置的防冷凝温度；
在烧结网（3）前方的稳定段（1）的壁面上设置脉动压力测点（5），脉动压力测点（5）通过软管连接脉动压力传感器，脉动压力传感器连接脉动压力变送器，获得烧结网（3）前方的脉动压力；
总温和总压试验数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；脉动压力试验数据传输至高超声速风洞动态数据采集与处理系统。
3.根据权利要求2所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的步骤S20的确定试验计划表，具体如下：
S21.确定试验马赫数序列；
S22.确定各试验马赫数下的试验压力序列，每个马赫数的试验压力序列包括5个压力，分别是总压运行模拟范围中的最大值、中间值、最小值、最大值与中间值的平均值和中间值与最小值的平均值；
S23.确定烧结网（3）的目数序列为10目、20目、40目、60目、80目和120目；
S24.确定烧结网（3）的厚度序列；
S25.按照依次改变烧结网（3）的厚度、烧结网（3）的目数、试验压力、试验马赫数的顺序确定试验状态，编制试验计划表。
4.根据权利要求3所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的S30的开展总压分布均匀性测量试验，具体如下：
按照试验计划表，在未安装烧结网（3）、安装烧结网（3）两种情况下，通过一字型总温总压排架（4）测量不同位置的总压探针（6）的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比，获得烧结网（3）压力损失试验数据。
5.根据权利要求4所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的步骤S40的开展烧结网（3）压力损失测量试验，具体如下：
按照试验计划表，在未安装烧结网（3）、安装烧结网（3）两种情况下，通过总压皮托管（2）测量烧结网（3）前方的总压；通过一字型总温总压排架（4）测量烧结网（3）后方、不同位置的总压探针（6）的总压，计算出各位置的总压的压力值、平均值、各位置与平均值之间的偏差百分比；烧结网（3）前方的总压与烧结网（3）后方、不同位置的总压探针（6）的总压的差量为压力损失；
将同一目数、不同试验压力的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网（3）压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的试验压力状态下的烧结网（3）的压力损失；
将同一试验压力、不同目数的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网（3）压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的目数的烧结网（3）的压力损失；
将同一目数、试验压力、不同厚度的试验状态得到的压力损失采用线性拟合的方式，拟合出烧结网（3）压力损失随总压变化的曲线，并差值求出所需的厚度的烧结网（3）的压力损失。
6.根据权利要求5所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的S50的开展脉动压力测量试验，具体如下：
通过与连接的脉动压力传感器，获得烧结网（3）前方的脉动压力即噪声；
一字型总温总压排架（4）中的总压探针（6），替换为脉动压力探针（9），得到一字型脉动压力测量排架（8），各脉动压力探针（9）分别连接对应的脉动压力传感器，各脉动压力传感器均连接至脉动压力变送器，经高超声速风洞动态数据采集与处理系统处理后，计算获得烧结网（3）后方的脉动压力分布即噪声分布；
通过比较烧结网（3）前方的噪声与烧结网（3）后方的噪声分布，获得烧结网（3）对脉动压力即噪声的影响数据。
7.根据权利要求6所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的S60的开展风洞流场品质综合性能评估试验，具体如下：
在高超声速风洞试验段，采用尾支杆支撑方式，安装国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型（10），测量仪器为六分量天平（11），六分量天平（11）数据传输至高超声速风洞静态数据采集与处理系统；
在试验攻角-4°~12°运行范围内，按照试验计划表，在未安装烧结网（3）、安装烧结网（3）两种情况下，分别测量HB-2标准模型（10）的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数；通过7次重复性测力试验，计算出HB-2标准模型（10）的轴向力、法向力、俯仰力矩和压心系数的重复性精度，并与国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的HB-2标准模型（10）测力重复性精密度指标进行对比，考察烧结网（3）对风洞流场综合性能的影响。
8.根据权利要求7所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的S70的获得符合风洞流场综合性能要求的烧结网（3），具体如下：
如果试验计划表中设定厚度、目数参数的烧结网（3）符合压力损失小于等于30%，总压分布均匀性小于1%，脉动压力小于2%，HB-2标准模型（10）测力试验重复性精度达到或优于国军标GJB4399《高超声速风洞气动力试验方法》规定的试验精密度指标，则设定厚度、目数参数的烧结网（3）符合要求，确定为合适选型，后续应用到高超声速风洞中作为均流、整流和降噪部件。
9.根据权利要求8所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的步骤S30的总压分布均匀性测量试验、S40的烧结网（3）压力损失测量试验和S50的脉动压力测量试验通过一次试验完成，或者分单项单独开展试验完成。
10.根据权利要求9所述的一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法，其特征在于，所述的步骤S60中的六分量天平（11）替换为三分量天平。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115493793A (zh) * 2022-10-08 2022-12-20 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 (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2002077599A2 (en) * 2000-11-06 2002-10-03 The Johns Hopkins University Rapid prototype wind tunnel model and method of making same
EP2098848A1 (en) * 2008-03-04 2009-09-09 Actiflow B.V. Boundary layer control system for wind tunnels
CN101701837A (zh) * 2009-11-20 2010-05-05 中国航空工业空气动力研究院 一种高精度大范围气流流量计
CN102252818A (zh) * 2011-06-23 2011-11-23 中国人民解放军国防科学技术大学 流场品质可变的超声速风洞
CN102706531A (zh) * 2012-06-01 2012-10-03 华南理工大学 一种利用阻尼网来控制风洞中风场均匀度的方法
CN103133815A (zh) * 2012-12-28 2013-06-05 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 金属烧结丝网降噪装置
CN108548672A (zh) * 2018-03-22 2018-09-18 南京航空航天大学 一种网状进气总压畸变发生器的金属丝网的选择方法
CN110160734A (zh) * 2019-05-23 2019-08-23 华中科技大学 基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法
CN111006836A (zh) * 2019-12-16 2020-04-14 华中科技大学 串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法
CN111120766A (zh) * 2019-11-28 2020-05-08 中国航天空气动力技术研究院 一种可拆卸的金属烧结丝网降噪装置
CN111272376A (zh) * 2020-03-16 2020-06-12 中国科学院工程热物理研究所 风洞附面层控制机构及超声速风洞
CN112985751A (zh) * 2021-02-01 2021-06-18 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速风洞稳定段总温总压测试排架结构与制作方法
CN114184347A (zh) * 2022-02-16 2022-03-15 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种用于大流量高温高压高速气体环境的加热器隔热层

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2002077599A2 (en) * 2000-11-06 2002-10-03 The Johns Hopkins University Rapid prototype wind tunnel model and method of making same
EP2098848A1 (en) * 2008-03-04 2009-09-09 Actiflow B.V. Boundary layer control system for wind tunnels
CN101701837A (zh) * 2009-11-20 2010-05-05 中国航空工业空气动力研究院 一种高精度大范围气流流量计
CN102252818A (zh) * 2011-06-23 2011-11-23 中国人民解放军国防科学技术大学 流场品质可变的超声速风洞
CN102706531A (zh) * 2012-06-01 2012-10-03 华南理工大学 一种利用阻尼网来控制风洞中风场均匀度的方法
CN103133815A (zh) * 2012-12-28 2013-06-05 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 金属烧结丝网降噪装置
CN108548672A (zh) * 2018-03-22 2018-09-18 南京航空航天大学 一种网状进气总压畸变发生器的金属丝网的选择方法
CN110160734A (zh) * 2019-05-23 2019-08-23 华中科技大学 基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法
CN111120766A (zh) * 2019-11-28 2020-05-08 中国航天空气动力技术研究院 一种可拆卸的金属烧结丝网降噪装置
CN111006836A (zh) * 2019-12-16 2020-04-14 华中科技大学 串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法
CN111272376A (zh) * 2020-03-16 2020-06-12 中国科学院工程热物理研究所 风洞附面层控制机构及超声速风洞
CN112985751A (zh) * 2021-02-01 2021-06-18 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速风洞稳定段总温总压测试排架结构与制作方法
CN114184347A (zh) * 2022-02-16 2022-03-15 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种用于大流量高温高压高速气体环境的加热器隔热层

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
虞择斌 等: "多层烧结金属丝网在风洞中的应用", 《宇航材料工艺》 *
黄知龙 等: "金属烧结丝网在内场消声中的应用", 《应用声学》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115493793A (zh) * 2022-10-08 2022-12-20 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
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

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