技術(shù)編號：11283737
提示：您尚未登錄，請點 登 陸 后下載，如果您還沒有賬戶請點 注 冊 ，登陸完成后，請刷新本頁查看技術(shù)詳細信息。本發(fā)明涉及風洞技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種連續(xù)式跨聲速風洞噴液氮降溫試驗運行方法。背景技術(shù)雷諾數(shù)是風洞實驗?zāi)M飛行器實際飛行能力的重要相似參數(shù)。從理論上來講，要使風洞實驗?zāi)芡耆M真實的飛行狀態(tài)，就必須使風洞實驗和實際飛行的雷諾數(shù)保持一致。然而，由于受到模型尺寸、風洞動力設(shè)備、能源系統(tǒng)等因素的限制，目前的風洞實驗雷諾數(shù)還難以達到實際的飛行雷諾數(shù)。實驗雷諾數(shù)與飛行雷諾數(shù)的不同會導致實驗所得邊界層轉(zhuǎn)捩、分離位置、激波位置、強度等氣動特性與實際飛行狀態(tài)形成明顯差異，結(jié)果使實驗數(shù)據(jù)的工程應(yīng)用價值大大降低，在某些...
注意：該技術(shù)已申請專利，請尊重研發(fā)人員的辛勤研發(fā)付出，在未取得專利權(quán)人授權(quán)前，僅供技術(shù)研究參考不得用于商業(yè)用途。
該專利適合技術(shù)人員進行技術(shù)研發(fā)參考以及查看自身技術(shù)是否侵權(quán)，增加技術(shù)思路，做技術(shù)知識儲備，不適合論文引用。