高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

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高超声速进气道的设计、计算与实验研究

2、计算机模拟作为一种重要的研究手段，可以有效地预测和优化高超声速进气道的性能。通过流体力学软件和商业软件的二次开发，可以实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。
3、实验研究是高超声速进气道设计的重要环节，可以验证设计的有效性和可靠性。通过实验设备的搭建、实验流程的制定和实验数据的采集与分析，可以全面评估进气道的性能表现、稳定性和适应能力等方面的指标。
实验设备搭建需要依据进气道的实际工作场景，通常包括风洞、传感器、数据采集系统和实验模型等。风洞主要用于模拟飞行过程中的气流环境，传感器用于监测进气道的工作状态，数据采集系统用于记录实验数据，实验模型则用于展示进气道的设计效果。
实验流程的制定需要遵循一定的规范和标准，以确保实验结果的准确性和可靠性。通常包括实验前的准备、实验过程的控制以及实验数据的处理等。
然而，高超声速进气道的设计、计算与实验研究仍然存在一些问题和挑战。例如，如何进一步提高进气道的效率、降低成本并缩短研发周期仍需进一步探讨和研究。此外，实验设备和实验方法也需要不断更新和完善，以适应更高速度和更复杂环境下的研究需求。
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高超声速进气道的设计、计算与实验研究
目录
01 高超声速进气道设计的基本原理和方法
03
高超声速进气道的实验研究
02高超声速进气道的计源自机模拟随着航空航天技术的快速发展，高超声速飞行器成为当今研究的热点之一。高超声速进气道作为飞行器的重要部件，对其设计、计算与实验研究显得尤为重要。本次演示将围绕高超声速进气道的设计、计算与实验进行研究，旨在为相关领域提供参考和借鉴。
基于商业软件的二次开发则主要是为了提高进气道的适应性、降低成本以及缩短研发周期。常用的商业软件包括ANSYS、SolidWorks和CATIA等，这些软件可以通过二次开发，实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。

影响气体超声波流量计测量精度的影响因素

影响气体超声波流量计测量精度的影响因素现在，用于天然气计量的超声流量计的校准尽可能在流量校准装置上进行。

使用的校准时，可以发挥这一作用，这些参数，超声波流量计，在不同的值的情况下，或校准？本研究的目的是，如果该流体介质的温度变化的气体的超声波流量计，压力，以确定影响。

现在一种装置，可以进行校准天然气流量计，超声波流量计的流量计的校准。

这些器件是几乎所有的，由于使用天然气通过管道流动，在正常情况下，它是可以改变的参数影响声音的速度，温度，压力，气体组成等可能是。

使用的校准时，可以发挥这一作用，这些参数，超声波流量计，在不同的值的情况下，或校准？此外，通过改变温度和流体介质的声音的速度中的变化，如果进一步的实验。

(50℉)21℃高温下使用天然气，21(70℉)，10℃℃标定实验用氮气(70℉)，32℃(90℉)。

相对于平均校准曲线变化的影响，每个系列的校准，校准通过。

流量计校准满足的条件的再现，声速的变化的超声波流量计和所需的装置，在温度和压力的变化，也没有反应。

当用于从天然气中的液体介质的校准，切换成氮气，轻微观察到的变化是由于使用的状态方程，这两个不同的气体。

超声波流量计的校准过程中，测试结果的条件下尽可能集，这些表明可以包括在一个进一步的或不同的条件下的气态介质。

通过测量传播时间的超声波气体流量计，超声波测量天然气的原则，以处理与相关各方。

超声波流量一致的流体是小于在时间的传播方向。

两种状态，用于计算的平均流速的气体流的传播时间差。

，因为它包含的流量计的结构尺寸和传播时间只是物理，此流动方程，这是独立的(SOS)的气体流中的声音速度。

气体流量测量独立的因素会影响声音的速度中的气体的温度，压力，和气体的组合物，如：因此，通过作出的假设，它是可能的。

是值得考虑的一个不同的操作条件下的字段，如果这个假设是不正确的，超声波流量计校准的有效性。

首先，测定声速的气体的超声流量计中，如果有几个次要效果独立，它可能是由于以下原因。

Φ200高超声速风洞调试和流场校测

ｃｌｒｔｎｉｄｃｔｇｔｔｍｅａｕｅｏａｒｓｕｅｐｒｔｇｔｆａｉａｉｉａｉａｔｐｒｔｒ，ｔｔｐｅｓｒ，ｏｅａｎｍｅｏｂｏｎｎｏｌｅｌｉｉＨＷｒ２０ｈｖｃｏｄｉｅｐＩｏｅｏｅｉ－０ａｅａｃｒｅｗｔｔｕｓｄｓｎ．ＨＷＴ２０ｄｈｈｐｆｇ－０
Ｔｈｓｎｌｒｔｏｆ０２０ＨｙｅｓｎｃＷｉｄＴｕｎｌｅＴｅｔａｄＣａｉａｉｎｏ０ｐｒｏｉｎｎｅｂ
ＯＵＹｎ－ｅ，ＩＳ — ｅＣＮｈｎ－ｕｏｇｗｉＹｈｈ，ＨＥＧＺｏｇｙｉ
流场的马赫数均方根偏差全部达到ＧＢ１７９）Ｊ（１９— １的合格指标，一部分达到了先进指标。风洞运行时间不少
于２ｓ是一座参数范围较宽、０，运行成本较低、维护方便、可用于空气动力学教学试验和基础性科学研究的设
备。
关键词：高超声速；洞；洞调试；风风流场校测中图分类号：４１７Ｖ１．文献标识码：Ａ
ｃｌｎｉｗｔｎｌＭｃｕｂｒｐｎａｓｐｒｎ／ｙｅｏｃｏｅｒｓＭｃｕｂｒ（ａａｓｓｔｎａｈｎｍｅｓａａｉｉａｌｌｈａｈｎｍｅａｅｏｉｈｐｒｎｗ．ｌｏａｈｍｅ口）ｔｌｔｔｅｉｓｃｕｂｒｓｔｕｓｃｓｉｆｌｎｆｎｓｌｅｃｏＭ
摘
要：绍了新近建成的马赫数为２５～７０的￣０ｔ高超声速风洞（￣０Ｈｐｒｎｎｕｎｌ介．．Ｙ０ｍ２ｎ￣０ｙｓｉＷｉＴｎｅ，２ｅｏｃｄ

高超声速进气道启动问题研究

高超声速进气道启动问题研究一、本文概述随着航空技术的飞速发展，高超声速飞行器作为未来空天一体化的重要组成部分，正日益受到人们的关注。

高超声速进气道作为飞行器的关键部件，其性能的好坏直接影响到飞行器的整体性能。

高超声速进气道启动问题成为了航空领域研究的热点之一。

本文旨在对高超声速进气道启动问题进行深入研究，分析影响其启动的关键因素，探讨提高进气道启动性能的方法。

文章首先介绍了高超声速进气道的基本原理和分类，然后重点分析了进气道启动过程中的气流分离、激波结构变化等关键问题，以及这些问题对进气道启动性能的影响。

在此基础上，文章提出了一些改进进气道启动性能的措施，包括优化进气道设计、改进控制系统等。

文章通过数值模拟和实验研究验证了这些措施的有效性，为高超声速飞行器的设计和优化提供了有益的参考。

二、高超声速进气道的基本原理与分类高超声速进气道是超音速飞行器的关键部件，其主要功能是在高速飞行时，有效地将外界的空气引入发动机，并进行压缩，以满足发动机燃烧室的需求。

进气道设计的好坏直接影响到飞行器的性能与安全性。

基本原理：高超声速进气道的基本原理基于流体动力学。

当飞行器以高超声速飞行时，前方的空气受到强烈的压缩和加热，形成激波。

进气道的设计需要确保这些激波能够稳定地形成，并有效地将压缩后的空气引入发动机。

同时，进气道还需处理由于高速度产生的气流分离、激波振荡等问题，以确保气流的稳定与连续。

分类：根据进气道的设计和工作原理，高超声速进气道主要分为两大类：内进气道和外进气道。

内进气道：内进气道通常位于飞行器的机身或发动机内部。

这种设计能够有效地减少空气阻力，提高飞行器的整体性能。

内进气道的设计复杂，需要精确控制气流的方向和速度，以确保其能够稳定地工作。

外进气道：外进气道位于飞行器的外部，通常与机身或机翼融为一体。

这种设计相对简单，但可能会增加飞行器的空气阻力。

外进气道通常适用于速度较低或需要更大空气流量的场景。

无论是内进气道还是外进气道，都需要经过精心的设计和优化，以确保其在高超声速飞行时能够提供稳定、连续的气流，满足发动机的需求。

影响气体超声波流量计计量精度的主要因素

影响气体超声波流量计计量精度的主要因素
1、信号因素
气体超声波流量计获得的全部流动信息都是通过超声信号得到的，因此超声波气体超声波流量计设计的关键内容之一，就是处理每一路超声信号，确保信号质量能够满足精确测量传播时间的要求。

另一个关键指标，就是自动增益控制，AGC越小越好，说明超声波气体超声波流量计的使用效果越好。

2、噪声因素
超声波是一种频率高于20kHz的机械波，如果介质中存在噪声，且该噪声大于20kHz的频段，就有可能导致换能器检测单位无法正常分辨工作脉冲信号和噪声，进而影响气体超声波流量计的计量精度。

在天然气企业输配气生产中，噪声的来源主要有压力或流量调节阀、流过管道的高速气流、突出的探头和整流器等。

为了减少噪声，在气体超声波流量计安装时应保证气体超声波流量计上游的最短直管段长度为10D(管道直径)，下游最短直管段长度为5D。

此外，信噪比(S/N)指标也可以用来衡量超声波气体超声波流量计的应用可靠性，信噪比值越大，说明超声波气体超声波流量计的使用效果越好。

3、气质因素
其一，当含有水、固体杂质或其他脏物的天然气流过超声波气体超声波流量计时，会将脏物堆积在气体超声波流量计表体管道内和超声波
换能器探头上，从而影响气体超声波流量计计量的准确性和稳定性。

其二，天然气气质组分变化波动较大，会造成计量数据的波动。

4、气体超声波流量计算机因素
在天然气计量系统中，气体超声波流量计算机接收压力变送器、温度变送器传输过来的模拟信号，经信号转换，按照相关计算方法进行标况体积气体超声波流量计算。

因此，气体超声波流量计算机的信号转换，以及压缩因子的计算方法和计算程序等也影响气体超声波流量计的计量精度。

200高超声速风洞调试和流场校测TheTestandCalibrationof

2
分系统调试
风洞系统的调试前应进行单项检查调试和分系统检查调试。单项检查调试主要是对分系统设备进行静态的检查测试。重点放在供电系统的能源分配是否科学
合理, 有无完备的安全保护设施 , 所有电缆的连接是否正确规范; 与气源相连的高压管道及阀门系统的连接是否牢固可靠; 各设备( 特别是风洞洞身 ) 的安装是否达到设计精度以及各设备是否存在明显的表面损伤或缺陷。对于阀门及电机之类的活动部件 , 需要在无负荷条件下先手动检查其有无卡死现象。通过检查没有发现明显的异常现象 , 对安装精度要求最高的风洞洞身 , 其实验舱中心轴线与稳定段的中心轴线安装误差在 1 5mm 以内, 轴线与水平线的角度偏差在 0 04 以内。系统设备没有明显的表面缺陷, 符合单项检查的要求。分系统检查调试主要是对组成风洞实验系统的各分系统进行动态检查调试。目的是检查各分系统能否正常运转, 并根据实际运行情况判断该分系统是否达到了设计指标。 2 1 气源系统气源分系统为风洞实验系统提供保证风洞正常运行所需的高压气源。其主要技术参数是空压机的分钟排量和排气压力。排量的大小直接影响到实验的准备时间; 排气压力则直接影响气源所能达到的极限压力。如果排气压力低于设计压力 , 将使气源无法提供风洞正常运行所需的压力比条件 , 或者使风洞的有效运行时间缩短。 3 气源分系统配备 2V- 1 250 型空气压缩机 , 排气量为 1m min, 排气压力为 25MPa, 储气罐容积为 1 2m , 最高工作压力为 21MPa。理想情况下, 将气源压力从一个大气压提高到风洞运行所需的 18MPa, 所需的充气时间为 203min。在调试过程中通过实时记录气源压力和空压机运行时间, 得到气源压力时间曲线。空压机运行时间 188min, 气源压力 17 09MPa, 除去充气过程中气源温度升高对压力的影响 , 实际运行结果与设计参数相符, 达到了设计指标。 2 2 加热器加热器的作用是提供防止空气冷凝和调整风洞流量所需的驻点温度, 主要技术指标是加热温度和预热时间。根据设计指标 , 加热器最高温度为 700K, 承压为 7MPa, 首次预热时间约为 3~ 4h, 连续工作预热时间约为 0 5h 。调试时 , 通过安装在加热器两端的热电偶测量腔体内的温度。由于热电偶与蓄热

典型二元高超声速进气道设计方法研究

57第2卷　第16期产业科技创新　2020，2（16）：57~59Industrial Technology Innovation 典型二元高超声速进气道设计方法研究蔡　佳1,2，徐　白1，崔　杰1，成　诚1（1.南京工业职业技术大学，江苏　南京　210023；2.南京航空航天大学，江苏　南京　210016）摘要：从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，初步实现了对进气道型面的参数化设计方法，为缩短进气道的设计周期和改善进气道性能提供了切实可行的途径。

关键词：高超声速；二元进气道；参数化；设计方法中图分类号：V249.1　文献标识码：A　文章编号：2096-6164（2020）16-0057-03近年来，为了实现更快、更高的飞行，各国对高超声速推进技术的研究投入了大量的人力和物力。

超燃冲压发动机由于在飞行速度和比冲上的突出优势，广泛应用在高超声速飞行的动力装置中。

作为超燃冲压发动机的重要部件之一，进气道可为发动机超声速燃烧提供所需的空气，并尽可能实现高的流量捕获和对来流的高效压缩。

高超声速进气道结构形式较为多样，包括二维进气道、侧压进气道、轴对称进气道、Busemann进气道以及REST进气道等。

其中二元进气道由于其型面设计较为简单，流动情况易于分析，结构容易制造加工并且便于设计能够倾转的唇罩来实现进气道内收缩比的控制等优势，广泛应用于当前高超声速飞行器和发动机地面试验方案中。

但是，即便二元进气道结构较为简单，设计一款适合于工程使用的进气道型面也必须经历初步设计、性能计算后调整参数再设计这一反复迭代设计的过程。

因此，开展二元进气道型面的参数化设计并提炼出一套较为通用的设计方法对缩短进气道的设计周期和改善进气道性能显得尤为重要。

本文将从二元进气道的几何构型出发，总结出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对进气道型面的参数化设计。

超声波气体流量计检测精度影响因素分

超声波气体流量计检测精度影响因素分摘要：随着国家煤改气工程的推进，对天然气管道运输及测量技术的要求也越来越高。

超声波流量计因测量稳定、压力损失小以及安装简便等特点使其在石油化工、冶金、电力等工程领域的应用越来越广泛。

在当今多种超声波流量计中，时差法超声波流量计是应用最为广泛的，其检测原理是计算声道传播路径上的平均速度，并通过修正系数补偿的方式来得出管道的截面速度。

然而，超声波流量计的测量精确度会受到诸多因素的影响，如输送流体的性质、管道内流体雷诺数、流量计的安装位置和声道位置等，这些参数的变化都会对超声波流量计测量时间差造成影响。

关键词：超声波；气体流量计；检测精度；影响因素1导言随着天然气运输贸易的发展，天然气需求量将越来越高。

当前运输天然气最常见的方式就是通过管道运输，因此对天然气输送量的精确监测对于预防管道泄漏等安全事故有着重要意义。

而从当前研究文献来看，关于超声波流量计在天然气流量测量中的精度影响因素报道比较少见。

天然气由于密度、黏度均低于空气，因此在相同实验条件下其管道内流体速度分布也会有很大区别。

2检测原理2.1超声波流量计测量原理图1所示为基于时差法的双声道超声波流量计的测量原理。

图1 测量原理原理图通过流量计上、下游探头来测量超声波在气体管道的顺流、逆流响应时间，得出体积流率的计算公式如下：式中，vm———管道截面速度vL———声道上流体平均线速度L———流量计探头之间的声道长度t1和t2———分别表示管道内流体顺流、逆流的传播时间θ———声道与管道轴线的夹角Q———管道内流体的体积流量A———管道的横截面积K———修正系数2.2管道内气体速度分布由于气体的黏度作用，管道截面处流体速度呈梯度分布，管道中心轴线处流速最高，贴近管道壁面处流速为0，当管道内任意位置截面处气体速度分布情况相同，则认为气体流动达到充分发展。

根据雷诺数大小可以将流体流动状态分为2种，即层流状态和湍流状态，如图2所示。

超声波气体流量计检测精度影响因素分析

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液％与气（

2018年第9 期
doi ：10.11832/j.issn.1000-4858.2018. 09.014
超声波气体流量计检测精度影响因素分析
邵欣，韩思奇，擅盼龙，马学彬，李梦月
( 天津中德应用技术大学智能制造学院，天津 300350)
摘要：在天然气的管道运输过程中，提高气体流量测量的精度是提高运输效率、避免安全事故发生的关键技术。利用流体力学仿真（C F D )方法建立组合双弯管及变径管道模型，定量计算修正系数，对双声道超声波流量计结构和安装位置对于管道内气体速度场的影响进行研究。通过仿真得出超声波流量计的最优声道位置，并结合实验验证了仿真结果的可信性。模拟结果表明，双弯管和变径管与超声波流量计的安装位置至少为 10D 才能保证流体充分流动；通过修正系数随雷诺数的变化情况得出双声道超声波流量计的最优声道位置为距管道截面中心0. 25E 处。研究结论对于不同性质气体的流量检测同样适用，为工业中气体运输检测精度的提高以及超声波流量计的优化提供了依据。
关键词：天然气；超声波流量计；流体力学仿真;安装位置；声道中图分类号:T H 138 文献标志码：B 文章编号=1000-4858(2018)09-0080-07
Factors Affecting Detection Accuracy of Ultrasonic Gas Flow Meter
S H A O X i n ，H A N Si-qi，T A N P a n -long，M A Xue-bin，LI Meng-yue
引言随着国家煤改气工程的推进，对天然气管道运输

高超声速复杂气动问题的研究综述与思考

高超速复杂气动问题的研究综述与思考学号：1109140413姓名：闫朋朋2016年1月高超声速复杂气动问题的研究综述与思考闫朋朋章易程（中南大学交通运输工程学院湖南长沙 410004）摘要：通过对国内外研究现状的调查总结，分析了当前高超速气动工程及仿真实验的研究方法及进展，概述了超高速复杂气动问题的研究方向，归纳了超高速复杂气动问题的模型模拟研究以及影响超高速飞行的主要因素，最后对超高速气动问题进行风动实验研究，利用多场耦合数值模拟进行仿真研究，利用非线性鲁棒自动控制系统对超高速飞行器的表面结构优化问题，材料使用问题，气动热环境问题提供有益的建议。

关键词：超高速气动实验数值模拟气动布局优化热环境0 引言转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。

转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。

飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等。

基于上述理由，我们从超高速飞行的实验，分析方法，以及影响超高速飞行的因素对超高速气动问题进行研究综述。

1 实验1.1 工程实验工程风洞实验是研究高超速复杂气动问题最实用的方法。

飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。

当前国内外主要有机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型风洞试验。

由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。

高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。

气体超声波流量计计量系统性能影响因素分析-董林虎

气体超声波流量计计量系统性能影响因素分析-董林虎气体超声波流量计计量系统性能影响因素分析董林虎栾万龙中国石油西部管道酒泉输油气分公司摘要：超声波流量计在大管径天然气计量中具有突出的优点，通过对超声波流量计计量系统性能影响因素的分析，阐述噪音、杂质、气质、组分、安装等方面对天然气计量带来的误差，找出形成误差的根本原因，改变目前超声波流量计使用性能不达标的状况，使超声波流量计得到更好的运用。

主题词：超声波流量计影响因素准确性应用管理流量是天然气生产集输中重要的参数之一。

流量测量值的准确与否，将直接影响系统运行的稳定性和交接计量中双方的经济利益。

目前国内生产的基于各种原理测量流量的流量计种类很多，如容积式流量计、涡街流量计、差压流量计、超声波流量计等。

与其他类型的流量计相比，超声波流量计具有无压力损失、性能价格比高、测量范围宽（一般可达到20:1）等特点。

传播速度差法超声波流量计的测量范围可达到300:1,已经广泛的应用于西气东输二线、川气东送等国家大口径管道。

1、天然气超声波流量计计量系统及其原理目前被广泛采用超声波流量计系统都在流量计算机辅助计算的情况下，直接输出标准条件下体积量。

天然气超声波计量系统以天然气超声波流量计为核心，以压力变送器、温度变送器、在线色谱分析仪、流量计算机为辅助计量设备构成（图1）。

图1：天然气超声波计量系统主要设备构成超声波流量计信号处理单元通过计算流量计筒体中天然气的流速，测的天然气工况条件下的流量；在线色谱分析仪、压力变送器、温度变送器分别测量天然气的组分、工况压力和温度；流量计算机接收工况流量、组分、压力、温度参数，计算得到标况体积流量和总累积量，并上传至站控系统。

超声波流量计工作原理有时差法、相位差法、频率差法等，时差法自身抗干扰能力强，准确度较高，应用最为广泛（图2）图2：超声波流量计工作原理图图中A 和B 两个传感器都能发射和接受超声波，超声波从一个传感器发射至另外一个传感器所经过的通道，称为超声波通路。

变几何高超声速进气道设计与调节规律研究

图 2 二元变几何进气道原型模型示意图
为了尽可能提高进气道在低马赫数下的流量系数，前 2 道楔角选取的比较小，合计偏转角只有 10°，
为了控制内压段的长度，设置了第三道压缩面，这样在设计状态时，前两道激波相交于唇口，第三道激波打入进气道内压段，而在接力点马赫数条件下，第三道激波打在唇口处。这样设计不同于常规进气道的所有波系都在设计点时相交于唇口，后者在低马赫数情况下，外压段激波角增大形成溢流，流量系数由 3 道外压激波共同决定，而采取在接力点下第三道激波封口的设计，流量系数主要由前 2 道外压激波决定，能大幅度减小低马赫数下进气道的流量损失，提高了进气道在低马赫数下的流量捕获特性，使得飞行器能满足在低马赫数下的加速性能得到保障。
微小变化时就不能自起动，并且旋转部分的长度是可行选项中最短的，降低了执行机构的操作难度。综上可知，采用旋转唇口的调节方案，使得进气道内收缩比改变至 1.4，能较好的解决进气道在接力点马赫数下的自起动问题。
5 接力点大攻角下的调节规律与性能
为了实现进气道在大攻角条件下达到通流起动状态，本文采取了向顶板旋转唇口的方案，以降低进气道在大攻角时吸入的气体量，以避免进气道发生不起动现象。以唇口初始位置为参照点向下旋转唇口，每次向下旋转 1°，计算发现当唇口向顶板旋转 3°以后，进气道才能在 8°攻角状态下实现通流。下图为在进气道在 8°攻角能正常工作后继续向下旋转时进气道性能与旋转角度的变化规律。
(b) 喉道马赫数随攻角改变的变化规律
(c) 喉道总压恢复随攻角改变的变化规律
(d) 喉道增压比随攻角改变的变化规律
图 7 进气道性能参数在调节唇口方案下随攻角的变化规律图 7 为进气道在上述调节方案下性能参数随攻角变化的规律图，从图中可以看出当进气道进入 4°攻角的飞行条件唇口向顶板旋转 7°后，进气道性能参数较之前出现了一个阶跃，但之后参数的变化趋势和唇口旋转之前随攻角改变的变化趋势一致。从图 6(a)中可以看到在实行旋转唇口方案后，进气道在 4°~８° 大攻角范围内的流量系数较之旋转唇口前２°~４°攻角范围内的流量系数要低不少，说明旋转唇口方案能大幅减少进气道在大攻角状态时进入的流量，有效避免进气道堵塞出现不起动现象。

高超声速风洞试验介绍

高超声速风洞试验介绍摘要风洞即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备。

风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。

它在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，这种实验方法，流动条件容易控制。

实验时，常将模型或实物固定在风洞中进行反复吹风，通过测控仪器和设备取得实验数据。

高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。

本文主要介绍常规高超声速风洞和实验所用高超声速风洞。

1. 引言风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气流的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。

风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。

风洞种类繁多，有不同的分类方法。

按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。

2. 高超声速风动高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。

实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。

高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。

高超声速风洞如要在风洞中获得更高 M数的气流（例如M≥5）,一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。

不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。

为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。

高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。

影响超声波流量计测量精度的因素和解决方法流量计技术指标

影响超声波流量计测量精度的因素和解决方法流量计技术指标精度是测量仪表的紧要指标，在时差法超声波流量计流量测量中，误差来源紧要来自以下几方面：⑴加工精度及温度变化对机械尺寸的影响。

声路角、管道直径D、声程L等机械参数的加工精度、温度稳定性对流量的测量有直接的影响。

在测量过程中，它们会随着温度的变化而变化。

这种误差可以通过精密加工，合理选材以及合理的结构设计使影响减到最小。

⑵温度变化对流速的影响。

超声波的传播速度随流体的温度的上升而上升，因而会给测量带来误差。

流体温度变化对精度的影响可以接受温度补偿方法通过测量流体的温度和温度补偿数学模型的计算实现自动补偿。

⑶电气特性上的误差。

器件工作不稳定、计数电路精度低会给流量测量带来误差。

为了减小该误差，我们选用100MHz、高精度、高稳定性的石英晶体振荡器作为时钟基准信号，选用大规模高速可编程逻辑器件（CPLD）来实现多而杂的逻辑掌控和高精度计时功能，以达到系统的稳定性和牢靠性。

⑷回波波形变化和幅值变化带来误差该变化会使超声波流量计二值化电路的计时比较点发生变化，造成波形误差。

这种误差用硬件方法很难克服，必需借助于软件方法引入智能分析算法加以解决。

定量掌控流量计干扰误差除去方法定量掌控流量计干扰误差一般表现为：量少时加注基本精准，量多时即加注时间越长误差越大，而且误差一般呈现为负误差，即实际加注的量总是小于触摸屏上显示的本次已加注量。

定量掌控流量计干扰误差原因分析：电磁干扰会产生大量干扰信号，让PLC接收其他非流量计发出的信号，从而导致PLC的积算数值大于流量计本身发出的数据总和，所以屏幕显示值大于实际流量。

定量掌控流量计干扰误差原因分析：电磁干扰通常有三种，线路干扰，电源干扰和空间干扰。

定量掌控流量计干扰误差解决方法有：将电磁阀和流量计的线路分开，不要混在一起。

将流量计的接线表头方向朝下，和电磁阀的出线线圈错开，不要同向，错开45～90度。

或加长流量计与电磁阀距离。

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究王瑞波;吴军强;郭秋亭;魏志;钟世东
【期刊名称】《实验流体力学》
【年(卷),期】2012(026)001
【摘要】影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等.主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究.通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量.
【总页数】5页(P37-41)
【作者】王瑞波;吴军强;郭秋亭;魏志;钟世东
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
【相关文献】
1.污染源自动监测数据质量影响因素分析及技术保证措施研究 [J], 石敬华;陈林;王增国;张茂利;刁鸣雷;闫倩
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气体超声波流量计精度影响因素分析

气体超声波流量计精度影响因素分析气体超声波流量计的精度受多种因素影响，以下是对这些因素的详细分析：一、设备本身的因素1.几何尺寸与传感器位置：o气体超声波流量计外壳的几何尺寸和超声波传感器位置参数的精度会直接影响测量精度。

任何微小的尺寸偏差或传感器位置不当都可能导致测量误差。

2.一体化技术与设计：o气体超声波流量计采用的一体化技术及其整体设计水平也是影响精度的关键因素。

设计合理的流量计能够减少内部误差，提高测量准确性。

3.电子元件与信号处理：o流量计内部的电子元件质量、稳定性以及信号处理能力也会对其测量精度产生影响。

高质量的电子元件和先进的信号处理算法能够提高流量计的测量精度。

二、环境条件与气体物性1.温度与压力：o温度和压力是影响气体超声波流量计精度的重要环境因素。

由于声速与温度、压力等环境因素密切相关，因此环境条件的变化会直接影响测量结果。

在实际应用中，需要对这些环境因素进行准确的监测和控制，以减小对测量精度的影响。

2.气体物性：o气体的密度、粘度和温度等物性参数也会影响气体超声波流量计的测量精度。

在测量之前，需要对待测气体的物性进行正确的测量或估算，以便在测量过程中进行修正和补偿。

三、安装与维护因素1.安装位置与朝向：o气体超声波流量计的安装位置和朝向对其测量精度有重要影响。

安装时应确保流量计处于水平位置，且传感器的朝向正确，以减少因安装不当导致的测量误差。

同时，上下游直管段的长度也需要符合设计要求，以保证流体流速分布的均匀性。

2.噪声与干扰：o气体中的噪声和外界的高频干扰源（如变频器、高压电机等）会干扰超声波信号的传输和接收，从而影响测量精度。

因此，在安装时应尽量远离这些干扰源，并采取必要的抗干扰措施。

3.耦合剂与探头：o耦合剂的性能和使用方式也会影响气体超声波流量计的测量精度。

合适的耦合剂能够减少声波的衰减和散射，提高信号的传输质量。

同时，探头的安装方式和精度也会影响测量结果。

在安装时，应确保探头与管道壁之间的耦合良好，且探头的安装位置和角度准确。

高超声速飞行器风洞试验材料性能评价指标分析

高超声速飞行器风洞试验材料性能评价指标分析随着高超声速技术的迅猛发展，飞行器的风洞试验成为了评估和验证新材料性能的重要手段。

在高超声速飞行器的研发过程中，材料性能评价指标的分析对于确定材料的可行性和应用潜力至关重要。

本文将对高超声速飞行器风洞试验材料性能评价指标进行分析，以期为高超声速飞行器的材料选择与设计提供科学依据。

首先，高超声速飞行器的材料性能主要包括热力学性能、机械性能和气动性能等方面。

热力学性能是指材料在高超声速流场环境下的热稳定性和热传导性能。

在风洞试验中，高超声速飞行器材料将承受高温高压的极端条件，因此其热稳定性和热传导性能是评价指标的重要内容之一。

热稳定性指的是材料在高温条件下的抗氧化、抗腐蚀和抗烧蚀能力，而热传导性能则影响材料的温度均匀性和热应力分布，关系到高超声速飞行器的结构强度和耐久性。

其次，机械性能是指材料在高超声速流场中的强度、刚度和韧性等方面的表现。

由于高超声速飞行器需要经受高速空气流动的压力和冲击，材料的机械性能对于保证飞行器的结构完整和稳定性至关重要。

强度是衡量材料抗拉伸、抗压和抗弯等力学性能的指标，能够反映材料的承载能力。

刚度是指材料抵抗变形和变形后恢复原状的能力，可以通过杨氏模量等参数来衡量。

韧性是指材料在受力过程中的能量吸收和变形能力，对于减小结构破坏风险和碎片伤害具有重要意义。

最后，气动性能是评价材料在高超声速流场中的阻力、升力和过流特性等方面的指标。

高超声速飞行器的气动性能直接影响其飞行稳定性和操控性能。

阻力是指材料在气流中受到的阻碍力，直接关系到飞行器的速度和燃料消耗。

升力是材料受气流产生的上升力，决定了飞行器的升力系数和悬停能力。

过流特性是指材料在高速气流中的适应能力，包括流动分离、震荡和剥离等现象的发生与影响。

综合上述指标，可以看出高超声速飞行器风洞试验材料性能评价指标的分析对于高超声速技术的研发具有重要意义。

科学评估材料性能，选择合适的材料可以提高高超声速飞行器的性能和使用寿命，同时减小结构破坏风险和飞行事故的发生概率。

高超声速脉冲风洞模型表面热流精细化测量的探索的开题报告

高超声速脉冲风洞模型表面热流精细化测量的探索的开题
报告
摘要：
高超声速飞行器的设计与测试是高超声速技术发展的重要组成部分。

为了研究高超声速飞行器在飞行过程中的热防护和气动特性，需要对高超声速脉冲风洞中的模型表面热流进行精细化测量。

因此，本项目计划探索一种高精度的高超声速脉冲风洞模型表面热流的测量方法。

本文首先介绍了高超声速技术的发展现状和热防护技术的研究进展。

然后阐述了高超声速脉冲风洞的基本原理、结构和参数。

在此基础上，本文提出了一种基于红外瞬态热像技术的高超声速脉冲风洞模型表面热流精细化测量方法。

该方法利用红外瞬态热像技术对模型表面热流进行直接测量，通过对热像图像进行处理，并结合模型表面几何形状和材质特性，计算出模型表面各点的热流密度分布。

最后，本文提出了本项目的主要研究内容和拟解决的问题。

主要研究内容包括：高超声速脉冲风洞模型表面热流精细化测量方法的设计和实现；高超声速脉冲风洞模型表面热流的测量数据处理与分析；通过实验验证该方法的可行性和有效性。

拟解决的问题包括：如何提高测量精度；如何克服测量误差；如何适应不同模型表面形状和材质特性。

关键词：高超声速飞行器；热防护；脉冲风洞；热流；红外瞬态热像技术；精细化测量。