航空风洞中大气边界层的模拟

本文在评述航空风洞中各种人工加速形成边界层方法曲基础上,提出一种适用于NH-2模型风洞形成大气边界层的模拟装置及其试验结果。试验结果与有关资料比较是相符的。故此模拟装置可推广应用到NH-2航空风洞中的风力工程试验。     

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

CAARC高层建筑标模动态测力研究

CAARC高层建筑标模的动态测力试验在南京航空航天大学NH－2低速风洞中进行，在均匀流场中以及模拟大气边界层中分别测量了模型的动态气动力和力矩的平均值，均方根值，峰值，试验目的是为检测NH－2风洞的大气层边界模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集和处理系统，试验结果表明，CAARC标模的所有动态气动特性在NH－2中的测量值与国外部报导的结果符合得较好，因此，NH－2风洞的大气边界层模拟技术，动态天平，测试仪器以及动态数据采集与处理系统可以承担高层建筑方面动态测力试验任务。     

8m×6m风洞第一试验段大气边界层模拟

介绍了在8m×6m风洞第一试验段(12m×16m)一种地形的大气边界层模拟装置的设计、风洞流场校测试验。试验结果表明:模拟实现的流场品质(平均风速剖面、湍流强度剖面、湍流谱以及积分尺度等)完全可以满足桥梁试验要求的来流特性。     

利用均匀抽吸地板进行高速列车模型地板边界层影响的试验研究

在KD－03低速风洞中研制了一种边界层可人为控制的均匀抽吸地板。研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸除使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均有明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸除对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验，会使实验结果固边界层的影响而产生较大偏差。利用均匀抽吸地板可有效地消除边界层的影响，从而较准确地模拟地面效应的影响，提高高速列车模型风洞实验气动载荷的实验精度。而且，它的实验结果可为没有地板边界层控制装置的风洞中同类模型实验的边界层修正提供参考依据。     

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。     

风洞模拟建筑物对大气污染物扩散影响的若干问题讨论

通过相似性分析,得到了大气污染建筑物影响风洞试验应满足的基本相似条件.由一个实例研究了利用常规风洞模拟装置和测试仪器进行大气污染建筑物影响风洞试验在技术上的可行性.结果显示:由于模拟装置和仪器条件的限制,在大多数风洞试验中存在大气边界层不完全模拟和仪器响应过慢等问题,但通过合理模拟来流的主要湍流特征和改进采样方法,可以在风洞中较真实地模拟建筑物对大气扩散的影响.     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。     

边界层风洞主动模拟装置的研制及实验研究

研制可控振动尖劈在风洞中模拟湍流边界层,寻找一种简易可行的运动控制结构和方法,试验结果证明了尖劈的低频机械振动增强了相应频率的湍流能量,增大了湍流积分长度.     

多功能风洞及CFD优化设计

上海交通大学在建的多功能低速风洞具有串列式的大小两个试验段.为提高边界层试验时的工作效率,将在大试验段的转盘前部设置自动升降粗糙元装置.为模拟风浪流联合作用环境下船舶/海洋工程结构物的流体动力响应,由旁路风道将风引至循环水槽测试部的上方,并且该测试部的风速可以随时间周期变化.为提高大试验段的流场指标,在与试验结果对比的基础上,CFD方法模拟了风洞的内部流场,基于DOE结果生成了Kriging模型,采用多岛遗传算法得到最优解.研究结果表明优化设计的结果显著提高了流场的性能指标.     

水泥工厂窑尾塔架风荷载风洞试验研究

为获得窑尾塔架在实际风场下的真实风荷载,本文通过风洞实验对水泥厂窑尾塔架在大气边界层流场中的风荷载进行了研究,并详细介绍了风洞试验中的风场模拟、模型设计、测量方法和数据处理方法。试验结果合理可靠。本研究为实际窑尾塔架的结构设计提供了更真实的风载系数并为水泥厂窑尾塔架的优化设计,减少工程造价提供了详实的依据。     

NLF－1自然层流机翼低速转捩位置测定

自然层流机翼是我国下一代民用客机采用的机翼之一。本文对自然层流机翼ＮＬＦ－１用热膜法和升华法在南京航空学院ＮＨ－２低速风洞中进行了机翼边界层转捩位置的测定。结果表明，该机翼的转捩位置在离开机翼前缘的７０％左右的当地弦长处。因此ＮＬＦ－１机翼确为较好的层流机翼。     

风洞短试验段中基于被动技术的大气边界层模拟

针对西南交通大学XNJD-1风洞第一试验段的特点,采用被动模拟装置,通过多次流场校测、反复试凑,成功地在风洞中模拟了C类地表情况下的高湍流度大气边界层,实测平均风速剖面、湍流度剖面及风谱特性等与目标值较为吻合.此外,还对比讨论了平均风速和离地高度等因素对风场特性影响, 并计算了湍流积分尺度.研究表明边界层调试过程中应重点考查气流在对应结构卓越频段范围内的脉动情况,而仅将湍流度作为参考指标.     

NACA0012翼型跨音速测压实验研究

本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。     

较低湍流度范围湍流度对风洞实验结果的影响

变湍流度试验结果表明，湍流度对诸如洞壁边界层、平板边界层、各类翼型边界层和尾流的时均特性、湍流特性、转捩情况以及对翼型和旋成体压力分布等气动特性有显著影响。这种影响有一定规律，量值较大，不能忽视。     

二元风洞侧壁抽气孔板的实验研究

新研制的组合孔板造价低廉，夹层更换方便，用其作风洞壁画边界层控制，能消除风洞侧壁引起的翼面上边界层的分离，可有效地改善翼型绕流的二元性和半模的实验条件。     

关于风洞中用尖劈和粗糙元模拟大气边界层的讨论

尖劈和粗糙元广泛地应用于风洞试验中的大气边界层模拟,该技术成功模拟了不同地貌特征的平均风速和湍流度剖面。随着风工程研究的深入,了解尖劈和粗糙元模拟过程中的作用机理有助于准确地模拟各种大气边界层湍流功率谱和尺度特性。试验表明:尖劈利用其迎风平板的分离流产生湍流涡旋,迎风板的宽度决定了涡旋的大小和湍流脉动强度,同时迎风板阻塞比沿高度递减产生近似线性的风速剖面;粗糙元用于模拟实际地面的摩擦效应,调整平均风速和湍流度的剖面分布。遗憾的是,尖劈下宽上窄的结构特点决定了该技术模拟的湍流功率谱和积分尺度的高度变化律与实际大气边界层相反。基于对模拟机理的认识,异型尖劈上部形状有助于模拟大比例模型试验要求的湍流风场。