CN116973065B - 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法 - Google Patents

一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116973065B
CN116973065B CN202311227934.4A CN202311227934A CN116973065B CN 116973065 B CN116973065 B CN 116973065B CN 202311227934 A CN202311227934 A CN 202311227934A CN 116973065 B CN116973065 B CN 116973065B
Authority
CN
China
Prior art keywords
pressure
air inlet
shock wave
inlet channel
model air
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
CN202311227934.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116973065A (zh
Inventor
廖虹
曹永飞
王争取
刘帅
冯剑
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.)
AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Original Assignee
AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
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 AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute filed Critical AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority to CN202311227934.4A priority Critical patent/CN116973065B/zh
Publication of CN116973065A publication Critical patent/CN116973065A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116973065B publication Critical patent/CN116973065B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • 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)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及风洞实验领域，公开了一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法，所述装置包括冲击波发生装置，所述冲击波发生装置设置在模型进气道的前端，该冲击波发生装置包括爆破口法兰，所述爆破口法兰与高压积气腔连接，所述高压积气腔与风洞洞壁连接，所述爆破口法兰的法兰口处设置高压膜，所述高压膜与高压积气腔之间存储高压气体，所述高压积气腔底部与高压管路连接，所述高压管路与高压气源连接，所述模型进气道的内壁及入口处均设置传感器，所述传感器与计算机系统连接。本发明模拟了风洞中模拟冲击波对飞行器进气道载荷及畸变影响，解决了风洞试验中冲击波对航空飞行器进气系统稳定性和安全性难以预估的问题。

Description

一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法
技术领域
本发明涉及风洞实验领域，更具体地涉及一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法。
背景技术
原有的飞机采用的进气道方式简单，冲击波对进气道气动特性影响较小，飞机的生存力及易损性方面主要考虑的是飞机结构强度。而如今现代军用战斗机和高隐身无人作战飞机多采用复杂构型的大S弯蛇形进气道，其内部稳、动态气动载荷问题突出，发动机稳定工作时对进气道畸变等气动特性参数要求较高。
冲击波对进气道气动特性影响主要是在飞机外部结构不受破坏的情况下，冲击波超压对进气道进口流场产生的变化。流场产生的变化对进气道载荷和畸变会产生直接的影响：第一会导致进气道进口流场变化，引起进气道各截面的气流参数分布不均匀，改变进气道动态畸变，进而影响发动机及其部件性能，可能会对发动机稳定工作带来影响，这也是飞机研制单位关心的飞行器应用问题。第二是改变了进气道管道内外载荷变化，可能造成结构变形和损伤，会严重影响飞机安全和使用。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法。
本发明采用的具体方案为：一种模拟冲击波对飞行器影响的装置，所述装置包括冲击波发生装置，所述冲击波发生装置设置在模型进气道的前端，该冲击波发生装置包括爆破口法兰，所述爆破口法兰与高压积气腔连接，所述高压积气腔与风洞洞壁连接，所述爆破口法兰的法兰口处设置高压膜，所述高压膜与高压积气腔之间存储高压气体，所述高压积气腔底部与高压管路连接，所述高压管路与高压气源连接，所述模型进气道的内壁及入口处均设置传感器，所述传感器与计算机系统连接。
所述高压管路上设置电磁阀。
所述高压管路上设置减压阀门。
所述模型进气道与测量段连接，所述模型进气道通过变侧滑角装置与支撑杆连接。
所述测量段与风洞洞内管路一端连接，所述风洞洞内管路另一端与流量计前端连接，所述流量计后端通过真空气源管路与真空气源连接。
所述传感器为动态传感器。
另一方面，本发明提供一种模拟冲击波对飞行器影响的方法，包括如下步骤：
步骤一、将传感器安装在模型进气道的内壁及入口处，并将传感器与计算机连接，将模型进气道安装在支撑系统的支撑杆上，所述模型进气道后部与测量段连接，将测量段与真空气源连接，进行模型进气道试验，标定冲击波影响试验在所需流量时的参数；
步骤二、安装冲击波发生装置，通过调节高压膜的厚度、直径、高压膜与模型进气道的入口距离、角度的参数，控制并模拟冲击波产生的超压达到试验所需的压力，确定试验时模型进气道入口超压的参数；
步骤三、试验时，传感器采集参数，风洞建立稳定流场，调节模型进气道的流量，模拟系统达到的试验流量，记录达到冲击波影响试验所需流量时的参数，冲击波发生装置模拟产生冲击波，传感器完成数据采集，结束试验，获取其对模型进气道载荷和畸变的影响。
本发明相对于现有技术具有如下有益效果：
本发明提供一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法，适用于模拟飞行器模型进气道载荷及畸变影响。本发明通过在风洞洞壁上设置冲击波发生装置，利用高压膜与风洞洞壁形成的高压积气腔，调节压力使高压膜爆破，模拟出在风洞中飞行器在一定速度、姿态和模型进气道流量下，高压膜爆破后冲击波对模型进气道载荷和畸变的影响。另一方面，本发明可以通过动态传感器对冲击波对模型进气道载荷及畸变的影响进行连续测量，为风洞试验评估冲击波对航空飞行器进气系统稳定性和安全性提供技术支撑。
附图说明
图1为本发明结构示意图；
图2为本发明冲击波发生装置示意图；
其中，附图标记分别为：
图中，1.真空气源、2.真空气源管路、3.流量计、4.风洞洞内管路、5.支撑杆、6.测量段、7.模型进气道、8.风洞洞壁、9.冲击波发生装置、10.高压管路、11.电磁阀、13.减压阀门、14.高压气源、15.爆破口法兰、16.高压膜、17.高压积气腔。
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了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
结合附图1-附图2，本发明提供一种模拟冲击波对飞行器影响的装置，所述装置包括冲击波发生装置9，所述冲击波发生装置9设置在模型进气道7的前端，该冲击波发生装置9包括爆破口法兰15，所述爆破口法兰15与高压积气腔17连接，所述高压积气腔17与风洞洞壁8连接，所述爆破口法兰15的法兰口处设置高压膜16，所述高压膜16与高压积气腔17之间存储高压气体，所述高压积气腔17底部与高压管路10连接，所述高压管路10与高压气源14连接，所述模型进气道7的内壁及入口处均设置传感器，所述传感器与计算机系统连接。
本发明中冲击波发生装置包括爆破口法兰15、高压膜16、高压积气腔17、高压管路10、高压气源14。爆破口法兰15将高压膜16固定在高压积气腔17上。冲击波发生装置9内高压膜16可通过膜内外压差进行爆破形成模拟的爆炸冲击波，可根据需要，调节高压膜16的厚度、爆破口法兰15直径等参数调节内外压差，从而模拟出所需的不同冲击波对模型进气道7入口处所形成的超压。
所述高压管路10上设置电磁阀11。所述高压管路10上设置减压阀门13。减压阀门13用于控制高压气源14的压力下降到爆炸冲击波；电磁阀11为控制高压气体的开关。
在一种实施方式中，所述模型进气道7内管路沿程与模型进气道7的入口处设置安装孔，用于安装动态传感器。所述模型进气道7与测量段6连接，所述模型进气道7通过变侧滑角装置与支撑杆5连接。支撑杆5的后端连接风洞的变迎角弯刀机构，前端通过变侧滑角装置连接模型进气道7和测量段6，通过变迎角弯刀机构和变侧滑角装置可将模型调节到试验时所需的迎角和侧滑角。
所述测量段6与风洞洞内管路4一端连接，所述风洞洞内管路4另一端与流量计3前端连接，所述流量计3后端通过真空气源管路2与真空气源1连接。所述传感器为动态传感器。真空气源1对整个流量模拟系统提供后端的负压抽吸环境。
一种模拟冲击波对飞行器影响的方法，包括如下步骤：步骤一、将传感器安装在模型进气道7的内壁及入口处，并将传感器与计算机连接，将模型进气道7安装在支撑系统的支撑杆5上，所述模型进气道7后部与测量段6连接，将测量段6与真空气源1连接，进行模型进气道7试验，标定冲击波影响试验在所需流量时的参数；步骤二、安装冲击波发生装置9，通过调节高压膜16的厚度、直径、高压膜16与模型进气道7的入口距离、角度的参数，控制并模拟冲击波产生的超压达到试验所需的压力，确定试验时模型进气道7入口超压的参数；步骤三、试验时，传感器采集参数，风洞建立稳定流场，调节模型进气道7的流量，模拟系统达到的试验流量，记录达到冲击波影响试验所需流量时的参数，冲击波发生装置9模拟产生冲击波，传感器完成数据采集，结束试验，获取其对模型进气道7载荷和畸变的影响。
本发明结合冲击波超压的特点，通过使用动态传感器，模拟进气道7入口外流场冲击波产生的超压压力与模型进气道7内流场载荷和畸变的动态变化，实现在风洞内冲击波影响下，模型进气道7内表面气动载荷和出口畸变等参数的测量。动态传感器安装在模型进气道7入口、模型进气道7内表面及测量段6上，得到的压力信号传输至计算机系统进行信号处理，得到压力值和畸变值。
本发明可模拟出风洞中飞行器在模型进气道7的流量下，冲击波对模型进气道7载荷和畸变的影响，为评估冲击波对航空飞行器进气系统稳定性和安全性提供技术支撑。
实施例：
一种模拟冲击波对飞行器影响的方法，包括如下步骤：步骤一、将传感器安装在模型进气道7的内壁及入口处，并将传感器与计算机连接，将模型进气道7安装在支撑系统的支撑杆5上，所述模型进气道7后部与测量段6连接，将测量段6与真空气源1连接，进行正常的模型进气道7试验，标定冲击波影响试验在所需流量时的参数（模型进气道总压恢复系数、模型进气道壁面压力、模型进气道畸变）；步骤二、安装冲击波发生装置9，通过调节高压膜16（材质为塑料膜片或聚酯膜片）的厚度、直径、高压膜16与模型进气道7的入口距离、角度的参数，控制并模拟冲击波产生的超压达到试验所需的压力，确定试验时冲击波产生的所需超压的压力值（模型进气道7入口处的压力值）；步骤三、试验时，传感器采集参数，风洞建立稳定流场，调节模型进气道7的流量，模拟系统达到的试验流量，记录达到冲击波影响试验所需流量时各系统的相关参数（模型进气道总压恢复系数、模型进气道壁面压力、模型进气道畸变），冲击波发生装置9模拟产生冲击波，传感器完成数据采集，结束试验，获取其对模型进气道7载荷和畸变的影响。
以上附图及解释说明仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的具体保护范围不仅限以上解释说明，任何在本发明揭露的技术思路范围内，及根据本发明的技术方案加以简单地替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种模拟冲击波对飞行器影响的装置，其特征在于，所述装置包括冲击波发生装置（9），所述冲击波发生装置（9）设置在模型进气道（7）的前端，该冲击波发生装置（9）包括爆破口法兰（15），所述爆破口法兰（15）与高压积气腔（17）连接，所述高压积气腔（17）与风洞洞壁（8）连接，所述爆破口法兰（15）的法兰口处设置高压膜（16），所述高压膜（16）与高压积气腔（17）之间存储高压气体，所述高压积气腔（17）底部与高压管路（10）连接，所述高压管路（10）与高压气源（14）连接，所述模型进气道（7）的内壁及入口处均设置传感器，所述传感器与计算机系统连接；所述高压管路（10）上设置电磁阀（11）；所述高压管路（10）上设置减压阀门（13）；所述模型进气道（7）与测量段（6）连接，所述模型进气道（7）通过变侧滑角装置与支撑杆（5）连接；所述测量段（6）与风洞洞内管路（4）一端连接，所述风洞洞内管路（4）另一端与流量计（3）前端连接，所述流量计（3）后端通过真空气源管路（2）与真空气源（1）连接。
2.根据权利要求1所述的模拟冲击波对飞行器影响的装置，其特征在于，所述传感器为动态传感器。
3.一种模拟冲击波对飞行器影响的方法，其特征在于，所述方法基于权利要求1-2任一项所述的模拟冲击波对飞行器影响的装置实现，包括如下步骤：
步骤一、将传感器安装在模型进气道（7）的内壁及入口处，并将传感器与计算机连接，将模型进气道（7）安装在支撑系统的支撑杆（5）上，所述模型进气道（7）后部与测量段（6）连接，将测量段（6）与真空气源（1）连接，进行模型进气道（7）试验，标定冲击波影响试验在所需流量时的参数；
步骤二、安装冲击波发生装置（9），通过调节高压膜（16）的厚度、直径、高压膜（16）与模型进气道（7）的入口距离、角度的参数，控制并模拟冲击波产生的超压达到试验所需的压力，确定试验时模型进气道（7）入口超压的参数；
步骤三、试验时，传感器采集参数，风洞建立稳定流场，调节模型进气道（7）的流量，模拟系统达到的试验流量，记录达到冲击波影响试验所需流量时的参数，冲击波发生装置（9）模拟产生冲击波，传感器完成数据采集，结束试验，获取其对模型进气道（7）载荷和畸变的影响。
CN202311227934.4A 2023-09-22 2023-09-22 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法 Active CN116973065B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311227934.4A CN116973065B (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311227934.4A CN116973065B (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116973065A CN116973065A (zh) 2023-10-31
CN116973065B true CN116973065B (zh) 2023-11-28

Family

ID=88478213

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311227934.4A Active CN116973065B (zh) 2023-09-22 2023-09-22 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116973065B (zh)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08136394A (ja) * 1994-11-09 1996-05-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 衝撃風洞
KR20090066127A (ko) * 2007-12-18 2009-06-23 재단법인서울대학교산학협력재단 극초음속유동을 이용한 실험장치
CN107449582A (zh) * 2017-08-25 2017-12-08 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟锤击波发生及试验系统
CN107590328A (zh) * 2017-09-01 2018-01-16 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟进气道锤激波发生过程的爆破膜片选型计算方法
CN107655691A (zh) * 2017-08-28 2018-02-02 西北工业大学 一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法
CN112683485A (zh) * 2021-03-12 2021-04-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种进气道试验模拟装置及模拟方法
CN113945355A (zh) * 2021-09-21 2022-01-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统
CN115127822A (zh) * 2022-04-14 2022-09-30 北京航空航天大学 一种进气道实验装置
CN116337395A (zh) * 2023-03-28 2023-06-27 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种零刚度支撑风洞试验方法、系统及时序控制方法
CN116448374A (zh) * 2023-06-15 2023-07-18 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08136394A (ja) * 1994-11-09 1996-05-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 衝撃風洞
KR20090066127A (ko) * 2007-12-18 2009-06-23 재단법인서울대학교산학협력재단 극초음속유동을 이용한 실험장치
CN107449582A (zh) * 2017-08-25 2017-12-08 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟锤击波发生及试验系统
CN107655691A (zh) * 2017-08-28 2018-02-02 西北工业大学 一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法
CN107590328A (zh) * 2017-09-01 2018-01-16 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟进气道锤激波发生过程的爆破膜片选型计算方法
CN112683485A (zh) * 2021-03-12 2021-04-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种进气道试验模拟装置及模拟方法
CN113945355A (zh) * 2021-09-21 2022-01-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统
CN115127822A (zh) * 2022-04-14 2022-09-30 北京航空航天大学 一种进气道实验装置
CN116337395A (zh) * 2023-03-28 2023-06-27 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种零刚度支撑风洞试验方法、系统及时序控制方法
CN116448374A (zh) * 2023-06-15 2023-07-18 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Shock-Wave/Boundary-Layer Interactions in a Model Scramjet Intake;Krishnan, L; Sandham, ND and Steelant, J;AIAA JOURNAL;第47卷(第7期);1680-1691 *
S形进气道锤击波荷载特性分析;张群峰;闫盼盼;黎军;王霄;;航空动力学报(第03期);全文 *
一种双S形进气道流场特性及控制的试验研究(英文);孙姝;郭荣伟;;中国航空学报(英文版)(第01期);全文 *
高超声速咽式进气道起动特性研究;董昊;王成鹏;程克明;;实验流体力学(第05期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116973065A (zh) 2023-10-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2018205507A1 (zh) 一种动态五孔探针
CN110132527A (zh) 一种基于天平信号的风洞试验中模型振动监测方法
CN112485014B (zh) 一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置及测力试验方法
CN112485013B (zh) 一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法
KR101869648B1 (ko) 풍동시험모형의 유량교정 시험장치 및 이를 이용한 유량교정 시험방법
Berridge et al. Measurements and computations of second-mode instability waves in several hypersonic wind tunnels
CN106383035A (zh) 一种针对气动噪声的消声器传递损失测试系统及方法
CN104048808A (zh) 一种动态熵探针
CN113945355B (zh) 一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统
CN116448374B (zh) 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法
CN116399547B (zh) 飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法
CN111914346A (zh) 一种模拟泄漏量的计算方法
CN116973065B (zh) 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法
CN108195510A (zh) 一种热膜式剪应力传感器的热风洞校准方法
CN208534819U (zh) 用于风扇气动性能测试的装置
CN114216649A (zh) 一种高超声速分离流动控制试验装置及方法
CN110160740A (zh) 一种一体化冲击气动力测量系统
JP7421769B2 (ja) ダクト内圧力計測構造及び風洞試験装置
Doolan et al. The UNSW anechoic wind tunnel
DOUGHERTY, JR et al. Transition Reynolds number comparisons in several major transonic tunnels
CN110836713B (zh) 一种考虑校准箱气体质量变化的文氏管流量系数标定方法
CN112945500A (zh) 一种跨声速风洞堵塞度影响的模拟测量装置及方法
CN109974962B (zh) 一种迷宫密封有效受力面积的标定方法
CN111307404B (zh) 一种射流风机内部流场测试装置及测试方法
CN114383850A (zh) 一种自然风条件下露天试车台推力修正方法

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