低速风洞横向开槽壁试验段性能的研究

为探索减小洞壁干扰的试验方法，用环境风洞做了二维横向开槽壁试验段性能的试验研究。槽壁由等宽度薄板条在相对模型的两侧壁以零攻角等间距排放而构成，通过测量圆柱模型周向的表面压力对槽板宽度、驻室深度、试验段长度，模型在试验段中的轴向位置等与槽壁试验段性能有关的参量做了试验研究。模型堵塞比一直到０．２５的试验结果与无干扰的参考曲线符合良好，结果表明低速横向开槽壁具有洞壁干扰小且结构简单的特点。     

壁压法应用于高速风洞大迎角实验洞壁干扰的修正

本文提出了一种以洞壁附近控制面上实测的静压分布作为边界条件进行高速风洞大迎角实验洞壁干扰修正的方法。文中介绍了壁压测量、洞壁、模型及尾流的模拟等关键技术。一个实际算例表明本方法较为准确可靠,可应用于模型堵塞度不太大、迎角α≤25°、洞壁附近流动为亚临界的矩形透气壁试验段洞壁干扰的修正。     

三角翼过失速非定常洞壁干扰修正

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好     

分段可变开闭比壁板在高速二元试验中的应用

引言对于高速高升力的超临界翼型及自然层流翼型在一般风洞试验中试验时,洞壁干扰严重存在。洞壁干扰表现的结果是使翼型升力系数降低,迎角的洞壁干扰修正量约在1°的量级,可见洞壁干扰不容忽视。目前民用客机的发展急切地需要风洞试验提供更为准确的试验数据,用以减小或消除翼型试验中的洞壁干扰,改变风洞试验段壁板沿轴向的透气率分布也是减小洞壁干扰的途径之一,使用沿轴向分段可变开闭比壁板减小洞壁干扰具有对风洞改动小,易实现、不影响正常生产性常规试验等特点,可以在很大程度上解决实际问题。     

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。     

高升力实验洞壁干扰修正

 研究了根据最佳点壁压和影响函数对三维模型低速高升力测力实验进行洞壁干扰修正的方法（简称壁压影响函数法,ＷＰＩＦ法）。应用它对高升力模型小风洞实验结果进行了洞壁干扰修正。修正结果与无干扰实验数据作了比较,说明该方法对高升力测力实验的修正是准确的。     

跨声速三维非线性洞壁干扰的数值计算

分别以固壁条件和洞壁附近的压力分布模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨声速模型绕流和气动力的影响，初步的研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨声速风洞中的绕流场，经洞壁干扰修正后的ＧＢＭ－０４Ａ模型在０．６ｍ风洞中的试验结果与无干扰参考结果吻合较好     

跨音速洞壁干扰对翼型试验影响的实验研究

在南京航空学院NH-1三音速风洞进行了NACA 0012翼型跨音速风洞实验,讨论了洞壁开闭比和模型尺寸对驻室参考点静压、翼型表面压力分布的影响。结果表明,开闭比和模型尺寸对驻室静压有明显影响,开闭比对翼型表面压力分布有很大影响。在α=0°时,超临界流动条件下,当开闭比从6％变到0.5％时,翼型上表面激波位置向后移动范围达20％的弦长;开闭比为4％时,翼型接近于无堵塞干扰。当α=1°和M_∞=0.759时,消除洞壁干扰的最佳开闭比为4％。因此,开闭比改变引起的洞壁效应对翼型气动力特性的影响是值得重视的     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Ｅｕｌｅｒ方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和ＳＢ－０３模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

槽壁几何参数对跨声速风洞流场品质的影响

采用数值模拟方法研究了再入片开角、槽腔扩开角和开槽形状对跨声速槽壁风洞流场品质的影响。在数值模拟方面,介绍了对应的出入口边界条件设置方法,通过量纲分析得出适用于内流问题的相似参数。研究结果表明:再入片关闭工况下,其前缘处形成了声速喉道,难以建立稳定的试验段超声速流场;再入片打开工况下,试验段流场的不利扰动主要来自于从驻室到试验段的槽壁出流现象,其根源是驻室涡系产生的垂直于槽壁方向的冲击气流,较大的槽腔扩开角对冲击气流有一定的阻挡作用。槽壁各部件对试验段流场品质的影响均是通过增强或抑制槽壁出流来实现的,其中开槽平面形状的影响尤为突出。采用基于自由变形(FFD)的优化设计方法得到了适用于试验段马赫数0.8到1.2状态的开槽形状,优化结果显示初始构型中存在的槽壁出流大部分得到消除,模型区马赫数均方差降低了一个量级,证明了该方法的合理性与实用性。     

地面效应试验的洞壁升力干扰修正

本文以单个马蹄涡代替机翼模型,在矩形闭口风洞映象涡系的基础上增添一个切边涡系,应用涡格法确定切边涡强度,进而计算了八角形风洞有地效时的洞壁升力干扰因子。计算表明,地效试验的洞壁升力干扰修正不仅要计及上洗干扰和流线曲度效应,还应考虑平尾处上洗速度的法向梯度影响。     

翼型极大迎角风洞试验技术研究

在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角（±180°）条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验。     

民机跨音速实验洞壁干扰修正方法

该洞壁干扰修正方法以实测的洞壁附近的压力分布作为边界条件;要求来流和洞壁附近的Ｍａｃｈ数都小于１;但允许模型附近出现局部超音速区和激波。它适用于各种透气壁或实壁实验段。应用该方法对国外三个模型的实验数据进行了洞壁干扰修正计算,修正结果与ＮＡＳＡ非线性洞壁干扰修正方法的结果十分接近或完全吻合。该方法已用于Ｂ７３７模型在１．２ｍ风洞中实验数据的洞壁干扰修正,其结果显示该方法适用于大展弦比飞机的跨音速风洞实验数据修正。     

高速风洞大迎角壁压修正法的实验验证

本文介绍一种改进的高速风洞大迎角壁压法，本法不仅计算风洞干扰速度分量在模型区内的分布及平均值，而且进行了模型气动力和力矩的修正。在力和力矩修中考虑了洞壁干扰量分布不均匀的影响。用本法对Ｍ〈０．９的实际飞机大堵塞化模型大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算，修正结果令人满意，初步解决了迎角风洞实验洞壁干扰修正中最困难的力矩正问题，由于使用壁压数据进行修正，本法可用于各种透气壁或实壁风洞。     

一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究

宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在 FL灢26 风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究 0.8≤Ma ≤0.92 范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。     

低速槽壁风洞洞壁干扰研究

本文给出了DBM-01标模在西德宇航院3.25米×2.8米槽壁低速风洞的测力和洞壁静压测量结果。研究了主要槽参数(槽形式和开闭比)对洞壁干扰的影响,并与计算结果做了比较。文中的结论指出:槽壁对减小洞壁干扰效果明显;开槽壁不仅对减小纵向洞壁干扰有效,而且对减小横向洞壁干扰同样有效;实际的开槽效果较使用涡格法和等效均匀边界条件计算的结果小。     

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

 用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞     

利用M1.4喷管和开孔壁试验段实现低超声速流场实验研究

在FL-26y风洞中利用M1.4喷管和开孔壁试验段进行了实现低超声速流场的实验研究工作。通过实验研究验证了利用M1.4喷管在开孔壁试验段上建立起的低超声速流场的流场品质能够满足国军标合格指标的要求。实验还考察了不同稳定段总压、驻室抽气量等开车参数以及不同试验段扩开角、主流引射缝开度和开孔壁开孔率等洞体条件对流场的影响,为2.4m×2.4m跨声速风洞增设M1.4喷管,拓展该风洞试验马赫数的范围,使其具备M1.4的低超声速试验能力提供了技术支持,同时也为该风洞在下一阶段正式开展M1.4流场调试提供了可供参考的调试参数。     

跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

 在西北工业大学跨音速翼型风洞（又名57风洞）中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。 采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M相似文献   

一个跨音速风洞的设计和使用

我们将一个实验马赫数范围为0.4至0.9的高亚音速风洞经过扩建后成为一座跨音速风洞, 实验马赫数已扩大到0.3至1.2, 实验段已由半开式改为跨速音孔壁形式, 截面尺寸为530×760毫米, 孔壁开闭比为23%, 扩开全角为0.6°。跨音速实验段孔壁与槽壁的选择, 从消除亚音速洞壁效应来说, 两者相差无几, 从消除激波反射效应考虑, 孔壁明显的优于槽壁, 但孔壁扩开角宜小。孔径与壁厚之比及孔径与实验段高度之比, 对孔壁流动特性和对气流的扰动均有影响。驻室空间的大小对气流中心压力分布的均衡作用, 驻室出口面积与排气引射作用及扩压效率都有密切关系。在音速喷管下游设立一个有效的气流加速区域是建立跨音速流场最关键性的问题, 加速段的长度看来相当于一个实验段高度为宜。跨音速流场调整结果表明, 马赫数小于及等于1.0时在模型实验区域610毫米长度内, 轴向马赫数偏量(△M)/M小于±0.47%,马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.0及小于1.15时, (△M)/M小于±0.75%, 马赫数梯度小于0.006/米。马赫数大于1.15及小于1.20时, (△M)/M小于±1.57%, 马赫数梯度小于0.016/米。在实验马赫数范围内气流平均偏斜角Aα小于±0.05°, 因此认为已达到可用的跨音速流场标准[6]。风洞气流紊流度估计不大于0.1%, 总压损失不超过0.24大气压力, 最大流量为100公斤/秒, 以实验段高度530毫米为参考长度的风洞雷诺数R^e范围为3.7×10⁸至8.2×10⁹, 驻点为大气状况。跨音速标准模型实验结果表明, 纵向气动系数测量结果是可靠的, 同美国NACA空对空导弹外形的发射实验和飞机模型的风洞实验数据符合一致。阻力系数C_x偏差量一般在±0.001至0.004之内, 升力系数C_y差量一般在±0.005至0.03之内, 俯仰力矩系数M_z偏差量一般在±0.004至0.015之内, 重复性实验良好, 不重复性值均在±0.002至0.005之内, 因此该风洞可以提供模型实验使用。亚音速洞壁效应已基本上消除, 实验结果毋需进行洞壁干扰修正; 但激波反射效应的消除程度有待进一步研究和实验[7]。今后风洞跨音速性能仍应继续改进,希望马赫数大于1.15以后,流场均匀性(△M)/M不大于1%,最大实验马赫数达到1.22至1.25并消除洞壁激波反射效应,因此应对孔壁和加速段结构形式、扩压效率等给予注意。此外改善风洞天平测量系统的准确性和灵敏性问题随着流场问题的解决就显得更加迫切了。