介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局,喷管出口直径为120 mm,设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0,来流总压0.2~2.0 MPa,来流总温400~700 K,运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm,均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94,均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023,均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031,上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标,部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述,Φ120高超声速风洞参数范围较宽,可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿科

航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果。风洞性能指标如下模拟马赫数范围4.0~8.0;总压范围0.1~8.0 MPa;总温范围300~900 K;单位雷诺数范围3.3×106~4.6×107m–1;有效运行时间不小于30 s。FL-64风洞与航空工业亚跨超三声速风洞(FL-60)可形成高低马赫数搭配,涵盖马赫数0.3~8.0的宽速域高超声速飞行器试验需求,特别是马赫数4.0的总焓模拟能力可与真实飞行条件匹配,为我国高马赫数飞行器研制提供有效的气动试验平台。

介绍了HY-750风洞的结构、动力系统和测试系统的组成及特点.对风洞流场进行了校测,结果表明,风洞流场品质较好,主要指标优于××标准规定,标模实验精度也达到了标准规定的合格指标.从风洞使用情况看,交流变频矢量控制技术在风洞中使用是可行的,软件平台Labview在风洞测试系统的应用也是成功的.该风洞不仅能满足测力、测压、流场演示等教学需要,还将在科学研究和型号研制、实验中发挥一定作用.