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     

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。     

跨音速翼型风洞缝壁开度选择初探

对跨音速风洞洞壁干扰问题的研究由来已久。经典的洞壁干扰理论是以考虑压缩性影响的线化亚音速理论为基础的。将此线性理论用于跨音速风洞,存在着根本缺陷。另一方面,由于人们缺乏对透气壁流体流动及粘性损失特性的足够了解,过去的干扰修正理论都只能基于半经验的均匀线化边界条件。随着计算流体力学的迅速发展,出现直接求解跨音速非线性方程确定洞壁干扰的方法,但这类方法,由于使用均匀线化边界条件,其适用性仍十分有限。     

跨音速二元槽壁风洞中绕翼型流动的有限差分计算

1.引言 风洞中实验数据的测量受到多种因素的影响,其中首要的是洞壁干扰影响,而在跨音速区尤为严重。采用两壁或四壁通气的跨音速风洞可使干扰影响大为减轻,但M数较高时不论从理论或实验上研究洞壁干扰都是相当困难的。 经典的洞壁干扰理论是以考虑压缩性影响的线化亚音速理论为基础的,但当翼面上     

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。     

一种高速风洞三维洞壁干扰壁压信息修正法

给出以壁压信息法为基础的高速风洞三维模型试验洞壁干扰修正方法。该方法要求洞壁附近为亚音速流动,但允许模型附近出现超音速区及激波。方法可用于各种通气壁或实壁风洞的亚跨音速试验。最后对四个模型在三种试验段中的二十多种试验进行了修正,其结果和NASA非线性修正方法的结果吻合得很好。     

跨音速风洞变开闭比斜孔壁的初步研究

为了减轻跨音速风洞试验的洞壁干扰,改善跨音速风洞的流场品质,我们自行设计研制了一套可连续调节开闭比的60°斜孔壁,开闭比变化范围为0～9.2％。本壁板已在一个侧壁为实壁的600毫米×600毫米跨超音速风洞中投入使用。本文介绍这种变开闭比斜孔壁的概况和马赫数0.6到1.2范围内的初步校测试验结果。     

跨音速自适应风洞的任意初始壁方案

提出一种新的二维柔壁自适应风洞进行跨音速三维模型实验时,基于任意初始壁状态的洞壁调整方案,讨论了在较高跨音速实验Ma数的实验条件下,采用洞壁预调效应处理的洞壁自适应方案的实验结果。     

适用于任意壁的二维亚跨音速洞壁干扰修正法

本文使用风洞壁附近控制面上的实测静压分布及模型所受的气动力来进行二维亚跨音速风洞试验的洞壁干扰修正。计算时不涉及洞壁的透气特性,可用于透气壁或实壁。根据试验马赫数范围的不同,采用不同的速势方程进行计算。提供了两种适应不同需要的方法:一种是适用于洞壁附近为亚音速流动情况的快速算法。另一种是可用于低、亚、跨音速风洞试验,并能判断试验数据“可修正”程度的有限差分解法。给出了计算实例,并比较了不同的速势方程对计算结果的影响。     

翼型低速动态测压试验洞壁干扰修正方法研究

翼型在风洞中进行非定常试验时,为了从试验中获得精确的气动数据,需要对风洞洞壁干扰进行修正。采用一组几何相似大小不同的 NACA0012 模型,在西北工业大学 NF-3 风洞中开展翼型低速动态测压试验;提出将相同无量纲动态参数下的不同尺度模型试验结果线性插值到 0 尺度求取动态试验洞壁干扰的方法,并采用风洞试验结果对动态试验洞壁干扰进行评估和修正。结果表明：本文提出的洞壁干扰修正方法符合实际需要,能够为动态试验风洞洞壁干扰修正提供参考和思路。     

跨音速翼型风洞模型区侧壁抽气的影响

引言 侧壁干扰是跨音速翼型风洞洞壁干扰的重要方面,减小它的方法主要是抽吸侧壁边界层。抽吸位置的选取有两种,在距模型前缘一定距离的侧壁处和模型区侧壁处。抽吸。适当的侧壁抽气可使模型区流场更接近于理想的二维流场,因此模型区侧壁抽气对空风洞流场的影响和对二维模型中央剖面压力分布的影响是最基本的问题,我们对它们进行了实验研究。     

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     

二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好     

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。     

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。     

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     

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。     

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     

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     

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。