專利名稱：風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口及其設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及高速風(fēng)洞帶動力模擬實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域，本發(fā)明公開了風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口及其設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
國內(nèi)外大量研究表明將飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)與氣動外形作為一個整體進(jìn)行優(yōu)化將使飛機(jī)性能顯著提高，這項(xiàng)工作被稱為推進(jìn)/機(jī)體一體化研究(propulsion/airframeintegration, PAI),尤其是發(fā)動機(jī)和機(jī)翼的一體化研究對提高飛機(jī)性能,提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性意義重大。目前的大型飛機(jī)絕大部分均采用大涵道比或超大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，并采用翼吊形式安裝在機(jī)翼前下方的發(fā)動機(jī)短艙內(nèi)，如圖I所示的大型飛機(jī)示意圖。這類發(fā)動機(jī)尺寸相對較大，會給機(jī)翼帶來強(qiáng)烈干擾氣流，而大型飛機(jī)普遍采用的超臨界機(jī)翼對干擾氣流十分敏感，嚴(yán)重影響飛機(jī)整機(jī)的氣動性能，如圖2所示的發(fā)動機(jī)與機(jī)翼相互干擾示意圖。因此需要精確預(yù)測和評估的動力系統(tǒng)與機(jī)身干擾影響，尤其是發(fā)動機(jī)同機(jī)翼之間的干擾影響。參考文獻(xiàn)王斌等.大飛機(jī)機(jī)翼氣動設(shè)計(jì)技術(shù).航空制造技術(shù).2010/24。J. W. Kooij L. de Haijj G. H. Hegen. Engine Simulation with TurbofanPropulsion Simulators in the German-Dutch Wind Tunnels. AIAA-2002-2919, 22nd AIAAAerodynamics Measurement Technology and Ground Testing Conference, St. LouisMO，USA, 2002。S. P. Spekrei jse, J. C. Kok. Semi-Automatic Doma in Decomposition Basedon Potential Theory.Presented at the 7th International Conference onNumerical Grid Generation in Computational Field Simulations, ed. B. K. Sonie. a. , Whistler, Canada, 2000. Also issued as NLR-TP-2000-366。為了精確預(yù)測和評估動力系統(tǒng)與機(jī)身之間的相互干擾，通常采用風(fēng)洞試驗(yàn)來模擬。這種風(fēng)洞試驗(yàn)主要包括兩大類，一類是采用不通氣的發(fā)動機(jī)模型，另一類則采用通氣的發(fā)動機(jī)模型，很顯然后者更接近飛機(jī)飛行時的真實(shí)情況，能夠模擬得更加準(zhǔn)確，稱之為發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣模擬試驗(yàn)。該類試驗(yàn)是一個比較復(fù)雜的特種風(fēng)洞試驗(yàn)項(xiàng)目，技術(shù)難度大，需用設(shè)備多，由于潤輪動力模擬器設(shè)備(Turbofan Propulsion Simulators,簡稱TPS系統(tǒng))是用于該項(xiàng)風(fēng)洞試驗(yàn)的最主要設(shè)備，因此發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣模擬試驗(yàn)也稱之為TPS特種試驗(yàn)。目前，在世界許多主要高速風(fēng)洞中，TPS試驗(yàn)已作為例行的服務(wù)項(xiàng)目在使用。TPS系統(tǒng)在TPS試驗(yàn)中的重要性在于它能最好地模擬發(fā)動機(jī)的內(nèi)外流動，可以較為準(zhǔn)確的模擬翼身與發(fā)動機(jī)之間的相互干擾，評估渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的氣動性能。因此在高速風(fēng)洞試驗(yàn)中，TPS系統(tǒng)為發(fā)動機(jī)安裝位置的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供最直接的風(fēng)洞數(shù)據(jù)，對于飛機(jī)設(shè)計(jì)發(fā)揮了重要作用。然而，在真實(shí)情況下渦扇發(fā)動機(jī)內(nèi)外涵道氣流都是來自于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，但是TPS系統(tǒng)通過縮比的發(fā)動機(jī)外形加驅(qū)動風(fēng)扇的形式模擬真實(shí)發(fā)動機(jī)的流動情況，TPS風(fēng)扇是通過機(jī)翼內(nèi)部管道引入的壓縮空氣進(jìn)行驅(qū)動，即發(fā)動機(jī)內(nèi)涵道氣流通常是由TPS管道引入而非從進(jìn)氣道引入，與真實(shí)發(fā)動機(jī)流量相比較相當(dāng)于缺少了流入核心機(jī)的內(nèi)涵道氣流量(參考文件 J. W. Kooi, L. de Haij, G. H. Hegen. Engine Simulation with TurbofanPropulsion Simulators in the German-Dutch Wind Tunnels.AIAA-2002-2919, 22ndAIM Aerodynamics Measurement Technology and Ground Testing Conference, St. LouisMO, USA, 2002.)。因此試驗(yàn)時進(jìn)氣道處的氣流流量較與真實(shí)情況小，這就產(chǎn)生了 TPS試驗(yàn)的系統(tǒng)誤差。例如，產(chǎn)生短艙外表面壓力分布的差異，尤其是在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道唇口處的有很明顯的壓力畸變，從而降低TPS試驗(yàn)精度，影響發(fā)動機(jī)性能的評估。

發(fā)明內(nèi)容
針對上述在進(jìn)行TPS風(fēng)洞試驗(yàn)時，如果發(fā)動機(jī)短艙按照真實(shí)外形縮比成TPS短艙的話，用TPS模擬發(fā)動機(jī)流動時，發(fā)動機(jī)內(nèi)涵道氣流通常是由TPS管道引入而非從進(jìn)氣道引入，而在真實(shí)情況下發(fā)動機(jī)內(nèi)外涵道氣流都是來自于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，因此試驗(yàn)時進(jìn)氣道處的氣流流量較與真實(shí)情況小，產(chǎn)生TPS試驗(yàn)的系統(tǒng)誤差，從而影響對發(fā)動機(jī)性能的評估。本發(fā)明公開了風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口及其設(shè)計(jì)方法，來解決在TPS風(fēng)洞實(shí) 驗(yàn)中，發(fā)動機(jī)短艙外部的壓力分布與真實(shí)情況存在差異的問題。本發(fā)明的目的通過下述技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口設(shè)計(jì)方法，其具體包含以下步驟獲取真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布并獲取渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓力分布A,以真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布盧^^為目標(biāo)，修正渦輪動力模擬器的短艙外形，得到最優(yōu)的渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)，使得該渦輪動力模擬器短艙外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布。優(yōu)選地，上述真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布和渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓力分布具采用數(shù)值模擬的方法計(jì)算得到,所述數(shù)值模擬方法具體為通過數(shù)值方法求解描述流動問題的控制方程，得到P 和P優(yōu)選地，上述使得該渦輪動力模擬器短艙外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布具體包括步驟I.設(shè)定渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)為A，令i=0，并給出初始設(shè)計(jì)參數(shù)4*
步驟2.根據(jù)設(shè)計(jì)參數(shù)成,得到渦輪動力模擬器短艙的壓力分布步驟3.判斷具與瓦_(dá)差值是否在允許的范圍內(nèi)，允許的范圍可以根據(jù)不同的設(shè)計(jì)要求進(jìn)行設(shè)定若否，令i=i+l，修改設(shè)計(jì)參數(shù)民，得到新的設(shè)計(jì)參數(shù)々％轉(zhuǎn)向步驟2;若是，則設(shè)計(jì)參數(shù)^下的渦輪動力模擬器短艙外形就是最優(yōu)的渦輪動力模擬器短艙外形，4pt 最后得到設(shè)計(jì)參數(shù)L該參數(shù)下的渦輪動力模擬器短艙壓力分布是最接近真實(shí)
5，
發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布AargU。優(yōu)選地，上述修改設(shè)計(jì)參數(shù)具體為釆用反設(shè)計(jì)方法求目標(biāo)函數(shù)F成)的無約束最小值優(yōu)化問題，目標(biāo)函數(shù)F0)表示目標(biāo)壓力分布#_ 與實(shí)際壓力分布A的差，其公式為
F(^-) = 0.5* JiC^target-j>, )2A.其中月為短艙外形設(shè)計(jì)向量，S為短艙物面。
if優(yōu)選地，上述方法還包括對渦輪動力模擬器短艙外形進(jìn)行參數(shù)化建模，采用修正的hicks-henne型函數(shù)對三個短艙剖面上剖面、下剖面和側(cè)剖面進(jìn)行外形參數(shù)化建模。優(yōu)選地，上述方法還包括對三個短艙剖面上剖面、剖面和側(cè)剖面進(jìn)行參數(shù)化建模后，采用基于擾動的超限差值方法生成變形后的網(wǎng)格。優(yōu)選地，上述方法還包括通過實(shí)驗(yàn)測量得到真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布，再分別加工出不同設(shè)計(jì)參數(shù)下渦輪動力模擬器短艙外形，并通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，測量得到壓力分布爲(wèi)后進(jìn)行比較，得到最優(yōu)的的渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)。優(yōu)選地，上述渦輪動力模擬器短艙唇口向內(nèi)收縮。優(yōu)選地，上述渦輪動力模擬器短艙唇口包括上唇口、下唇口及側(cè)唇口。本發(fā)明的有益效果以真實(shí)發(fā)動機(jī)表面的壓力分布為目標(biāo)函數(shù)，提出一個反設(shè)計(jì)，通過對這個反設(shè)計(jì)的求解，得到一組最優(yōu)的設(shè)計(jì)參數(shù)，從而得到最優(yōu)TPS外形，該外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布的，從而降低TPS的系統(tǒng)誤差，提高TPS試驗(yàn)的精度，更為精確的評估發(fā)動機(jī)性能。


圖I為大型飛機(jī)示意圖。圖2為發(fā)動機(jī)與機(jī)翼相互干擾示意圖。圖3為短艙計(jì)算網(wǎng)格示意圖中模型附近的空間網(wǎng)格。圖4為短艙計(jì)算網(wǎng)格示意圖中物面網(wǎng)格。圖5為上唇口和下唇口的壓力系數(shù)分布曲線。圖6為反設(shè)計(jì)優(yōu)化得到的優(yōu)化外形分布與原短艙外形結(jié)果的對比。圖7為反設(shè)計(jì)優(yōu)化得到的優(yōu)化壓力分布與原短艙外形結(jié)果的對比。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明公開了風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口設(shè)計(jì)方法，其具體包含以下步驟獲取真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布;高速風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器的短艙按照真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的外形縮比得到，并獲取渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓力分布Pi ,以真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布Pu-為目標(biāo)，修正渦輪動力模擬器的短艙外形，得到最優(yōu)的渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)，使得該渦輪動力模擬器短艙外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布。以真實(shí)發(fā)動機(jī)表面的壓力分布為目標(biāo)函數(shù)，提出一個反設(shè)計(jì)，通過對這個反設(shè)計(jì)的求解，得到一組最優(yōu)的設(shè)計(jì)參數(shù)，從而得到最優(yōu)TPS外形，該外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布的，從而降低TPS的系統(tǒng)誤差，提高TPS試驗(yàn)的精度，更為精確的評估發(fā)動機(jī)性能。在求解上述反設(shè)計(jì)問題時，需要不斷獲得各個設(shè)計(jì)參數(shù)下TPS短艙的壓力分布。為了獲得該壓力分布我們可以直接加工出該組參數(shù)下的外形，通過風(fēng)洞試驗(yàn)直接測量得到壓力分布，但是這樣的反設(shè)計(jì)過程不僅要加工很多的模型還要進(jìn)行大量的風(fēng)洞試驗(yàn)。因此我們采用數(shù)值模擬的方法來計(jì)算不同設(shè)計(jì)參數(shù)下TPS短艙的壓力分布，將其應(yīng)用于反設(shè)計(jì)過程。優(yōu)選地，所述使得該渦輪動力模擬器短艙外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布具體包括步驟1.提出一組渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)$，令i=0，并給出初始設(shè)計(jì)參數(shù)或;步驟2.采用數(shù)值模擬方法得到設(shè)計(jì)參數(shù)^下的渦輪動力模擬器短艙的壓力分布
Al步驟3.判斷A與是否在允許的范圍內(nèi)，允許的范圍可以根據(jù)不同的設(shè)計(jì)要求進(jìn)行設(shè)定若否，令i=i+l，按照反設(shè)計(jì)方法修改設(shè)計(jì)參數(shù)A，得到新的設(shè)計(jì)參數(shù)Is轉(zhuǎn)向步驟2;若是，則設(shè)計(jì)參數(shù)g下的渦輪動力模擬器短艙外形就是反設(shè)計(jì)問題的解，Ui 最后得到設(shè)計(jì)參數(shù)L該參數(shù)下的渦輪動力模擬器短艙壓力分布是最接近真實(shí)
發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布。優(yōu)選地，所述得到最優(yōu)的渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)
具體為采用反設(shè)計(jì)方法求目標(biāo)函數(shù)的無約束最小值優(yōu)化問題，目標(biāo)函數(shù)巧表示
目標(biāo)壓力與實(shí)際壓力&分布的差異，其計(jì)算公式為i^) = o.5^5(瓦A)2*,其
中#為短艙外形設(shè)計(jì)向量，S為短艙物面。優(yōu)化計(jì)算采用基于梯度的優(yōu)化算法，具體算法為序列二次規(guī)劃算法(Sequential Quadratic Programming SQP)尋找最優(yōu)點(diǎn)。SQP算法是擬牛頓法的(Quasi-Newton )擴(kuò)展,其基本思想是進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)時采用一系列二次規(guī)劃的解去逼近非線性規(guī)劃的解，在初始點(diǎn)處將非線性規(guī)劃問題的目標(biāo)函數(shù)和約束條件展開為泰勒級數(shù)，其中目標(biāo)函數(shù)展開為泰勒級數(shù)時取至第二項(xiàng)，約束條件函數(shù)展開為泰勒級數(shù)時取至一次項(xiàng)，略去其余的高次項(xiàng)，從而把一個非線性規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為一個二次規(guī)劃問題。如果所求得的解不滿足精度的要求，則將原非線性規(guī)劃問題的目標(biāo)函數(shù)及約束條件在所求得近似解處重新進(jìn)行泰勒級數(shù)展開，而后再求解新的二次規(guī)劃問題。這樣反復(fù)進(jìn)行迭代直至得到最優(yōu)解為止，它是目前所知道的非常強(qiáng)健的非線性規(guī)劃算法。在具體實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的過程中先對渦輪動力模擬器短艙外形進(jìn)行參數(shù)化，而外形參數(shù)化可以采用多種函數(shù)進(jìn)行建模實(shí)現(xiàn)。如本發(fā)明中可以采用修正的hicks-henne型函數(shù)對三個短艙剖面上剖面、下剖面、側(cè)剖面進(jìn)行外形參數(shù)化建模。具體采用hicks-heene型函數(shù)。對短艙內(nèi)外剖面各關(guān)鍵點(diǎn)形狀的影響平滑均衡，不僅滿足外形大范圍調(diào)整，而且保證了控制點(diǎn)與剖面整體形狀的平滑過渡?；拘秃瘮?shù)定義如下
權(quán)利要求
1.一種風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其具體包含以下步驟獲取真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布P值熱;并獲取渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓カ分布爲(wèi)，以真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布Pt^為目標(biāo)，修正渦輪動力模擬器的短艙外形，得到最優(yōu)的渦輪動カ模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)，使得該渦輪動カ模擬器短艙外形的短艙壓カ分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓カ分布。
2.如權(quán)利要求I所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布Aargst和渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓カ分布爲(wèi)采用數(shù)值模擬的方法計(jì)算得到，所述數(shù)值模擬方法具體為通過數(shù)值方法求解描述流動問題的控制方程，得到A 和六。
3.如權(quán)利要求2所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述使得該渦輪動カ模擬器短艙外形的短艙壓カ分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓カ分布具體包括 步驟I.設(shè)定渦輪動カ模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)為_，令i=0，并給出初始設(shè)計(jì)參數(shù)為 步驟2.根據(jù)設(shè)計(jì)參數(shù)萬，得到渦輪動力模擬器短艙的壓力分布爲(wèi)； 步驟3.判斷爲(wèi)與‘差值是否在允許的范圍內(nèi)，允許的范圍根據(jù)不同的設(shè)計(jì)要求進(jìn)行設(shè)定若否，令i=i+l，修改設(shè)計(jì)參數(shù)4，得到新的設(shè)計(jì)參數(shù),轉(zhuǎn)向步驟2 ;若是，則設(shè)計(jì)參數(shù)4下的渦輪動カ模擬器短艙外形就是最優(yōu)的渦輪動カ模擬器短艙外形，4^=4 ；最后得到設(shè)計(jì)參數(shù)，該參數(shù)下的渦輪動力模擬器短艙壓カ分布是最接近真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布兵_。
4.如權(quán)利要求3所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述修改設(shè)計(jì)參數(shù)具體為采用反設(shè)計(jì)方法求目標(biāo)函數(shù)及請)的無約束最小值優(yōu)化問題，目標(biāo)函數(shù)F(_)表示目標(biāo)壓カ分布爲(wèi)_與實(shí)際壓力分布爲(wèi)的差，其公式為F0i) = O.5*-ls(pmm-pifds ;其中-力短艙外形設(shè)計(jì)向量，S為短艙物面。
5.如權(quán)利要求4所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述方法還包括對渦輪動カ模擬器短艙外形進(jìn)行參數(shù)化建模，采用修正的hicks-henne型函數(shù)對三個短艙剖面上剖面、下剖面和側(cè)剖面進(jìn)行外形參數(shù)化建模。
6.如權(quán)利要求5所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述方法還包括對三個短艙剖面上剖面、下剖面和側(cè)剖面進(jìn)行參數(shù)化建模后，采用基于擾動的超限差值方法生成變形后的網(wǎng)格。
7.如權(quán)利要求I所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述方法還包括通過實(shí)驗(yàn)測量得到真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布#，再分別加工出不同設(shè)計(jì)參數(shù)下渦輪動カ模擬器短艙外形，并通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，測量得到壓カ分布A后進(jìn)行比較，得到最優(yōu)的的渦輪動カ模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)。
8.如權(quán)利要求I所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述渦輪動力模擬器短艙唇ロ向內(nèi)收縮。
9.如權(quán)利要求8所述的風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ設(shè)計(jì)方法，其特征在于所述渦輪動力模擬器短艙唇ロ包括上唇ロ、下唇ロ及側(cè)唇ロ。
10.一種風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動カ模擬器短艙唇ロ，其特征在于所述渦輪動力模擬器短艙唇ロ向內(nèi)收縮。
全文摘要
本發(fā)明涉及高速風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域，本發(fā)明公開了風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)中渦輪動力模擬器短艙唇口設(shè)計(jì)方法，其具體為獲取真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布；并獲取渦輪動力模擬器短艙的實(shí)際壓力分布，以真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙的壓力分布為目標(biāo)，修正渦輪動力模擬器的短艙外形，得到最優(yōu)的渦輪動力模擬器短艙外形設(shè)計(jì)參數(shù)，使得該渦輪動力模擬器短艙外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布。以真實(shí)發(fā)動機(jī)表面的壓力分布為目標(biāo)函數(shù)，提出一個反設(shè)計(jì)，通過對這個反設(shè)計(jì)的求解，得到一組最優(yōu)的設(shè)計(jì)參數(shù)，從而得到最優(yōu)TPS外形，該外形的短艙壓力分布最接近于真實(shí)發(fā)動機(jī)短艙壓力分布，從而降低TPS的系統(tǒng)誤差，提高TPS試驗(yàn)的精度，更為精確的評估發(fā)動機(jī)性能。
文檔編號G01M9/04GK102650565SQ20121012122
公開日2012年8月29日 申請日期2012年4月24日 優(yōu)先權(quán)日2012年4月24日
發(fā)明者劉光遠(yuǎn), 張兆, 林俊, 熊能, 郭旦平, 陶洋 申請人:中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所