一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法

    公开(公告)号:CN117890071A

    公开(公告)日:2024-04-16

    申请号:CN202410295393.7

    申请日:2024-03-15

    Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域,公开了一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法。该试验方法涉及暂冲式高速风洞、进气道及其测控装置、航空发动机、发动机台架设备等装置,包含试验前准备,发动机起动并暖机,建立超声速流场,进行超声速风洞进气道与发动机耦合试验和关车五个流程。该试验方法采用模型投放的运行方式,超声速风洞先建立流场,再缓慢增加模型堵塞度,避免出现突然的激波回退对进气道和发动机造成损害;在保证超声速风洞流场品质能够满足试验要求的前提下,模型位置尽量下移和后移,减少对超声速风洞主流的阻碍作用;通过进气道试验,获得模型投放位置、投放速度、风洞开车参数等因素对流场建立的影响,具有工程应用价值。

    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

    公开(公告)号:CN114184349B

    公开(公告)日:2022-04-15

    申请号:CN202210134988.5

    申请日:2022-02-15

    Abstract: 本发明公开了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。该方法首先在初始参考运行总压的下阈值计算调压阀门初始开度,然后阶梯变化环状缝隙调压阀门开度,通过压力采集系统实时获得喷管出口静压、试验舱参考点静压和稳定段总压,再计算喷管出口马赫数和试验舱参考点马赫数,在喷管出口马赫数稳定后,寻找喷管出口静压与试验舱参考点静压相同的时刻,该时刻所对应的稳定段总压即为匹配点运行总压;若未出现匹配点,则调整初始参考运行总压后再继续寻找。本发明的获取射流风洞超声速射流静态运行压力匹配点的方法能够快速确定特定试验状态下超声速射流最佳运行压力,并将传统超声速射流流场均匀区从菱形区域扩大至射流边界区域。

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