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     

柔壁自适应风洞低超音速实验技术研究

低超音速三维模型实验是在二维柔壁自适应风洞中进行的。将Wedemeyer理论推广到超音速流动,建立了洞壁调整量的计算方法;解决了洞壁预调量效应的计算问题。在此基础上提出洞壁自适应调整方案,它可用于堵塞比较大的模型实验和任意初始壁面。按此洞壁调整方案所作实验结果表明,二维柔壁自适应风洞作超音速三维模型实验时,可有效地抑制压缩、膨胀波经洞壁反射后对气动数据的影响。其消波效果和三维自适应壁风洞的消波效果基本相同,主激波反射的消波效果甚至优于后者。     

高速风洞洞壁干扰和支架干扰的工程修正方法

 本文采用涡格法作为洞壁干扰和支架干扰的修正方法,该方法需要知道包含在高速风洞通气壁边界条件中的透气性参数Q。应用理论计算配合实验的方法确定了FL-21风洞的洞壁特性曲线Q～Ma,洞壁特性参数Q在亚音速时随Ma数增加而增加。文中应用该曲线对一些实验结果进行了洞壁干扰和支架干扰修正,所得结果与国外计算值和国内实验值吻合较好。     

柔性自适应壁风洞的翼型实验技术

给出一种新的二维跨音速柔性自适应壁风洞实验迭代方案,计算方法和实验验证结果。根据实验时实验段上下壁和模型上下表面实测压强分布对风洞内、外流场进行非线性数值模拟;计算流线化壁面的形状,进行自适应实验。用该迭代方案,在堵塞比ε=8％,实验段高与翼型弦长比值H/c=1.5情况下,对NACA-0012翼型进行了高亚音速验证性实验。实验结果与国外大风洞无干扰实验结果吻合很好。实验时迭代次数仅需1～2次。实验结果展示了自适应壁风洞实验技术用于翼型跨音速实验的前景。     

叶栅端壁附面层及叶片力亏损的数值研究

本文对轴流压气机叶栅端壁附面层各种计算方法进行了研究,基于理论和实验提出一种将叶片力亏损与端壁附面层主流和横流发展相关联的新的叶片力亏损模型。对三种不同叶栅的计算结果表明,采用本文的力亏损模型和端壁附面层计算方法所预测的端壁附面层发展,尤其是叶片力亏损的发展与实验值的一致性较好,表明本文模型通用性、实用性强。      

壁压法低速风洞洞壁干扰修正

 对于低速风洞中大模型、大迎角以及一般具有分离流的情况,本文采用壁压测量用影响函数法计算了洞壁干扰,并进行了实验验证.计算与实验表明,本文的计算是可靠的提供的曲线数据可供实际使用。     

空心涡轮叶片精铸蜡型陶芯定位元件尺寸计算方法

 针对空心涡轮叶片精铸蜡型陶芯定位元件尺寸难以精确量化的问题,提出了基于模型匹配算法的陶芯定位元件尺寸计算方法。通过将壁厚权值因子引入匹配模型,实现了测量数据与理论模型的精确匹配;基于匹配后的陶芯实测数据,建立了定位元件的尺寸计算方法;最后,将壁厚偏差分布一致的一批陶芯分两组进行实验对比。结果表明该方法计算出的陶芯定位元件尺寸能够有效提高蜡型壁厚精度,对空心涡轮叶片的精确控型有一定的指导意义。     

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，将修正结果和ＮＡＳＡ的非线性修正法结果。自修正风洞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，本文的修正方法结构正确，而计算量远     

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。     

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。     

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。     

三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用

在 FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在 FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于 RANS 的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。     

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

等效动压洞壁干扰修正方法的研究与应用

带螺旋桨飞机模型风洞实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验才气进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响,并与壁压信息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     

WALL INTERFERENCE CORRECTIONS FORHIGH-LIFT EXPERIMENT

ＷＡＬＬＩＮＴＥＲＦＥＲＥＮＣＥＣＯＲＲＥＣＴＩＯＮＳＦＯＲＨＩＧＨ－ＬＩＦＴＥＸＰＥＲＩＭＥＮＴＺｈａｎｇＷｅｎｈｕａ（Ｆａｃｕｌｔｙ６０３ｏｆＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎ...     

低速实壁风洞测压实验洞壁干扰修正研究

 本文用壁压信息矩阵法对不同绕流特性的。测压数据进行修正,均获满意结果。 文中证明了洞壁对模型驻点的压力不产生干扰;分析了测压实验洞壁干扰特性与规律,对不同修正公式作了对比;进而说明不能用对速压修正的方法消除洞壁干扰     

风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高，其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备，对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正，获取干净、可靠的风洞试验基准数据，为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时，尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果；在试验包线范围内，洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小；试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显，马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右，焦点前移0.021 b_A，需进行相关修正。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。