壁压法用于高速风洞洞壁干扰修正

本文介绍用壁压信息法对高速风洞模型试验进行洞壁干扰修正的方法。这种方法使用风洞壁附近壁压分布测量数据和模型受力数据进行洞壁干扰修正计算,不涉及风洞壁的通气特性,可用于各种通气壁或实壁高速风洞。用本法计算了各种模型在多种风洞试验段(实壁、柔壁、孔壁、缝壁)中的数百种试验状态。试验马赫数范围是0.5到0.9,试验雷诺数范围是2×10~6～1×10~7。计算结果和国外最新修正方法及无洞壁干扰N-S方程计算结果进行了比较,证实了本文方法的正确性和实用性。     

带螺旋桨飞机模型风洞实验洞壁干扰修正

带动力实验进行洞壁干扰修正时，必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正，分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响并对不同修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致，壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响，但壁压信息法需要进行准确的壁压测量，增加实验工作量；等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础，考虑了螺旋桨滑流的影响，而且带螺旋桨飞机模型实验的攻角一般在中等攻角以下，不会出现像大攻角那样的分离特性，因此这种方法有较好实用性。     

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，用同样方法计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。     

高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究

为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型，提高试验雷诺数，西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究。采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的三元计算方法，两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据。试验采用有对比试验数据的AEDCWIM1T洞壁干扰测压模型，堵塞比为3．38％。在所作的试验状态下其试验结果与AEDC4T风洞的实验结果比较吻合，表明在高速二元柔壁自适应壁风洞中采用半模型试验是可行的。     

跨音速洞壁干扰对翼型试验影响的实验研究

在南航NH-1三音速风洞进行了NACA0012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的影响,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,开闭比从6变到0.5,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。     

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.     

高速风洞洞壁干扰减小与修正研究

亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院 NH-1高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰,然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法。对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正,将降修正结果和 NASA 的非线性修正法结果、自修正风洞(近似无洞壁干扰)实验结果及无洞壁干扰的 N-S 方程计算结果进行了比较。结果表明,本文的修正方法结果正确,而计算量远远小于非线性修正方法的计算量。     

大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。     

跨音速翼型风洞的洞壁干扰研究

利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态的开槽壁分别采用2%及4%开闭比可认为近似于无堵塞干扰。利用测压轨测量该翼型风洞上下壁附近控制面的静压分布,并利用快速富里叶变换法计算马赫数及迎角修正量。由 TAWX 风洞与西德 DFVLR TWB 风洞实验结果的比较可以看出,当迎角为零时,两者结果吻合较好,说明无堵塞干扰开闭比的确定基本上是正确的,经过快速富里叶变换法进行马赫数及迎角修正后的 TAWX 有升力的实验结果也与 TWB 结果接近。     

跨声速风洞模型试验非线性洞壁干扰修正方法研究

简要介绍了ＣＡＲＤＣ高速所结合风洞试验和ＣＦＤ两种手段，发展的跨声速三维非线性洞壁干扰修正方法。该方法采用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程模拟模型的绕流场，以实测的跨声速透气壁附近的压力分布作为风洞流场的边界条件，数值求解模型的风洞流场和自由流场，由两者之差得到洞壁干扰对模型气动力的影响。通过流场可视化软件可直观方便地分析洞壁干扰对跨声速模型绕流的影响。该方法已应用于七个模型在几种不同风洞试验段中的跨声速洞壁干扰修正，结果令人满意。     

嵌套网格粘性流动数值模拟用于风洞洞壁干扰研究

运用嵌套网格技术和Navier Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟、评估和修正。计算格式在空间上采用中心有限体积离散 ,在时间上采用多步Runge Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。     

低速开缝壁风洞洞壁干扰若干性能探讨

为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果。汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验。为模拟大气边界层，实验段较长，实验模型放在实验段后部。为减小轴向静压梯度顶板高度分段可调。风速比航空凤洞低。配置了建筑物测压和测力实验所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明，该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术.喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型.该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正.该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正.调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的.     

机翼喷流增升机理的风洞试验研究

在西北工业大学NF-3风洞中对以喷气襟翼为基础的运输机新型高效增升系统的机理进行研究.简述了基于喷气襟翼的运输机增升装置、风洞试验装置和试验模型的设计,给出了喷气压力、喷流速度和简单襟翼偏角参数对增升效果和飞机气动性能影响的研究结果.研究表明:以喷气襟翼为基础、结合简单襟翼有可能满足运输机高效增升的要求;下翼面后部喷气不仅在升力方向产生分量,且能有效推迟机翼失速、提高下翼面压力、增加机翼环量,从而增加升力.     

从摄动理论看洞壁干扰的总体型修正

利用Ｄ．Ｎｉｘｏｎ跨声速摄动理论对目前奉行的洞壁干扰总体型修正提出了质疑；讨论了结果从理论上进一步支持了洞壁干扰的当地型修正战略。     

用Calspan式管测量显示亚声速流动

用上、下二根 Calspan 式管可满意地测量亚声速风洞通气壁附近的流动状态,从而可以用来进行洞壁干扰修正或自适应壁风洞迭代计算。从理论上分析,根据 Calspan 式管上、下孔测得的压力分布值,可计算出流向与法向的扰动速度分量。文章对 Calspan 式管的构造作了详细的介绍,并对试验装置及所使用的仪器和传感器作了说明。由于所测得的量值很小,介绍了试验的方法和采集数据的处理方法。