跨音速开口射流速度场分布特性研究

为了研究跨音速开口射流速度场分布特性,在气动院0．2米跨音速风洞中进行了试验研究,试验结果表明：开口射流形式的试验段在不发生声振的前提下,对常规试验段内速度分布的影响不显著;开口直流式风洞会发生声振现象,开口距离与集气口截面尺寸是影响开口风洞声振的重要因素,控制开口长度和集气口尺寸是抑制声振的有效措施。     

3/4开口试验段汽车风洞的风阻测量误差分析与修正

汽车风洞用 3/4 开口试验段模拟真实道路气动环境,有限的试验段尺寸、地面边界层及射流剪切层会干扰流场,从而引起风阻测量误差.根据简化势流模型分析,3/4 开口试验段存在模型实体阻塞、喷口阻塞、收集口阻塞以及水平压力梯度 4 项系统误差源,其中模型实体阻塞让风阻测量值偏低,喷口和收集口阻塞让风阻测量值偏高,彼此平衡抵消机制使 3/4 开口试验段风洞具有能够适应更大尺寸模型的优势.利用Mercker-Wiedemann修正方法,结合同济大学整车气动声学风洞,计算修正了 3 辆不同尺寸车型的风阻系数.结果显示:设定风阻系数误差不超过 1%为标准,3/4 开口试验段汽车风洞最大阻塞比为 15%;水平压力梯度对风阻系数误差的影响更大,风洞设计和验收标准应保证dCp(x)/dx≤0.001/m.     

风洞试验中风剖面的模拟及近流场特性分析

首先简单介绍了日本东京工艺大学风工程研究中心新建的开环流低速边界层风洞中风剖面模拟的试验情况.基于试验结果,采用被广泛应用的三角尖劈加上布置粗糙元的方法,成功地模拟出日本建筑学会定义的四类不同场地对应的风剖面.通过对试验数据的比较分析,就所采用的立方体粗糙元及三角尖劈对最终模拟得到的风剖面特性的影响进行了比较分析.其次,对风剖面模拟及特性判定中的几个重要问题,如三角尖劈的形状优化、风速功率谱的一致性、积分尺度的分析方法等进行了分析.最后,基于以上分析,对在边界层风洞中模拟预定的风剖面提出几点参考意见.     

剪切稠化流体（n=2）环管层流运动分析

从非牛顿流体运动微分方程式出发,利用积分、级数展开和数值计算方法,对剪切稠化流体（n=2）在环形通道中的流动进行了分析和计算,推出了该流体在环形通道中流动的速度、流量、平均速度和平均应变速度等关系式,绘制了几种不同R1／R2比值条件下的流体在管道横断面上的速度分布图,讨论了压力降与流量、速度与环管半径之间的关系,为工程计算提供了可靠的理论依据。     

0.75m×0.50m结冰风洞气动-热流场品质评估

结冰风洞气动—热流场品质是结冰风洞开展试验应用的先决条件,为评估0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气流场和热流场品质,依照SAE ARP 5905 结冰风洞标准,对0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气流场和热流场开展符合性校测试验,考察试验段中心截面的气流速度场、方向场和温度场品质,获得试验段气流速度修正关系和气流总温修正关系。结果表明：试验段气流速度空间最大偏差小于±2%,且试验段气流速度空间均匀性会随着气流速度的增大而得到改善;试验段气流偏角空间最大偏差小于0.8°;气流总温在-20 ℃以内时,空间均匀性可达到±1 ℃,气流总温为-30 ℃时,空间均匀性可达±2 ℃;0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气动—热流场品质符合SAE ARP 5905 要求。     

某层流验证机层流翼段气动改进设计

高亚声速层流飞机是现阶段飞机设计的一个重点研究方向,可以有效提高飞机气动性能,增加航程航时等关键指标,但层流翼型在低速条件下与传统翼型相比气动特性较差。利用改进的剪切层自适应IDDES方法针对某特殊设计的层流验证机层流翼段进行分析及改进,抑制其由于翼型本身及翼身结合处的三维效应在大攻角状态下所引起的流动分离,使得翼段在低速大迎角状态下获得相对较好的气动特性。结果表明通过对层流翼段的翼型前缘修型,可以在低速条件下显著抑制流动分离,使得层流翼段在低速性能提升的同时在高速条件下也能保证较好的气动特性。     

高速自然层流翼型的设计与风洞实验研究(英文)

为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,对翼型的转捩位置、后缘分离以及升阻力等气动特性进行了测量研究。从实验结果可以看出,在小迎角范围内,翼型可以在其表面保持较长的层流段,并且后缘分离涡不会随迎角增大而向前发展,使翼型具有高升力、低阻力的特性。从实验结果和计算结果的差别可以看出,实验数据是可靠的,设计的翼型基本满足了设计要求。     

影响胶粘剂剪切强度因素的探讨

分析了在胶粘剂剪切强度检测过程中,胶接材料表面处理方法、胶层的厚度、测试时加的垫片厚度和试样的夹距距离、涂胶时的晾置时间等因素对检测结果影响。研究结果表明,上述因素不仅直接影响了胶粘剂粘接强度的大小,而且关系到胶粘剂剪切强度检测试验的测试结果。     

3/4 开口式汽车风洞驻室内流场速度脉动的研究

采用数值和实验相结合的方法,对3/4开口回流式风洞驻室内的速度脉动进行了研究。首先搭建了1∶15的模型风洞驻室的数值模型。对此模型风洞驻室内的流场采用非定常的雷诺时均方法进行了数值模拟。入口边界速度条件由不变的平均速度量和带有周期性扰动的速度变量线性组合构成,其中计算了扰动量具有不同频率和平均速度设为不同常量的工况。同时在此模型风洞内对驻室内流场进行了相应工况的实验测试,实验和计算结果吻合度很好,得到结论是非定常流态在风洞驻室内随流动的发展而发展,并且引起了频率为20Hz的扰动。     

甲基环己烷层流火焰燃烧特性研究

为了深入了解甲基环己烷的燃烧特性,利用定容燃烧弹和光学纹影测量系统分别对不同初始条件下的甲基环己烷/空气层流火焰燃烧特性进行研究。用自编的Matlab图片处理程序对定容弹内球形火焰传播过程的纹影图片进行分析,得到不同初始条件下甲基环己烷/空气的拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度和层流燃烧速度等层流燃烧参数,并给出了以初始压力和初始温度为变量的甲基环己烷/空气的层流燃烧速度拟合公式。研究结果表明:甲基环己烷/空气的拉伸火焰传播速度与初始压力呈负相关,在当量比?0.8时,与拉伸率呈负相关;马克斯坦长度与燃料空气当量比、初始压力和初始温度都呈负相关;层流燃烧速度与初始温度呈正相关,与初始压力呈负相关,并通过与其他的研究数据进行对比,表明构建的层流火焰燃烧速度拟合公式较为合理。     

汽车风洞试验段流场的试验研究

以上海地面交通工具风洞中心全尺寸气动声学风洞1：15模型风洞为研究对象,采用三维热线风速仪,测量了该模型风洞内不同工况下试验段内流场的分布情况。通过所测流场内平均速度的分析,了解该模型风洞试验段内气流的定常流动形态,对比典型射流结构进行分析,得到了该开口式低速汽车风洞试验段内喷口处射流剪切层所特有的结构形态;通过对风洞试验段内不同截面处流场内部湍流强度的分析比较,了解了喷口射流剪切层内以及收集口处的湍流强度大小与分布情况。     

基于近海海面观测的台风黑格比风特性研究

根据在博贺海洋观测站测得的0814台风黑格比三维风速时程,首先探讨了实测数据质量的判别准则及处理方法,进而研究了平均风场特性:风剖面、风攻角、梯度风高度以及脉动风场特性:湍流强度、阵风因子、时间尺度、积分尺度、脉动风速谱等。研究结果表明:近海海面指数律风剖面指数a远小于建筑结构荷载规范推荐值;台风风场结构本身存在3°～7°正攻角;在近海海面上阵风因子均值为1.23;顺风向湍流强度平均值为0.10,三向湍流强度的比值为1∶0.80∶0.43;水平向时间尺度基本上均小于30s,竖向时间尺度均小于10s;纵向和横向积分尺度较为接近,大于竖向积分尺度;不同区域的实测风速谱与各经验风速谱均存在一定差异,与von Karman谱吻合相对较好。     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

风力规范之标准地況分类与紊流边界层特性研究

基于近海岸100m测风塔获取的近海面地貌条件5个不同高度风速数据。以10m标准高度平均风速大于10m/s为强风标准,选取台风和季风风场强风样本,应用Bootstrap统计分析法,对强风条件下近地层平均风剖面、湍流强度剖面、湍流特征参数进行分析,探讨了台风和季风条件下这些参数的差异,并将实测结果与风荷载规范规定值进行比较,检验风载荷规范的适宜性。分析结果表明：近地边界层的平均风剖面符合指数律或对数律,台风和季风风剖面指数分别约为0.12和0.06;近地平均湍流度剖面符合指数律,台风风场各高度平均湍流度与现行规范相接近;台风风场各高度阵风因子均值较风荷载规范推算值要大,但季风风场阵风因子均值与规范推算值相接近。     

马赫数2～4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验

型面旋转连续可调风洞可以获得出口马赫数连续变化的出口流场,其结构简单、易于调节、响应迅速,成为目前国内外的研究热点,具有很好的发展前景。本文针对某优化设计的出口马赫数2~4的变马赫数风洞喷管,进行了全流场三维数值仿真校核,并进行了风洞流场静态标定试验,获得了该连续可调风洞在不同马赫数下的流场品质及流场均匀区大小。结果显示:该连续可调风洞在马赫数2~4下的出口流场均匀性良好,流场品质满足固定几何风洞流场的国军标要求;试验得到的不同马赫数工况下均匀区大小均大于理想菱形区的2/3,均匀区马赫数标准差在马赫数2~3工况下小于0.01,在马赫数3.5工况下为0.013 6,说明该连续可调风洞可以实现马赫数的连续变化,且具有良好的流场品质,可用于后续的风洞试验。     

定/变热线过热比跨超声速流场湍流度测量

开展了基于定、变热线过热比方法测量跨超声速流场湍流度的比较研究,以满足高速飞行器与发动机的跨超声速风洞高精度实验需求。在1.2 m暂冲式跨超声速风洞上,采用定过热比、变二过热比和变八过热比等三种热线测量方法,完成了马赫数为0.30~4.25的跨超声速流场湍流度测量研究。测量结果表明:变八过热比测量精度最高,实测湍流度的蒙特卡洛模拟不确定度为0.001%~0.033%;定过热比方法与变二过热比方法可实现更快速的测量,在马赫数为0.40~2.00范围内与变八过热比测量湍流度均值偏差约9%~18%。研究结果对跨超声速流场湍流度校测、飞行器实验鉴定和数值计算具有实际助益。      

风洞模拟近地面大气边界层

本文通过大气边界层风洞的模拟实验,介绍一种在风洞中模拟近地面大气边界层的方法。根据大风地区的现场实测资料,对大气的风剖面及湍流度等有关参数,提出了一些特殊的要求。常规的模拟方法难以保证与实际风环境的相似,为此专门研制了一种在保证平均风剖面相似的前提下,可使气流产生大湍流度的装置,简称湍流度调节器。通过对模拟边界层的平均风速,湍流度及风速谱的测量分析,证明与实际风区大风环境的风结构相当一致。为解决实     

Φ3 m高温风洞流场性能校准

中国空气动力研究与发展中心Φ3 m高温风洞是新建成的3米量级暂冲型、自由射流式高温风洞,采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热产生高压高温高速气体和真空抽吸联合运行。为评估该高温风洞流场性能,开展了风洞调试和流场校测试验。试验结果表明：风洞可模拟马赫数4～7、高度17～30 km飞行条件下的马赫数、动压、总焓、氧组分、时间等参数,最高总温2335 K;风洞流场品质好、均匀区尺寸大,喷管出口均匀区尺寸达到喷管出口直径的80%以上,均匀区内马赫数和总温偏差均优于2%;流向马赫数菱形均匀区大于理论预测值,流向总温均匀区呈直筒形分布;风洞长时间运行时流场参数波动小,马赫数和总温波动均优于2%。风洞具备了开展高速飞行器空气动力学、推进、材料与结构等试验研究的能力。