CN115127771A - 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法 - Google Patents

一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115127771A
CN115127771A CN202210866068.2A CN202210866068A CN115127771A CN 115127771 A CN115127771 A CN 115127771A CN 202210866068 A CN202210866068 A CN 202210866068A CN 115127771 A CN115127771 A CN 115127771A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pressure
wind tunnel
degree conical
conical cylinder
degree
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
CN202210866068.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115127771B (zh
Inventor
杜钰锋
李聪健
熊能
高川
郭旦平
王伟仲
蒋明华
陈海峰
黄辉
汪路路
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.)
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
High Speed Aerodynamics Research 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 High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202210866068.2A priority Critical patent/CN115127771B/zh
Publication of CN115127771A publication Critical patent/CN115127771A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115127771B publication Critical patent/CN115127771B/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
    • G01M9/04—Details
    • 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
    • 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

本发明属于实验空气动力学领域，公开了一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法。该方法包括以下步骤：设计加工20°锥柱体；将20°锥柱体安装在高速风洞测压中部支架上；将与20°锥柱体表面测压点相通的钢管通过软管连接到压力测量设备上；进行高速风洞试验，获得两列压力信号；测量20°锥柱体表面测压点与锥头点沿气流方向的距离；计算空间位置无量纲参数及压力无量纲参数；检测高速风洞横向非对称弱扰动波并定位扰动源。基于20°锥柱体模型，建立了横向非对称弱扰动波检测方法及扰动源定位方法，为高速风洞横向非对称弱扰动波检查提供了技术手段，为提高风洞流场品质进而提高风洞试验结果精度奠定了技术基础。

Description

一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法
技术领域
本发明属于实验空气动力学领域，具体涉及一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法。
背景技术
众所周知，风洞试验段的核心流区域是经过整流装置整流后风洞中流场品质最好的区域。但尽管如此，进入试验段前气流难免受到微小扰动影响，对于在超声速状态下运行的高速风洞而言，微小扰动即意味着产生弱扰动波，会对风洞试验结果的精度产生影响，致使风洞试验结果产生误差，风洞试验结果误差对于飞行器设计而言即意味着升/阻力系数、舵面效率、部件特性等气动参数存在设计误差，严重制约了飞行器的安全性与经济性。因此，对弱扰动波进行检测并对扰动源进行定位就显得尤为重要。
高速高清纹影系统是目前高速风洞中最常用的扰动波检测手段，利用光在被测流场中的折射率梯度正比于流场气流密度的原理，通过水平布置的纹影仪光路，对流场中纵向分布的扰动波进行实时显示。然而，由于纵向光路被风洞试验模型遮挡的概率较高，无法实现通过垂直布置纹影仪光路对流场中横向分布的扰动波进行显示。假若自由来流在进入风洞试验段前受到非对称横向微弱扰动影响，产生横向非对称弱扰动波，传播进入试验段并作用于试验模型上，会导致试验模型产生横向非对称气动力，进而对飞行器舵面等存在横向非对称工作状态的部件特性参数评估带来误差，为飞行器精细化设计带来了极大的困难。
目前，高速风洞在众多客机、军用运输机、远程战略轰炸机、预警机及加油机等先进大型飞机的气动力评估及气动外形精细化设计中发挥了重要作用，但正是由于缺少横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法，目前仍无法对高速风洞中横向非对称弱扰动波进行检测，更无法定位扰动源位置并对扰动源进行处理，严重制约了高速风洞流场品质进一步提升及试验数据精度进一步提高。
当前，亟需发展一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法。
本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法，包括以下步骤：
S10.设计加工20°锥柱体，20°锥柱体的前段为锥角20°的圆锥体，后段为圆柱体，圆柱体的直径与圆锥体底面直径相等；20°锥柱体的0°和180°母线上对称布置两列测压孔；
S20.将20°锥柱体水平安装在高速风洞测压中部支架上，并保证两列测压孔位于水平平面上；
S30.将与20°锥柱体表面的测压点相通的钢管通过软管连接到高速风洞的压力测量设备上；
S40.开启高速风洞，在预先设定的来流马赫数M下运行，待流场稳定后，利用高速风洞的压力测量设备采集得到两列压力信号pUP(i)及pDO(i)，并同步测量风洞稳定段总压p0；
以顺气流方向为正向，沿顺气流方向观察；其中，下标UP表示20°锥柱体左侧测压点的压力信号；下标DO表示20°锥柱体右侧测压点的压力信号；i为20°锥柱体表面上每列测压孔的序数，序数沿顺气流方向顺序递增，i＝1,2,……,m，m为20°锥柱体单侧测压孔的总数；
S50.测量20°锥柱体表面测压点与锥头点之间沿气流方向的距离xUP(i)及xDO(i)；
其中，xUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；xDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；
S60.分别计算两列压力信号的空间位置无量纲参数XP及压力无量纲参数P：
Figure BDA0003758587880000031
Figure BDA0003758587880000032
其中，D为20°锥柱体直径；XUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的空间位置无量纲参数；XDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的空间位置无量纲参数；PUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的压力无量纲参数；PDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的压力无量纲参数；
S70.将步骤S60的数据与20°锥柱体表面压力分布无干扰数据进行对比，分析压力无量纲参数P与空间位置无量纲参数X的关系：
S71.分别绘制PUP(i)关于XUP(i)、PDO(i)关于XDO(i)的散点分布图，并同时绘制来流马赫数M下，20°锥柱体表面压力分布无干扰数据曲线图；
S72.分析20°锥柱体左右两侧散点分布图的对称性、散点分布与无干扰数据曲线图的符合性，找到非对称弱扰动波作用于20°锥柱体表面的无量纲位置XR；
S73.由于扰动波较弱，采用马赫波计算弱扰动波传播的半顶角μ：
Figure BDA0003758587880000033
S74.根据空间位置分析，得到扰动源位置xS：
Figure BDA0003758587880000041
其中，L为风洞宽度。
本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法基于20°锥柱体模型而建立，为高速风洞横向非对称弱扰动波检查提供了技术手段，为提高风洞流场品质进而提高风洞试验结果精度奠定了基础。
附图说明
图1为本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法使用的20°锥柱体结构示意图；
图2为本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法获得的来流马赫数M＝1.500下20°锥柱体PUP关于XUP、PDO关于XDO的散点分布图以及表面压力分布无干扰数据曲线图；
图2中，“□”表示PUP关于XUP的散点分布结果；
“△”表示PDO关于XDO的散点分布结果；
“—”表示来流马赫数M＝1.500下20°锥柱体表面压力分布无干扰数据结果。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
本实施例的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法通过在0.6米×0.6米暂冲式跨超声速风洞中进行的横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位试验进行具体说明。
本实施例的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法包括以下步骤：
S10.设计加工如图1所示的20°锥柱体，20°锥柱体的前段为锥角20°的圆锥体，后段为圆柱体，圆柱体的直径与圆锥体底面直径相等；20°锥柱体的0°和180°母线上对称布置两列测压孔；
S20.将20°锥柱体水平安装在高速风洞测压中部支架上，并保证两列测压孔位于水平平面上；
S30.将与20°锥柱体表面的测压点相通的钢管通过软管连接到高速风洞的压力测量设备上；
S40.开启高速风洞，在来流马赫数M＝1.500下，待流场稳定后，利用高速风洞的压力测量设备采集得到两列压力信号pUP(i)及pDO(i)，并同步测量风洞稳定段总压p0；
以顺气流方向为正向，沿顺气流方向观察；其中，下标UP表示20°锥柱体左侧测压点的压力信号；下标DO表示20°锥柱体右侧测压点的压力信号；i为20°锥柱体表面上每列测压孔的序数，序数沿顺气流方向顺序递增，i＝1,2,……,m，m为20°锥柱体单侧测压孔的总数；m＝32；具体数列如下：
pUP＝[49.1985 49.0305 48.9115 49.1208 48.9729 48.8250 48.3496 48.783736.9449 31.2337 33.5891 34.903 35.5783 37.0058 37.5978 38.2025 40.828139.1385 39.1641 39.3254 40.0341 40.0832 40.4145 40.5692 40.6357 45.935449.5913 49.5503 46.977 47.472 43.4925 40.719]，单位为kPa；
pDO＝[48.5986 48.8779 48.532 48.6652 49.1751 48.6741 49.0271 40.884930.499 32.4786 34.1857 35.1929 36.2522 37.7113 38.1685 37.7794 38.555339.2323 39.4283 40.1650 40.3786 40.9962 40.1344 40.3632 44.1532 48.687648.6484 47.5055 48.0971 43.2240 42.0732 41.8219]，单位为kPa；
p0＝149.9052kPa；
S50.测量20°锥柱体表面测压点与锥头点之间沿气流方向的距离xUP(i)及xDO(i)；
其中，xUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；xDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；具体数列如下：
xUP＝[68.00 85.00 102.00 119.00 136.00 153.00 170.00 187.00 192.80198.62 215.62 232.62 249.62 266.62 283.62 300.62 317.62 334.62 368.62 402.62436.62 470.62 504.62 538.62 572.62 606.62 640.62 674.62 708.62 742.62 776.62810.62]，单位为mm；
xDO＝[76.50 93.50 110.50 127.50 144.50 161.50 178.50 192.80 195.48212.48 229.48 246.48 263.48 280.48 297.48 314.48 331.48 356.98 390.98 424.98458.98 492.98 526.98 560.98 594.98 628.98 662.98 696.98 730.98 764.98 798.98832.98]，单位为mm；
S60.分别计算两列压力信号的空间位置无量纲参数XP及压力无量纲参数P：
Figure BDA0003758587880000061
Figure BDA0003758587880000062
其中，D为20°锥柱体直径；XUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的空间位置无量纲参数；XDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的空间位置无量纲参数；PUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的压力无量纲参数；PDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的压力无量纲参数；具体数列如下：
XUP＝[1.00 1.25 1.50 1.75 2.00 2.25 2.50 2.75 2.84 2.92 3.17 3.42 3.673.92 4.17 4.42 4.67 4.92 5.42 5.92 6.42 6.92 7.42 7.92 8.42 8.92 9.42 9.9210.42 10.92 11.42 11.92]；
XDO＝[1.13 1.38 1.63 1.88 2.13 2.38 2.63 2.84 2.87 3.12 3.37 3.62 3.874.12 4.37 4.62 4.87 5.25 5.75 6.25 6.75 7.25 7.75 8.25 8.75 9.25 9.75 10.2510.75 11.25 11.75 12.25]；
PUP＝[0.3282 0.3271 0.3263 0.3277 0.3267 0.3257 0.3225 0.3254 0.24650.2084 0.2241 0.2328 0.2373 0.2469 0.2508 0.2548 0.2724 0.2611 0.2613 0.26230.2671 0.2674 0.2696 0.2706 0.2711 0.3064 0.3308 0.3305 0.3134 0.3167 0.29010.2716]；
PDO＝[0.3242 0.3261 0.3238 0.3246 0.3280 0.3247 0.3271 0.2727 0.20350.2167 0.2280 0.2348 0.2418 0.2516 0.2546 0.2520 0.2572 0.2617 0.2630 0.26790.2694 0.2735 0.2677 0.2693 0.2945 0.3248 0.3245 0.3169 0.3209 0.2883 0.28070.2790]；
S70.将步骤S60的数据与20°锥柱体表面压力分布无干扰数据进行对比，分析压力无量纲参数P与空间位置无量纲参数X的关系：
S71.分别绘制如图2所示的PUP(i)关于XUP(i)、PDO(i)关于XDO(i)的散点分布图，并在图2中同时绘制来流马赫数M下，20°锥柱体表面压力分布无干扰数据曲线图；
S72.分析20°锥柱体左右两侧散点分布图的对称性、散点分布与无干扰数据曲线图的符合性，找到非对称弱扰动波作用于20°锥柱体表面的无量纲位置XR＝4.67，同时判断扰动源位于顺气流方向观察20°锥柱体左侧方向；X在8.75～11.75范围内压力跃升明显且左右两侧对称性较好，为20°锥柱体头部圆锥激波经侧壁反射后形成的对称强扰动波作用在20°锥柱体上导致的；
S73.由于扰动波较弱，采用马赫波计算弱扰动波传播的半顶角μ：
Figure BDA0003758587880000081
S74.根据空间位置分析，得到扰动源位置xS：
Figure BDA0003758587880000082
其中，L为风洞宽度。
由上述结果可知，利用本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法，检测到0.6米×0.6米暂冲式跨超声速风洞中存在横向非对称弱扰动波，扰动源位于顺气流方向观察20°锥柱体左侧方向、与锥头点沿气流方向的距离为20.06mm。
以上结果验证了应用本发明的高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法能够对高速风洞中存在的横向非对称弱扰动波进行检测并对扰动源进行定位。且根据上述结果数据，需要对0.6米×0.6米暂冲式跨超声速风洞中顺气流方向观察20°锥柱体左侧方向的风洞壁板上与锥头点距离20.06mm处的壁面状态进行检查与处理，从而减弱甚至消除横向非对称弱扰动波的影响，提高风洞流场品质，进而提高风洞试验结果精度。
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高超声速边界层转捩模式方法领域。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 (1)

1.一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.设计加工20°锥柱体，20°锥柱体的前段为锥角20°的圆锥体，后段为圆柱体，圆柱体的直径与圆锥体底面直径相等；20°锥柱体的0°和180°母线上对称布置两列测压孔；
S20.将20°锥柱体水平安装在高速风洞测压中部支架上，并保证两列测压孔位于水平平面上；
S30.将与20°锥柱体表面的测压点相通的钢管通过软管连接到高速风洞的压力测量设备上；
S40.开启高速风洞，在预先设定的来流马赫数M下运行，待流场稳定后，利用高速风洞的压力测量设备采集得到两列压力信号pUP(i)及pDO(i)，并同步测量风洞稳定段总压p0；
以顺气流方向为正向，沿顺气流方向观察；其中，下标UP表示20°锥柱体左侧测压点的压力信号；下标DO表示20°锥柱体右侧测压点的压力信号；i为20°锥柱体表面上每列测压孔的序数，序数沿顺气流方向顺序递增，i＝1,2,……,m，m为20°锥柱体单侧测压孔的总数；
S50.测量20°锥柱体表面测压点与锥头点之间沿气流方向的距离xUP(i)及xDO(i)；
其中，xUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；xDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点与锥头点沿气流方向的距离；
S60.分别计算两列压力信号的空间位置无量纲参数XP及压力无量纲参数P：
Figure FDA0003758587870000011
Figure FDA0003758587870000021
其中，D为20°锥柱体直径；XUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的空间位置无量纲参数；XDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的空间位置无量纲参数；PUP(i)表示20°锥柱体左侧测压点的压力无量纲参数；PDO(i)表示20°锥柱体右侧测压点的压力无量纲参数；
S70.将步骤S60的数据与20°锥柱体表面压力分布无干扰数据进行对比，分析压力无量纲参数P与空间位置无量纲参数X的关系：
S71.分别绘制PUP(i)关于XUP(i)、PDO(i)关于XDO(i)的散点分布图，并同时绘制来流马赫数M下，20°锥柱体表面压力分布无干扰数据曲线图；
S72.分析20°锥柱体左右两侧散点分布图的对称性、散点分布与无干扰数据曲线图的符合性，找到非对称弱扰动波作用于20°锥柱体表面的无量纲位置XR；
S73.由于扰动波较弱，采用马赫波计算弱扰动波传播的半顶角μ：
Figure FDA0003758587870000022
S74.根据空间位置分析，得到扰动源位置xS：
Figure FDA0003758587870000023
其中，L为风洞宽度。
CN202210866068.2A 2022-07-22 2022-07-22 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法 Active CN115127771B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210866068.2A CN115127771B (zh) 2022-07-22 2022-07-22 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210866068.2A CN115127771B (zh) 2022-07-22 2022-07-22 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115127771A true CN115127771A (zh) 2022-09-30
CN115127771B CN115127771B (zh) 2024-03-29

Family

ID=83384843

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210866068.2A Active CN115127771B (zh) 2022-07-22 2022-07-22 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115127771B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116183154A (zh) * 2023-04-24 2023-05-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020023484A1 (en) * 2000-06-21 2002-02-28 Jean-Paul Demay Support device for a motorised flying instrument in a wind tunnel
CN103983417A (zh) * 2014-05-22 2014-08-13 大连理工大学 一种柱形投放物气动力检测装置及测量方法
US20180266395A1 (en) * 2016-01-20 2018-09-20 Soliton Holdings Corporation, Delaware Corporation Generalized Jet-Effect and Shaped Tunnel
CN110806300A (zh) * 2019-10-12 2020-02-18 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法
CN113494990A (zh) * 2021-06-28 2021-10-12 中国航天空气动力技术研究院 一种风洞扰动对超声速层流边界层厚度影响的分析方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020023484A1 (en) * 2000-06-21 2002-02-28 Jean-Paul Demay Support device for a motorised flying instrument in a wind tunnel
CN103983417A (zh) * 2014-05-22 2014-08-13 大连理工大学 一种柱形投放物气动力检测装置及测量方法
US20180266395A1 (en) * 2016-01-20 2018-09-20 Soliton Holdings Corporation, Delaware Corporation Generalized Jet-Effect and Shaped Tunnel
CN110806300A (zh) * 2019-10-12 2020-02-18 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法
CN113494990A (zh) * 2021-06-28 2021-10-12 中国航天空气动力技术研究院 一种风洞扰动对超声速层流边界层厚度影响的分析方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘洪山, 徐翔, 孔荣宗, 吕治国, 刘伟雄: "激波风洞侧向喷流干扰效应试验研究", 空气动力学学报, no. 03, 28 September 2005 (2005-09-28) *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116183154A (zh) * 2023-04-24 2023-05-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法
CN116183154B (zh) * 2023-04-24 2023-06-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN115127771B (zh) 2024-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Henshaw M219 cavity case
CN212779853U (zh) 测量跨声速风洞试验段核心流马赫数的短轴向静压探测管
CN115127771B (zh) 一种高速风洞横向非对称弱扰动波检测与扰动源定位方法
CN212254182U (zh) 一种复合型压力-温度探针
CN114459649B (zh) 一种基于压电换能器阵列的无基线数据平面应力场在线监测方法、系统、设备和介质
CN202486106U (zh) 管道超声波检测一体化对比试块
CN107576446A (zh) 一种超燃冲压发动机隔离段激波串前缘的主动探测装置及方法
Edelman et al. Instability measurements in the Boeing/AFOSR Mach-6 quiet tunnel
CN111498141B (zh) 一种基于微型探针实现气流角度实时监测的方法与装置
CN106323587B (zh) 机翼风洞试验模型弹性变形的单目视频高精度测量方法
Soranna et al. Analysis of Buffet Forcing Functions Estimated from Unsteady Pressure Sensitive Paint
CN106680375A (zh) 用于确定材料的弹性模量的空气耦合超声检测方法
CN111189914B (zh) 一种用于复合材料超声检测的渐变厚度系数的确定方法
CN115031585A (zh) 一种双阵列声学立靶斜入射弹着点定位方法
CN111487031B (zh) 基于微型扇形探针实现三维流场气流角度实时监测的装置与方法
CN114046957A (zh) 一种用于开口风洞远场噪声测量的三维剪切层修正方法
CN113533531A (zh) 一种材料损伤定位装置、定位方法及验证方法
Dolling Separation shock motion and ensemble-averaged wall pressures in a Mach 5 compression ramp interaction
Jaitlee et al. Pressure measurements on an automobile side rear view mirror
Tokugawa et al. Transition measurement system of experimental supersonic transport” NEXST-1”
Khorrami et al. Aeroacoustic computations of a generic low boom concept in landing configuration: Part 3-Aerodynamic validation and noise source identification
Rudnik et al. Experimental investigation of the wing-body juncture flow on the DLR-F6 configuration in the ONERA S2MA facility
Quix et al. Low speed high lift validation tests within the European project EUROLIFT II
CN109900349A (zh) 一种声学振动传感器集成测试套件及其测试方法
Garg et al. Wall pressure fluctuations beneath swept shock wave/boundary layer interactions

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