摘要：用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到。因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题。在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞。其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速。给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据。

摘要：针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。

摘要：未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求。为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行。风洞系统调试及校测结果表明:经能力提升改造后,风洞各分系统工作正常且均达到性能设计指标,实现了马赫数5~8、高度40 km以上的高空低雷诺数高超声速试验条件模拟能力,试验段均匀区流场指标满足GJB 4399-2002高超声速风洞气动力试验的相关要求,为高空条件下飞行器气动特性及复杂高超声速流动问题的研究提供了试验平台。