跨聲速風洞調節片式二喉道中心體構型初步研究

崔曉春，孟凡民，李慶利，張刃，李興龍

1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 2.中國航空工業空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

跨聲速風洞調節片式二喉道中心體構型初步研究

崔曉春1, 2，孟凡民2, *，李慶利2，張刃2，李興龍2

1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 2.中國航空工業空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

新一代先進飛行器的發展，對風洞試驗數據的穩定性和精細化水平提出了更高的要求。而二喉道，作為馬赫數精確控制系統，可降低試驗流場馬赫數波動量，提高試驗數據穩定性。二喉道從結構構型上可分為調節片式、活動堵塊式和柵指式。本文針對調節片加中心體式二喉道，研究不同中心體構型對二喉道性能的影響。首先，利用數值模擬手段定性研究不同中心體構型的二喉道的氣動性能；其次，通過風洞試驗，設計加工了4種構型的二喉道進行驗證試驗。數值模擬和試驗驗證表明：加長板中心體在總壓損失和流場控制方面綜合性能最好，并在新建的大型連續式風洞中采用了加長板中心體方案。

二喉道；中心體；跨聲速風洞；數值模擬；試驗驗證

對于跨聲速風洞來說，為了提高風洞試驗的模擬能力和數據的精細化水平，需要盡可能地降低馬赫數Ma隨時間的波動水平。常規跨聲速試驗中，試驗段Ma由前室總壓和駐室靜壓的比值決定，Ma波動量較大。而利用二喉道進行跨聲速試驗時，Ma直接取決于試驗段和二喉道處的面積比，由于控制參數中不再引入駐室靜壓，簡化了控制流程，僅通過調節二喉道節流面積來控制Ma，可以提高試驗Ma控制精度[1-3]。另外，利用二喉道中的可調中心體裝置，能夠快速精確地改變二喉道段有效節流面積，從而起到快速微調試驗段Ma的目的[4-7]。

跨聲速試驗下，試驗段的湍流度及噪聲對試驗數據影響較大，尤其是與雷諾數Re有關的氣動數據。在上述試驗中，可以通過可調二喉道堵塞節流對試驗段馬赫數實施精確控制。另外，由于二喉道處形成聲速截面，可以阻止超擴段下游的壓力脈動和噪聲向試驗段前傳，能夠降低試驗段的噪聲和湍流度，進而提高風洞試驗數據的精準度[8-10]。

筆者在某風洞詳細設計階段，針對調節片加中心體式二喉道，利用數值模擬及試驗的手段，研究不同中心體構型對二喉道性能的影響。通過二喉道設計方法，設計出加長板中心體結構，結合國內外風洞二喉道其他設計形式，給出了4種不同構型的二喉道中心體結構，分別是菱形中心體、單片板中心體、單片板帶隔板中心體以及加長板中心體。首先，利用CFD數值模擬手段定性分析4種不同構型的中心體二喉道的氣動性能；然后，通過風洞試驗，研究不同中心體的流場特性,最后，結合CFD計算結果和試驗數據，綜合考慮總壓損失和流場特性，得到加長板中心體性能最好的結論。

1 國內外研究狀況

近年來隨著先進飛行器的發展，對跨聲速風洞的流場品質提出了更高的要求。為此，國內外跨聲速風洞都進行了相關的技術改造。例如，設計使用了控制精度高、響應速度快且結構輕巧的二喉道或微調機構。

目前，應用較多的可調二喉道主要包括3種形式：調節片式、活動堵塊式和柵指式。其中，調節片式和活動堵塊式中心體結構設計簡單，但比較笨重，在氣動載荷的作用下，很難實時調節。柵指式二喉道在低亞聲速時柵指伸入量較多，導致氣流較復雜，不利于氣流的平滑流動，損失相對較大。因此，國內外主力跨聲速風洞普遍采用調節片加微調中心體的二喉道形式。

比如，歐洲跨聲速風洞(ETW)采用了一種調節片加微調中心體式的二喉道，中心體構型為單片板型式，具體氣動輪廓見圖1[11-12]。

圖1 ETW風洞二喉道氣動輪廓[11-12]Fig.1 Schematic of ETW wind tunnel second throat[11-12]

中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)設計的0.6 m×0.6 m連續式跨聲速風洞(后文簡稱為0.6 m風洞)也參考了ETW風洞二喉道型式，使用相似的調節片加微調中心體式二喉道方案，中心體構型為菱形型式，氣動輪廓見圖2，利用中心體和調節片均能有效地精確調節試驗馬赫數[13-15]。

圖2 CARDC 0.6 m風洞二喉道氣動輪廓Fig.2 Schematic of CARDC 0.6 m wind tunnel second throat

2 二喉道設計方法

對于風洞二喉道段的設計，需要綜合考慮以下幾點要求：二喉道段的總壓損失小，氣動性能好，結構形式簡單，控制容易。對于調節片加中心體式二喉道，調節片可以選取三段式和兩段式。三段式調節片中間有一段平喉道，更能確保正激波具有足夠的穩定性。但在風洞設計中，若二喉道結構長度有所限制，也可以選取兩段式調節片，此時，需要通過詳細準確的氣動設計，將正激波穩定在尖喉道后部。

針對調節片加中心體式二喉道，本文主要從總壓損失和氣動性能上進行初步研究，給出加長板中心體的二喉道設計方法。

二喉道段中心體和側壁的設計型面按照馬赫數工況范圍對應的喉道尺寸選擇，一般選擇中間馬赫數或中間喉道尺寸對應的型面。如馬赫數范圍為0.5～0.9時，中心體和側壁的設計型面選擇中間馬赫數Ma=0.7對應的型面，Ma=0.7即為設計馬赫數。

對于側壁加中心體的二喉道，見圖3。二喉道中心體和側壁板遵循中心體和側壁型面幾何相似的原則進行設計，即二喉道中心體和側壁板的收縮角和擴散角角度保持一致。此形式的二喉道段氣流對稱性好、附面層不易分離、總壓損失小、壓力回復系數大。

根據一維管流公式[16-17]可以求出二喉道半寬度：

(1)

圖3 二喉道段示意圖Fig.3 Schematic of second throat section

式中：W0和H0分別為試驗段入口半寬度和高度；Ws和Hs分別為二喉道半寬度和高度；Ma為試驗段馬赫數；P0和P0s分別為試驗段和二喉道當地總壓；P0s可以根據CFD計算結果和風洞試驗結果恰當給出。

根據中心體和側壁型面幾何相似原則，可以得到

L1sinθ1+l1sinα1=W1-Ws-d

(2)

L2sinθ2+l2sinα2=W2-Ws-d

(3)

θ1=α1

(4)

θ2=α2

(5)

l1sinα1=l2sinα2

(6)

式中：L1和L2分別為側壁第1片板和第2片板長度;l1和l2分別為中心體第1片板和第2片板長度;θ1為側壁第1片板收縮角;θ2為側壁第2片板擴張角，θ2=5°是較佳的選擇;α1為中心體第1片板收縮角;α2為中心體第2片板擴張角;d為中心隔板半寬度，由試驗段支撐尺寸確定，并能保證中心體完全拉平;W1和W2分別為二喉道段入口半寬度和出口半寬度,W1等于試驗段出口寬度。

3 中心體數值模擬

3.1 計算模型

針對4種不同中心體構型的二喉道，進行二維建模，分析不同中心體構型對試驗段流場的影響。數值計算模型如圖4所示。數值計算模型包括試驗段、支架段、二喉道段以及等直段，其中中心體位于二喉道段中心位置。

圖4 數值計算模型Fig.4 Numerical calculation model

圖5 二喉道計算網格Fig.5 Calculation mesh of second throat

3.2 計算網格與邊界條件

二喉道計算網格采用二維結構網格，具體形式如圖5所示。通過網格加密來模擬風洞內部流場變化劇烈的區域，第1層的邊界層網格距離壁面尺寸為1×10-5m。另外，整個計算域內網格數約為2×104個。

計算中，入口給定的邊界條件為壓力入口邊界，出口給定的邊界條件為壓力出口邊界，其他位置均給定為壁面邊界條件[18]。

3.3 計算結果及分析

3.3.1Ma=0.7下不同中心體二喉道段數值模擬

對于4種構型的中心體，為了研究其對流場特性的影響，在數值模擬中盡量確保其他條件一致，即中心體第1塊板角度和二喉道截面積均保持相同，僅改變中心體的構型。考慮到二喉道段設計工況點是Ma=0.7，本文研究將聚焦在設計工況點。

在設計點Ma=0.7下，4種構型的中心體各有一套網格，湍流模型均采用SSTK-ω[19]，入口總壓為105Pa，出口反壓從5.5×104Pa變至8×104Pa，研究其流場變化情況，圖6給出4種構型中心體二喉道的馬赫數云圖，表1給出4種構型中心體二喉道的總壓損失情況。

3.3.2 數值模擬結果分析

對于菱形中心體和單片伴板無隔板中心體，從計算結果看，兩者具有很強的相似性，主要原因是單片板后方形成了氣動的第2片板，產生了與菱形中心體相似的氣動型面；對于菱形中心體和加長板中心體來說，加長板中心體喉道后擴張角度較小，氣流加速比較緩慢，波前馬赫數比菱形中心體小，激波損失較小，從而使得加長板中心體壓力回復系數較大。而單片板帶隔板中心體，在單片板后形成高壓區，由于中間帶隔板，低速高壓氣流沿隔板向下游發展，使得主流氣流更加不易附壁，嚴重時甚至產生流道偏斜的情況，可能會影響試驗段的流場品質。

圖6 Ma=0.7下4種中心體二喉道馬赫數分布Fig.6 Flow Mach number distribution of four kinds of second throat center body at Ma=0.7

表1 4種中心體二喉道計算結果

Table 1 Calculation results of four kinds of center body second throat

TypeDiamondcenterbodyExtendedboardcenterbodySingleboardcenterbodySingleboardcenterbodywithpartitionInlettotalpressure/(104Pa)10101010Outletstaticpressure/(104Pa)7777Outlettotalpressure/(104Pa)8．7248．7798．7199．046Maintestsection0．6710．6720．6700．662

通過質量守恒定律可得

(7)

式中：A為當地截面積；下標1代表試驗段參數；下標2代表二喉道處參數。在相同的前室總壓和二喉道截面積下，試驗段Ma越大，表明二喉道處總壓也就越大。

結合以上分析，可以得到：

1) 加長板中心體總壓損失最小，單片板和菱形中心體二喉道總壓損失接近，單片板加隔板中心體總壓損失最大。

2) 壓比較小時，單片板中心體中間分離區較大，分離損失大；壓比較大時，流動附體，流動形態比較類似菱形中心體方案。

4 風洞驗證試驗

通過數值模擬結果，初步了解4種中心體構型的流場特性。下文將在小型引導風洞中，分別設計加工4套不同構型的中心體，分析其試驗結果是否與計算結果相吻合。由于小型引導風洞超擴段尺寸不可調節，為了研究不同二喉道尺寸下中心體特性，選取菱形中心體和加長板中心體，在0.6 m連續式風洞中進行試驗驗證。

4.1 試驗設備

小型風洞是中國航空工業空氣動力研究院的FL-3風洞的引導風洞，如圖7所示，是一座典型的暫沖下吹式風洞，風洞試驗段尺寸為0.214 m×0.228 m(寬×高)，試驗Ma為0.4～1.6。

二喉道段安裝在風洞試驗段下游，中心體位于二喉道段中心位置，試驗過程中設計加工了4種構型的中心體，圖8給出了二喉道中心體4種構型的示意圖。

圖7 引導風洞照片Fig.7 Photo of pilot wind tunnel

圖8 4種構型中心體示意圖Fig.8 Installation sketch map of four center bodies

考慮到引導風洞超擴段側壁及中心體角度均不可調節，為了系統研究中心體特性，在中國航空工業空氣動力研究院新建的0.6 m連續式跨聲速風洞中設計了菱形中心體和加長板中心體，其二喉道寬度和中心體角度均可實時調節，圖9給出了0.6 m風洞加長板中心體安裝圖。

圖9 0.6 m風洞加長板中心體Fig.9 Extended board center body of 0.6 m wind tunnel

4.2 測控設備

測壓系統為PSI 9000電子掃描閥系統，利用它對風洞沿程內壁面測點的靜態壓力Pi、試驗段總壓P0和駐室靜壓PCT進行測量。其中利用壓力傳感器測量前室總壓和駐室靜壓，量程分別為0～0.2 MPa和-0.1～0.1 MPa，精度均為0.05%。利用掃描閥系統采集風洞沿程內壁面測點的靜態壓力，量程為±20 PSI，精度為±0.05%。

4.3 試驗結果

4.3.1 二喉道段壓力損失

在引導風洞中，由于二喉道側壁和中心體尺寸均已固定，無法調節，只能通過改變風洞前室總壓，來測試不同中心體構型下的流場特性。前室總壓從1.1×105Pa變至1.5×105Pa，在相同的二喉道截面積下，分別研究4種中心體構型下試驗段Ma情況，結果如圖10所示。

在相同的前室總壓下，假定風洞出口壓力為大氣壓，則試驗段到風洞出口的壓力損失是一致的。

(8)

式中：k為二喉道損失系數；ρ為二喉道密度；v為二喉道速度。

由式(8)[20]可以得出，假定試驗段出口到風洞出口的損失均為二喉道損失，則根據圖10中風洞試驗段的Ma值，可以計算出4種中心體構型的二喉道處的損失系數。圖11給出不同前室總壓下，二喉道段的損失系數。

從圖11可以看出，在相同的前室總壓和二喉道截面積下，加長板中心體損失系數最小，單片板帶隔板損失系數最大，而菱形中心體和單片板中心體的損失系數近似一致。

隨著前室總壓的增大，二喉道段損失系數均增大，這主要是因為壓比增大后，激波位置后移，激波強度更強，導致二喉道段損失增大。

圖10 不同中心體結構在相同二喉道截面積下的 試驗段Ma隨前室總壓的變化Fig.10 Ma in test section of different total pressure with same second throat size in different center body structures

圖11 不同中心體結構在相同二喉道截面積下的 二喉道段損失系數隨前室總壓的變化Fig.11 Loss coefficient of second throat of different total pressure with same second throat size in different center body structures

圖12給出了0.6 m連續式風洞菱形中心體和加長板中心體的試驗數據。從結果來看，隨著喉道尺寸的變化，在相同的喉道面積和相同的壓縮機轉速的情況下，加長板中心體的試驗段Ma比菱形中心體的試驗段Ma大將近0.04。

通過圖10和圖12試驗數據，可以得出加長板中心體和菱形中心體二喉道處總壓損失差量。圖13給出引導風洞和0.6 m連續式風洞試驗數據對比，從圖可以看出，引導風洞固定尺寸的試驗數據與0.6 m風洞可變尺寸的試驗數據吻合較好，均是加長板中心體總壓損失小。

對于加長板中心體總壓損失最小，這主要是因為加長板中心體二喉道后擴張角度最小，氣流通過二喉道后緩慢加速，波前Ma最小，使得激波損失較小；另外二喉道后超聲速流動膨脹角度較小時，流動更不易分離，損失更小，這綜合導致加長板中心體方案總壓損失最小。

圖12 0.6 m風洞菱形中心體和加長板中心體試驗結果Fig.12 Test results of 0.6 m wind tunnel with diamond center body and extended board center body

圖13 0.6 m風洞和引導風洞中，加長板中心體和 菱形中心體二喉道處總壓損失差量 Fig.13 Total pressure loss difference between extended center body and diamond center body in 0.6 m wind tunnel and pilot wind tunnel

對于單片板中心體方案，流動通過二喉道后再附體，形成的氣動型面，與菱形中心體方案相似，所以其總壓損失性能也與菱形中心體方案近似。

對于單片板加隔板中心體方案，二喉道后形成較大的高壓區，擠壓流道面積，將擴張位置后移，膨脹角度更大，導致總壓損失最大。

4.3.2 試驗段Ma控制精度

對于引導風洞，試驗過程中，針對4種不同構型的中心體，對試驗段Ma進行連續采集20次，研究試驗段Ma的控制精度。

從表2可以看出，菱形中心體、加長板中心體和單片板中心體均能起到精確控制試驗段Ma的作用，其試驗段參考點Ma控制精度均能在5×10-4左右，而單片板帶隔板的中心體效果最差。

表24種中心體下，試驗段參考點Ma控制精度結果

Table2ResultsofreferencepointMacontrolprecisionforfourkindsofcenterbodies

TypeControlprecisionofreferencepointMachnumber/10-4Diamondcenterbody6．4Extendedboardcenterbody3．5Singleboardcenterbody3．1Singleboardcenterbodywithpartition11

5 結 論

通過數值模擬和風洞試驗對各構型中心體自身流場特性進行了針對性的研究，得出了以下結論：

1) 從二喉道段總壓損失看，加長板中心體總壓損失最小，單片板和菱形中心體二喉道總壓損失接近，單片板加隔板中心體總壓損失最大。

2) 從流動特性看，菱形中心體、單片板中心體和加長板中心體均能起到精確控制試驗段Ma的作用。其中單片板無隔板中心體和菱形中心體在壓比較大時，性能接近。考慮到單片板無隔板中心體結構設計簡單方便，中心體方案盡可能用單片板無隔板方案代替菱形中心體方案。

3) 綜合考慮二喉道段總壓損失以及氣動性能，加長板中心體方案最優。

本文研究結論對于跨聲速風洞的二喉道中心體設計具有較為重要的指導意義。

[1] Hartzuiker J P. The european transonic wind tunnel ETW: Design concepts and plans: AIAA-1986-0731[R]. Reston, VA: AIAA, 1986.

[2] 孟凡民， 張刃， 李慶利， 等. 亞聲速二喉道流場不對稱現象研究[J]. 實驗流體力學， 2015, 29(2)： 43-47.

MENG F M, ZHANG R, LI Q L, et al. Research on asymmetric field flow in the subsonic second throat[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29(2): 43-47 (in Chinese).

[3] 廖達雄， 陳吉民， 彭強， 等. 連續式跨聲速風洞設計關鍵技術[J]. 實驗流體力學， 2011, 25(4)： 76-80.

LIAO D X, CHEN J M, PENG Q, et al. Key design techniques of the low noise continuous transonic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 76-80 (in Chinese).

[4] 惲起麟. 實驗空氣動力學[M]. 北京： 國防工業出版社， 1991.

YUN Q L. Experimental aerodynamics[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1991 (in Chinese).

[5] 伍榮林， 王振羽. 風洞設計原理[M]. 北京： 北京航空學院出版社， 1991: 195-198.

WU R L, WANG Z Y. Wind tunnel design principle[M]. Beijing: Beijing Aeronautical Institute Press, 1991: 195-198 (in Chinese).

[6] 劉政崇, 廖達雄, 董誼信, 等. 高低速風洞氣動與結構設計[M]. 北京： 國防工業出版社, 1999: 240-252.

LIU Z C, LIAO D X, DONG Y X, et al. Aerodynamic and structure designs of high speed and low speed wind tunnel[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1999: 240-252 (in Chinese).

[7] 秦紅崗. 連續式跨聲速風洞第二喉道設計技術研究[D]. 綿陽: 中國空氣動力研究與發展中心, 2009: 19-22.

QIN H G. Research of the second throat in the continuous transonic wind tunnel[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2009: 19-22 (in Chinese).

[8] LAYUKALLO T, NAKAMURA Y. Flow stabilization in a transonic wind tunnel with a second throat[J]. Journal of Aircraft, 2015, 37(6): 1033-1037.

[9] LAYUKALLO T, NAKAMURA Y. The efficiency of a second throat in stabilizing the flow in a transonic wind tunnel: AIAA-1999-3413[R]. Reston, VA: AIAA, 1999.

[10] YAGA M, HAGA T, OYAKAWA K. Study on passive control around throat in a transonic diffuser: AIAA-2000-0902[R]. Reston, VA: AIAA, 2000.

[11] BALLMANN J. Experimental analysis of high Reynolds number aero-structural dynamics in ETW: AIAA-2008-841[R]. Reston, VA: AIAA, 2008.

[12] GOBERT J L. ETW control system design and first results: AIAA-1994-2514[R]. Reston, VA: AIAA, 1994.

[13] 叢成華, 廖達雄, 陳吉明, 等. 跨聲速風洞第二喉道性能計算[J]. 航空動力學報, 2010, 25(9): 134-140.

CONG C H, LIAO D X, CHEN J M, et al. The performance computing of the transonic wind tunnel second throat[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(9): 134-140 (in Chinese).

[14] 陳建兵, 高鑫宇, 蔡清清. 風洞喉道可調中心體機構分析與設計[J]. 機械設計與研究, 2012, 28(3): 17-19, 23.

CHEN J B, GAO X Y, CAI Q Q. Analysis and design of the adjustable central flap mechanism of the second throat in wind tunnel[J]. Machine Design and Research, 2012, 28(3): 17-19, 23 (in Chinese).

[15] FULLER D E, WILLIAMS M S. Testing experience with the national transonic facility: AIAA-1986-0748[R]. Reston, VA: AIAA, 1986.

[16] 錢翼稷. 空氣動力學[M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 2004: 194-199.

QIAN Y J. Aerodynamics[M]. Beijing: Beihang University Press, 2004: 194-199 (in Chinese).

[17] 徐華舫. 空氣動力學基礎[M]. 北京: 北京航空學院出版社, 1987: 21-26.

XU H F. Aerodynamics basis[M]. Beijing: Beijing Aeronautical Institute Press, 1987: 21-26 (in Chinese).

[18] DUNCAN W J, THOM A S, YOUNG A D. Mechanics of fluids[M]. 2nd ed. New York: American Elsevier Publishing Company, Inc, 1970: 62-65.

[19] BALAKRISHNAN L, ABDOL-HAMID K S. A comparative study of two codes with an improved two-eqtuation turbulence model for predicting jet plumes: AIAA-1992-2604[R]. Reston, VA: AIAA, 1992.

[20] 華紹曾, 楊學寧. 實用流體阻力手冊[M]. 北京: 國防工業出版社， 1985: 49.

HUA S Z, YANG X N. Practical fluid resistance handbook[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1985: 49 (in Chinese).

Preliminaryresearchoncenterbodyofadjustingplatesecondthroatintransonicwindtunnel

CUIXiaochun1, 2,MENGFanmin2，*,LIQingli2,ZHANGRen2,LIXinglong2

1.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.AeroScienceKeyLaboratoryofHighReynoldsAerodynamicForceatHighSpeed,AVICChinaAerodynamicsResearchInstitute,Shenyang110034,China

Tomeetthedemandofthedevelopmentofanewgenerationofaircraftprojects,weneedtoimprovethesimulationprecisionofwindtunneltests.Thesecondthroat,astheprecisioncontrolsystemfortheMachnumber,canreducetheMachnumberfluctuationandimprovethestabilityofthetestdata.Atpresent,fromtheperspectiveofstructuralconfigurations,thesecondthroatcanbedividedintoactivitypluggingblocktype,thechokefingerandtheadjustingplatetype.Inthispaper,westudytheadjustingplatesecondthroatwiththecenterbody,andtheeffectofdifferenttypesofthecenterbodyontheperformanceofthesecondthroat.First,weanalyzetheaerodynamicperformanceofthesecondthroatwithdifferentcenterbodyusingnumericalsimulationmethod.Second,wedesignandprocessfourtypesofthesecondthroatforvalidationtestinthepilotwindtunnel.Thenumericalsimulationandtestresultsshowthatthesecondthroatwiththeextendedboardcenterbodycanperformthebestintermsofthetotalpressurelossandflowcontrol,andthisprogramisadoptedinthenewlybuiltlargecontinuouswindtunnel.

secondthroat;centerbody;transonicwindtunnel;CFDsimulation;testverification

2017-04-17；Revised2017-05-24；Accepted2017-07-21；Publishedonline2017-08-021601

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171109.html

.E-mailmoonnuaa@126.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121327

V211.754

A

1000-6893(2017)11-121327-09

2017-04-17；退修日期2017-05-24；錄用日期2017-07-21；< class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2017-08-021601

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171109.html

.E-mailmoonnuaa@126.com

崔曉春，孟凡民，李慶利，等．跨聲速風洞調節片式二喉道中心體構型初步研究J．航空學報,2017,38(11):121327.CUIXC,MENGFM,LIQL,etal.PreliminaryresearchoncenterbodyofadjustingplatesecondthroatintransonicwindtunnelJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(11):121327.

(責任編輯：鮑亞平，蔡斐)