2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

苗磊; 谢斌; 李建强; 李耀华; 黄存栋; 贾巍; 马涛

doi:10.11729/syltlx20160105

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

中国空气动力研究与发展中心, 四川绵阳 621000

详细信息

作者简介:
苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者:
苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com

中图分类号: TH715.1⁺12;V211.74
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出版历程
- 收稿日期: 2016-11-13
- 修回日期: 2017-07-10
- 刊出日期: 2017-12-24

Development and application of the measurement system for thrust vectoring tests at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel

China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China

摘要

摘要: 推力矢量控制（TVC）技术能实现飞行器过失速机动飞行，使飞行器突破失速障、增强机敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中，采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制，狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等，采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计，更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中，采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法，结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。
- 推力矢量 /
- 风洞天平 /
- 有限元 /
- 校准
Abstract: The thrust vectoring control (TVC) technology enables aircraft to fly in post-stall maneuver, which is very important for breaking through obstacle stall, enhancing mobility and improving take-off/landing and cruise performance. For TVC test at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel, three six-component strain-gauge balances and two separate air systems are applied to respectively measure the performance of the whole model and nozzles at the same time. The thrust vector test model is flat, so that the layout and structure design of the measurement system is constrained. In the small internal model, it is very difficult to set up three six-component balances, two separate air bridge systems and pipeline, a supporting system, a pressure measurement system and so on. The complex system design cannot be realized by traditional methods and neither can the matching design of the air bridge system and the force balance under the condition of high pressure be accomplished. In the development of the measurement system, the integrated design concept and the stiffness matching design method are adopted. Combined with ANSYS finite element software, the layout and structure optimization of each component of the system have been solved. The results of balance calibration and wind tunnel test prove that the measurement system meets the requirement of thrust vector test.
- thrust vector /
- wind tunnel balance /
- finite element /
- calibration

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0 引言

当飞机在云层中飞行时，云层中的过冷水滴会在飞机表面产生结冰现象，破坏其气动外形，影响气动性能，严重威胁飞行安全^[1-2]。鉴于飞机结冰的严重危害，民用航空适航规章要求制造商通过结冰防护等手段，确保飞机在结冰气象条件下的飞行安全。结冰风洞试验是目前重要的飞机结冰适航审定手段，已经广泛应用于飞机适航审定实践^[3]。

为表明结冰风洞具备开展结冰适航审定试验的能力，结冰风洞必须开展全面的流场品质评估，验证其流场品质符合结冰风洞适航应用的要求(需要指出的是：尽管民用航空适航规章并未直接对结冰风洞提出审定要求，但在飞机适航取证前，结冰风洞试验能力必须得到适航审定方的认可，因此结冰风洞仍需满足适航应用的相关要求)，热流场品质是其中一项重要的验证内容。近年来，随着国内大型结冰风洞——3 m×2 m结冰风洞——的建成^[4]、国产C919客机完成首飞并全面进入适航取证阶段，在C919客机适航取证的需求牵引下，结冰风洞流场符合性研究成为目前国内大型结冰风洞适航应用领域内的研究热点，其中热流场符合性是相关研究的重要内容。

针对结冰风洞热流场，世界上主要结冰风洞均开展了相关研究。为改善热流场品质，美国NASA Glenn IRT结冰风洞对制冷系统进行了多次升级改造^[5-11]，建立了系统的热流场品质评估方法，开展了多期热流场品质评估试验，试验结果不仅为制冷系统升级改造提供了数据支撑和改造思路，还为该风洞的适航应用提供了支撑。作为目前国际上尺寸最大、性能最完善的结冰风洞之一，意大利CIRA IWT结冰风洞^[12]也发展了配套的热流场校测设备和方法，开展了全面的热流场校测^[13]，为该风洞的适航应用奠定了基础。此外，美国波音BRAIT结冰风洞和Cox结冰风洞均开展了热流场品质评估试验^[14-15]，试验结果支撑了这些风洞的适航应用。国内目前尚未开展系统的大型结冰风洞热流场符合性验证研究，3 m×2 m结冰风洞缺乏适航应用的基础。

本文建立了结冰风洞热流场符合性验证方法，针对3 m×2 m结冰风洞主试验段构型，开展了热流场符合性验证试验，考察了试验段气流总温、试验段气流速度和喷嘴干空气射流对热流场空间均匀性和时间稳定性的影响，获得了试验段气流总温修正关系，形成了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线，为其适航应用奠定了基础。

1 3 m×2 m结冰风洞简介

中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m结冰风洞是一座闭口回流式高亚声速风洞(图 1)，主要包括结冰喷雾系统、制冷系统、高度模拟系统和风机动力系统。结冰喷雾系统利用喷雾耙和喷嘴产生结冰云雾，其中喷雾耙安装于稳定段蜂窝器下游、收缩段入口位置，共20排，每排设置50个喷嘴安装位置，共计安装1000个喷嘴。制冷系统采用液氨作为制冷媒介，通过热交换器换热，控制气流温度，制冷系统最大功率约为11 MW。该风洞拥有3个可更换试验段，分别为主试验段、次试验段和高速试验段(各试验段尺寸见表 1)。本文仅针对主试验段构型开展热流场符合性验证研究。

图 1 3 m×2 m结冰风洞

Fig. 1 The CARDC icing wind tunnel

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表 1 试验段尺寸参数

Table 1 The test section size parameters

Test section	Dimension
Test section	Height/m	Width/m	Length/m
Maintest section	2	3	6.5
Secondarytest section	3.2	4.8	9.0
High speed test section	1.5	2	4.5

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结冰风洞的总温探针为四线制PT-100铂电阻总温探针，探针温度测量范围为－50 ℃~50 ℃，精度为±0.2 ℃。8根总温探针安装于热交换器出口处，分别测量热交换器8个模块出口中心处的气流总温，探针位置如图 2所示。

图 2 结冰风洞总温探针安装位置示意图

Fig. 2 The position of total temperature probes mounted in the CARDC icing wind tunnel

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2 结冰风洞热流场符合性验证方法

图 3为结冰风洞热流场符合性验证方法流程图，主要包括试验标准、试验内容、试验仪器、试验方法和数据处理等5部分内容，本节分别进行介绍。

图 3 结冰风洞热流场符合性验证方法流程图

Fig. 3 The flow diagram of the compliance verification method of thermodynamic flowfield of the icing wind tunnel

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2.1 试验标准及内容

目前，国际上普遍依据国际自动机工程师学会(SAE International)发布的标准文件 Calibration and acceptance of icing wind tunnels(SAE ARP 5905-2003)验证结冰风洞流场符合性^[16]。该文件明确给出了结冰风洞在适航应用中需要满足的流场品质指标，其中的热流场品质指标如表 2所示。表中针对气流静温，分别给出了测试设备最大不确定度、空间均匀性和时间稳定性等3个符合性指标。本文依据SAE ARP 5905-2003标准，以气流总温为试验对象，开展热流场符合性研究。需要指出的是：由于气流总温可通过总温探针直接测量得到，进而可以根据气流速度计算得到气流静温，因此本文选择气流总温作为试验对象，更具有代表性。

表 2 结冰风洞热流场品质指标

Table 2 The quality index of thermodynamic flowfield of icing wind tunnel

Items	Static air temperature
Items	T_s < －30 ℃	－30 ℃ < T_s < 5 ℃
Measurement instrumentation maximum uncertainty	±2.0 ℃	±0.5 ℃
Spatial uniformity	±2.0 ℃	±1.0 ℃
Temporal stability	±2.0 ℃	±0.5 ℃

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2.2 试验仪器

采用总温探针和温度格栅装置测量试验段内的气流总温，如图 4所示。

图 4 总温探针和温度格栅

Fig. 4 Total temperature probe and temperature grid

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总温探针为四线制PT-1000铂电阻总温探针，如图 4(a)所示，探针长100 mm、外径6 mm，温度测量范围为－50 ℃~50 ℃，精度为±0.2 ℃。试验前对总温探针进行标定^[8]，获得了总温恢复系数，在马赫数0~0.6范围内，探针恢复率范围为0.994~1。

温度格栅装置由7个垂直栅条和4个水平栅条组成，如图 4(b)所示。垂直栅条厚20 mm、宽100 mm，栅条间距为375 mm。

垂直栅条前缘设置7个探针安装孔，如图 5所示。图中x轴从试验段左壁(沿流向左侧为左壁)指向右壁，y轴从试验段下壁面指向上壁面。试验段内共设置49个测点，其中红点表示试验段中心线处测点，测点的横向(x方向)、纵向(y方向)间距分别为375和250 mm，覆盖75%横纵向试验段区域。

图 5 温度格栅测点位置矩阵

Fig. 5 Measurement point position matrix of the temperature grid device

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2.3 试验方法及数据处理

气流总温试验工况如表 3所示，表中给出了试验段名义总温(T_t)、试验段名义气流速度(v_TS)、喷嘴喷气压力(p_a)和喷雾耙入口干空气温度(T_a)的试验参数。为防止喷雾系统在低温环境下损坏，应保持热气在喷雾耙内持续流动以维持耙内温度，因此最小喷气气压选择0.03 MPa。

表 3 温度场校测工况

Table 3 Test conditions of airflow total temperature measurement

Parameter	Value
T_t/ ℃	－30, －20, －15, －10, －5, 0, 5
v_TS/(m·s^-1)	40, 80, 120, 140
p_a/MPa	0.03, 0.40, 0.90
T_a/ ℃	80

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试验时，当气流参数稳定后，同时采集试验段和风洞气流总温数据，各测点参数采样时间为60 s，采样频率1 Hz。

试验后，对试验段气流总温数据进行总温恢复系数修正，获得当地气流总温T_{t, local}：

(1)

式中，T_{t, probe}为总温探针测量总温(单位为℃)，R_r为探针总温恢复率。

气流总温空间分布和时间分布以试验段中心线处气流总温T_{tc, TS}为基准，采用气流总温空间偏差ΔT_{t, S}和时间偏差ΔT_{t, T}表征：

(2)

式中：下标mt表示时间平均，T_{t, TS}为试验段各测量点处气流总温。进而采用总温空间偏差和时间偏差的标准差(σ(ΔT_{t, S})、σ(ΔT_{t, T}))以及最大绝对值(|ΔT_{t, S}|_max和|ΔT_{t, T}|_max)评估试验段内气流总温的空间均匀性和试验段中心处的时间稳定性。

最后，利用试验段中心线处的气流总温T_{tc, TS}与风洞测量气流总温T_{t, WT}，获得试验段总温修正关系：

(3)

式中，K_T_t为总温修正函数。

3 试验结果与分析讨论

3.1 气流总温

3.1.1 气流总温的空间均匀性

为评估试验段气流总温的空间均匀性，图 6给出了试验段气流总温空间分布云图，包括40、80、120和140 m/s的气流速度条件下，气流总温0 ℃、－5 ℃和－20 ℃对应的典型试验结果(喷嘴气压均为0.03 MPa)。图中，红色虚线框表示模型区，范围为－750 mm≤x≤750 mm、－500 mm≤y≤500 mm。可以看出：随着试验段气流总温和气流速度的降低，试验段上下壁面附近逐渐出现总温偏差超过1 ℃的非均匀峰值区域，且非均匀峰值区域不断向模型区内部发展，特别是在140 m/s工况下，非均匀峰值区域已经发展到模型区的内部核心区域。由此可见，基于目前的制冷系统性能，降低试验段气流总温和提高试验段气流速度均会减弱试验段内热流场的空间均匀性。

图 6 试验段气流总温空间分布云图

Fig. 6 Spatial distribution of the total temperature in the test section

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为进一步定量评估试验段热流场的空间均匀性，图 7给出了试验段模型区内的气流总温空间偏差标准差和最大绝对值。图中黑色虚线表示气流总温空间均匀性指标(见表 2)。可以看出：在各工况下，气流总温空间偏差标准差均满足空间均匀性指标要求，且在40~120 m/s、－20 ℃~0 ℃工况范围内标准差一致性较好，均小于0.6 ℃；随着试验段气流速度增大及气流总温降低，气流总温空间偏差最大绝对值整体增大，且逐渐超出标准范围，这与试验段上下壁面附近的非均匀峰值区域发展扩大相对应。在40、80和120 m/s条件下，非均匀峰值区主要集中于模型区边界处(如图 6所示)，当气流总温高于－20 ℃后，温度偏差最大绝对值均小于1.5 ℃；但在140 m/s条件下，当温度低于－5 ℃后，非均匀峰值区发展扩大至模型区核心区域，温度偏差峰值整体增大(普遍超过1.5 ℃)；此外，喷嘴干空气射流对气流总温空间均匀性并无显著影响。由此可见，模型区内气流总温空间均匀性在大部分范围内均满足指标要求，其中40 ~120 m/s、－20 ℃~0 ℃范围内的热流场空间均匀性最优，但是随着试验段气流速度增大以及气流总温降低，模型区内逐渐出现总温超标的峰值区域，尤其是在140 m/s条件下，模型区内普遍存在超标区域。

图 7 试验段模型区气流总温空间偏差标准差和最大绝对值

Fig. 7 The standard deviation and maximum absolute value of the spatial deviation of airflow total temperature in the model area of the test section

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3.1.2 气流总温的时间稳定性

为评估试验段气流总温的时间稳定性，图 8给出了试验段中心线处的气流总温时间偏差变化曲线，包括喷嘴气压0.03、0.40和0.90 MPa状态下，气流速度40、80、120和140 m/s、气流总温0 ℃和－20 ℃对应的试验结果。可以看出：各工况下，气流总温时间偏差均在±0.5 ℃范围内；－20 ℃条件下的总温偏差脉动程度比0 ℃条件下更加剧烈，而试验段气流速度和喷嘴干空气射流对气流总温时间偏差并无显著影响。

图 8 试验段中心线处气流总温时间偏差变化曲线

Fig. 8 Profiles of the time deviation of the airflow total temperature in the centerline of the test section

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进一步地，图 9给出了试验段中心线处的气流总温时间偏差标准差和最大绝对值。可以看出：试验段气流速度和气流总温以及喷嘴干空气射流对气流总温的时间稳定性并无显著影响，各工况下的气流总温时间偏差标准差和最大绝对值分别小于0.2 ℃和0.4 ℃。

图 9 试验段中心线处气流总温时间偏差标准差和最大绝对值

Fig. 9 The standard deviation and maximum absolute value of the time deviation airflow total temperature in the centerline of test section

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3.1.3 气流总温修正关系和不确定度

图 10为试验段中心线处的气流总温修正关系和不确定度，包括喷嘴气压0.03、0.40和0.90 MPa对应的试验结果、拟合曲线和不确定度。从图 10(a)可以看出，风洞采集的气流总温与试验段中心线处的气流总温具有显著的线性关系，其拟合公式为：

(4)

图 10 试验段中心线处气流总温修正关系和不确定度

Fig. 10 The correction relationship and uncertainty of the airflow total temperature in the centerline of the test section

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式中，K_T和B_T分别为斜率和截距函数，均为喷嘴气压的函数。

在图 10(b)中，纵轴为采用拟合公式计算的总温(T_{ta, TS})与试验段中心线处的气流总温之差，黑色虚线为不确定度指标。从图中可以看出，在0.03和0.40 MPa条件下，拟合温度偏差均满足标准要求，但在0.90 MPa条件下，存在个别超标的温度点，且这些点主要集中在40 m/s速度条件下，如图中的阴影区所示。考虑到主要试验工况下喷嘴气压均小于0.40 MPa，因此整体而言温度拟合公式的不确定度满足标准要求。

图 11给出了试验段中心线处气流总温与风洞测量总温之差。从图中可以看出：喷嘴干空气射流会提高气流温差，随着喷嘴气压增大，温差不断增大，但增大幅度会随着试验段气流速度的增大而减小，其中，在40 m/s、－30 ℃工况下最大温差超过2 ℃，而超过80 m/s后，温差普遍小于1 ℃(在140 m/s、－20 ℃工况下，温度场均匀性较差，则此时温差超过1 ℃)。这主要是因为：喷嘴向试验气流中注入的高温空气将自身携带的能量传递给试验气流，增大了试验段气流总温，且随着喷嘴气压增大，喷嘴热气流量增大，进而提高了试验段气流总温的增大幅度；但随着试验段气流速度的增大，试验气流流量不断增大，减弱了喷嘴干空气射流对试验气流的影响，导致气流总温的增大幅度减小。

图 11 试验段中心线处气流总温与风洞测量总温之差

Fig. 11 The difference between the total temperature in the centerline of the test section and the wind tunnel total temperature

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3.2 结冰风洞热流场控制包线

根据结冰风洞主试验段热流场品质评估结果，给出了结冰风洞主试验段热流场控制包线，如图 12所示，其中横轴为试验段名义气流速度，纵轴为试验段名义气流总温，黑点为试验工况点。图中综合考虑试验段模型区内热流场的空间均匀性和时间稳定性，给出了控制包线(红线区域)，在该包线范围内，模型区内热流场品质基本满足SAE ARP 5905-2003的指标要求，但在模型区边界处仍存在温度偏差超标的峰值区。需要指出的是，在高风速(超过140 m/s)和低总温(小于－20 ℃)条件下，试验段模型区内存在明显的不均匀峰值区，该区域严重影响气流总温的空间均匀性，制约着结冰风洞的试验模拟范围，因此，需要对3 m×2 m结冰风洞制冷系统进行升级改造，提高高风速和低总温条件下的温度空间均匀性，扩展试验模拟范围。

图 12 3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线

Fig. 12 The thermodynamic flowfield operating envelop of CARDC icing wind tunnel in the main test section

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4 结论

本文建立了结冰风洞热流场符合性验证方法，开展了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场符合性验证试验，得到以下结论：

(1) 基于目前制冷系统性能，降低试验段气流总温和提高试验段气流速度会减弱试验段内热流场的空间均匀性，但对时间稳定性并无显著影响。

(2) 喷嘴干空气射流对试验段模型区内气流总温的空间均匀性和时间稳定性并无显著影响，但会提高试验段气流总温，尤其对40 m/s条件下的热流场的影响最为显著。

(3) 在主要试验条件下，结冰风洞热流场品质基本满足SAE ARP 5905-2003指标要求。

图 1 推力矢量试验系统构成

Fig. 1 The component of thrust vectoring test system

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图 2 测力系统构成

Fig. 2 The component of measurement system

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图 3 测力系统布局1

Fig. 3 Balance measurement system layout 1

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图 4 测力系统布局2

Fig. 4 Balance measurement system layout 2

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图 5 双“Z”型空气管路

Fig. 5 The double "Z" shaped structure of air tube

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图 6 设计分析方法流程图

Fig. 6 The procedure of design and analysis method

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图 7 全机天平

Fig. 7 The primary balance

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图 8 推力天平

Fig. 8 The thrust balance

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图 9 测力系统

Fig. 9 The measurement system

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图 10 系数差异

Fig. 10 The difference of coefficients

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图 11 空气管路

Fig. 11 Air tube

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图 12 补偿前温度曲线

Fig. 12 Temperature curve without compensation

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图 13 补偿后温度曲线

Fig. 13 Temperature curve with compensation

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图 14 保护涂层

Fig. 14 Protection paint coat

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图 15 湿度控制

Fig. 15 Dampness control

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图 16 六自由度自动校准台

Fig. 16 Six-degree of freedom automatic calibration machine

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图 17 加压校准

Fig. 17 Pressurization calibration

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图 18 喷流校准

Fig. 18 Jet flow calibration

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图 19 推力天平1轴向力试验精度

Fig. 19 The axial force test accuracy of thrust balance 1

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图 20 推力天平2轴向力试验精度

Fig. 20 The axial force test accuracy of thrust balance 2

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图 21 主天平轴向力试验精度

Fig. 21 The axial force test accuracy of the primary balance

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表 1 天平设计载荷

Table 1 Design load of balance

名称	Y /N	Mz /(N·m)	X /N	Mx /(N·m)	Z /N	My /(N·m)
全机天平	15000	1000	1200	480	2200	500
推力天平	1200	200	800	50	1200	200

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表 2 全机天平计算应变

Table 2 The calculated strain of primary balance

名称	Y	Mz	X	Mx	Z	My
贴片处应变(×10^-6)	445	480	390	270	170	340

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表 3 推力天平的计算应变

Table 3 The calculated strain of thrust balance

应变(×10^-6)		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		205	560	270	175	207	558
推力天平带空气桥系统	0MPa	204	440	268	141	204	478
	1MPa	198	400	267	140	203	442
	2MPa	191	370	266	137	201	402

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表 4 全机天平校准结果

Table 4 Calibration result of the primary balance

	Y	Mz	X	Mx	Z	My
校准不确定度/%	0.08	0.09	0.11	0.15	0.10	0.12

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表 5 推力天平1校准结果

Table 5 Calibration result of the thrust balance 1

校准不确定度/%		Y	Mz	X	Mx	Z	My
推力天平		0.03	0.02	0.06	0.20	0.05	0.05
推力天平带空气桥系统	0MPa	0.30	0.20	0.10	0.90	0.14	0.19
	1MPa	0.35	0.30	0.11	1.00	0.20	0.24
	2MPa	0.50	0.45	0.11	1.50	0.30	0.30
	60g/s	0.32	0.16	0.12	0.91	0.20	0.21
	100g/s	0.50	0.22	0.20	1.00	0.23	0.30
	200g/s	0.60	0.33	0.27	0.89	0.30	0.34

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施引文献(4)

期刊类型引用(4)

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2.	苗磊，贺中，赵忠良，徐志伟. 某飞行器大攻角通气测力试验装置研制与应用. 电子测量与仪器学报. 2020(02): 150-157 . 百度学术
3.	苗磊，李耀华，李建强，张诣，何成军，徐志伟. 某飞行器推力矢量试验测力装置研制. 航空动力学报. 2020(12): 2521-2531 . 百度学术
4.	刘超慧，刘亚姗. 倾转旋翼飞行器动力矢量控制系统. 福建电脑. 2018(08): 35-36+64 . 百度学术

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图(21) / 表(5)

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0 引言
1 3 m×2 m结冰风洞简介
2 结冰风洞热流场符合性验证方法
2.1 试验标准及内容
2.2 试验仪器
2.3 试验方法及数据处理
3 试验结果与分析讨论
3.1 气流总温
3.1.1 气流总温的空间均匀性
3.1.2 气流总温的时间稳定性
3.1.3 气流总温修正关系和不确定度
3.2 结冰风洞热流场控制包线
4 结论

0 引言
1 3 m×2 m结冰风洞简介
2 结冰风洞热流场符合性验证方法
2.1 试验标准及内容
2.2 试验仪器
2.3 试验方法及数据处理
3 试验结果与分析讨论
3.1 气流总温
3.1.1 气流总温的空间均匀性
3.1.2 气流总温的时间稳定性
3.1.3 气流总温修正关系和不确定度
3.2 结冰风洞热流场控制包线
4 结论

参考文献(14)

施引文献(4)

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2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

作者简介: 苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者: 苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com

计量

出版历程

Development and application of the measurement system for thrust vectoring tests at 2.4m×2.4m transonic wind tunnel

0 引言

1 3 m×2 m结冰风洞简介

2 结冰风洞热流场符合性验证方法

2.1 试验标准及内容

2.2 试验仪器

2.3 试验方法及数据处理

3 试验结果与分析讨论

3.1 气流总温

3.1.1 气流总温的空间均匀性

3.1.2 气流总温的时间稳定性

3.1.3 气流总温修正关系和不确定度

3.2 结冰风洞热流场控制包线

4 结论

期刊类型引用(4)

其他类型引用(0)

计量

出版历程

目录

0 引言

1 3 m×2 m结冰风洞简介

2 结冰风洞热流场符合性验证方法

2.1 试验标准及内容

2.2 试验仪器

2.3 试验方法及数据处理

3 试验结果与分析讨论

3.1 气流总温

3.1.1 气流总温的空间均匀性

3.1.2 气流总温的时间稳定性

3.1.3 气流总温修正关系和不确定度

3.2 结冰风洞热流场控制包线

4 结论

作者简介:
苗磊(1982-), 男, 四川三台人, 工程师。研究方向:风洞应变天平研制与应用。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号(621000)。E-mail:miaogangsir@sina.com

通讯作者:
苗磊, E-mail: miaogangsir@sina.com