跨音速風洞，試驗段氣流速度範圍在0.8～1.2馬赫數的風洞。美國蘭利中心有世界上雷諾數最高的大型跨音速風洞，實驗段尺寸為2.5×2.5米^2。
跨音速風洞，試驗段氣流速度範圍在0.8～1.2馬赫數的風洞。美國蘭利中心有世界上雷諾數最高的大型跨音速風洞，實驗段尺寸為2.5×2.5米^2。
跨音速風洞，試驗段氣流速度範圍在0.8～1.2馬赫數的風洞。美國蘭利中心有世界上雷諾數最高的大型跨音速風洞，實驗段尺寸為2.5×2.5米^2。...
跨聲速風洞 跨聲速風洞指的是風洞實驗段氣流的馬赫數M在0.4～1.4之間的風洞。簡介
跨超音速風洞（transonic-supersonic wind tunnel）也叫跨超聲速風洞，是指試驗段氣流馬赫數在0.8~5的風洞，包含有跨聲速風洞和超聲速風洞。其中跨聲速風洞試驗馬赫數的範圍大致在0.8~1.4；超聲速風洞的馬赫數範圍一般為1.4~5.0。
亞聲速可壓縮流：0.3≤M≤0.8 跨聲速流：0.8≤M≤1.2 超聲速流：1.2≤M≤5 高超聲速流：M≥5 風洞 風洞（wind tunnel）即風洞實驗室，是以人工的方式產生並且控制氣流，用來模擬飛行器或實體周圍氣體的流動情況，並可量度...
在高聲速風洞中，通常把 Ma 數為 0.4~0.8 稱為“亞聲速風洞”，Ma 數為 0.4~1.4 稱為“跨聲速風洞” ，把 Ma=0.4~4.5 稱為“超聲速風洞”。簡介 風洞是能人工產生和控制氣流以模擬飛行器或物體周圍氣體的流動，並可...
亞跨音速風洞（Subsonic transonic wind tunnel）也叫亞跨聲速風洞，是指試驗段氣流馬赫數在0.4~1.4的風洞，包含有亞聲速風洞和跨聲速風洞。其中亞聲速風洞試驗段的馬赫數範圍從0.3或0.4開始，至馬赫數大約為0.8為止；跨聲速風洞...
跨聲速風洞 風洞的馬赫數為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後，即使再增大驅動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的凸...
跨聲速風洞試驗段數據採集系統是一種用於航空、航天科學技術領域的計算機及其配套設備，於2017年5月15日啟用。技術指標 風機功率1000kW，風機最大壓力為0.21MPa。最大流量為9.5kg/s，進氣角20o-90o，氣流折轉角為0o-90o。主要功能 ...
管風洞可以認為是一種特殊類型的下吹式風洞。它是西德格廷根大學Ludwieg(1955)首先提出的。起初,它作為超音過或高超音速風洞而受到注意,後來在迫切需要建立高雷諾數風洞的背景下,作為一種高雷諾數跨音速風洞而問世。簡介 管風洞可以認為...
風洞模型裝在20.32cm跨音速風洞試驗段的軸向臂式支架上。試驗時，支架可在一定的正負角度範圍內進行俯仰遙控調節，無需調整模型。為評估偏航角的影響，模型要滾動90°。為評估控制舵偏轉影響，每個舵面能在一定轉角範圍內人工調節。為能...
1.2 低速風洞 1.2.1 FL-12風洞 1.2.2 FL-13風洞 1.2.3 FL-14風洞 1.2.4 FL-8風洞 1.2.5 FD-09風洞 1.2.6 NF-3風洞 1.2.7 NH-2風洞 1.2.8 北大φ2.25m風洞 1.2.9 DFD-03風洞 1.3 跨超聲速風洞 ...
亞音速風洞的構造與回流式低速風洞相近，驅動風扇的功率較同等尺寸的低速風洞為大，一般都採用兩級或兩級以上的軸流式風扇，並有防止氣流溫升過高的冷卻器或換氣裝置。世界上這類風洞不太多，大都建於跨音速風洞、三音速風洞（運行範圍...
本項目選取典型高壓渦輪凹槽葉尖結構為研究對象，設計了多種不同形式葉尖冷卻結構，以跨音速風洞試驗以及CFD計算分析為研究手段，在接近發動機實際操作工況下，獲得了高質量高解析度的葉尖表面傳熱分布雲圖。以此為基礎，深入的探索了跨音流場...
3．10 T-112跨聲速風洞 3．11 T-114三聲速風洞 3．12 T-125三聲速風洞 3．13 T-134低溫風洞 第4章 高超聲速風洞設備 4．1 T-116風洞 4．2 T-117風洞 4．3 T-121風洞 4．4 T-122M風洞 4．5 T-131B風洞 4．6 ...
由於自適應壁風洞的巨大套用價值，開展此項研究的國家和科研單位迅速增加，研究內容不斷擴大和深入。到80年代，二元自適應壁風洞技術已可成功運用於跨音速和低速大阻塞比與高升力模型試驗。三元自適應壁風洞技術成為研究重點，一批三元自適應...
本項目在接近航空發動機運轉工況的跨音速條件下，對高壓渦輪動葉葉尖泄漏流進行了實驗研究及數值模擬。實驗工作依託於上海交通大學密西根學院暫沖式跨音速風洞。通過高速平面葉柵實驗台，對跨音條件下瞬態傳熱實驗技術、高解析度的紅外攝像技術...
基於電磁能量的磁流體加速風洞 現有的高超聲速風洞，由於受加熱器加熱溫度限制，在長時間飛行復現方面總是存在不足，存在加熱溫度低（電加熱）、或試驗氣體組分發生改變（燃燒加熱）、或試驗時間短（激波風洞、活塞風洞和熱衝風洞等）的問題...
榮柏森在南京航空學院NH一1三音速風洞進行了NACA0012冀型跨音速風洞實驗，討論了洞壁開閉比和模型尺寸對駐室參考點靜壓、翼型表面壓力分布的影響。結果表明，開閉比和模型尺寸對駐室靜壓有明顯影響，開閉比對翼型表面壓力分布有很大影響。
跨入50年代，戰鬥機的最大速度已接近音速，急需以實驗方法開展跨音速空氣動力學的研究。當時跨音速風洞技術尚未公開，1955年秋，教研室蘇聯顧問建議向民主德國訂購一座近音速風洞。馬明德主張積極和德方聯繫，但到1956年初蘇聯仍不同意幫助...
早在上個世紀 50 年代，跨音速飛機已經成為現實。但由於計算機能力的限制，長期以來，飛機設計師們不得不採用線化理論從亞、超音速兩邊向跨音速範圍“逼近”，再加上大量的跨音速風洞試驗驗證的方法來計算跨音速非定常氣動力。而跨音速...
1950年代起，跨聲速風洞、超聲速風洞成為試驗超音速飛機氣動性能的最佳途徑。在試驗中，三角翼的優勢越來越明顯。在超音速飛行中，三角翼氣動阻力小，而機鼻形成的衝擊波到達三角翼的大後掠前緣時，會使三角翼產生非常高的氣動效率。另...
為克服這些挑戰，NASA設計建造了8米×6米的跨音速風洞，結合邊界層吸入裝置與風機入口裝置的全新推進器首次進入測試階段。測試實驗 NASA將通過改變風速、邊界層厚度以及風機操作等，來檢測這些因素對推進器性能、操作性和結構的影響。測試...
具體執行情況如下：(1)為了便於數值實驗和風洞實驗結果相互驗證，確定了跨音速實壁條件下的實驗方案，完成了實驗模型的設計和加工；(2)在氣動中心高速所0.6mx0.6m跨聲速風洞FL-21構建了風洞試驗綜合驗證平台，採用PIV、TSP等技術對流場...