大阻塞模型测压试验洞壁干扰修正研究

用点壁压信息洞壁干扰修正方法，计及洞壁阻塞干扰轴向迁移加速度效应，对两组大阻塞度模型测压试验作了检验修正，并与国内外常用的几种壁压信息方法作了对比，进行了讨论分析，结果表明，本方法修正准确，简便且普遍适用。     

高升力实验洞壁干扰修正

 研究了根据最佳点壁压和影响函数对三维模型低速高升力测力实验进行洞壁干扰修正的方法（简称壁压影响函数法,ＷＰＩＦ法）。应用它对高升力模型小风洞实验结果进行了洞壁干扰修正。修正结果与无干扰实验数据作了比较,说明该方法对高升力测力实验的修正是准确的。     

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。     

大攻角试验半经验壁压信息洞壁干扰修正方法

提出用壁压信息洞壁干扰修正法,确定出大攻角典型试验状态的半经验修正系数,用它修正外形近似的模型大攻角试验其它状态的洞壁干扰。这样,模型大攻角试验的洞壁干扰修正既能接近壁压信息修正法的准确结果,又能如半经验修正方法那样简便。经两组模型试验数据验证,结果满意。     

低速实壁风洞壁压信息洞壁干扰修正法

本文简要介绍、推导了低速实壁风洞洞壁干扰修正壁压信息矩阵法的出发方程组及其具体的解,给出了试验结果修正公式及本文方法的数值模拟检验和模型试验检验结果与分析,并对模型后掠角、攻角,模型安装偏离风洞轴线的影响,洞壁干扰轴向迁移加速度效应的修正和试验段长度影响等问题作了计算、分析和讨论。     

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     

壁压法在低速闭口回流式风洞中的应用

本文介绍了由Hackett提出的一种估算大攻角洞壁干扰修正的壁压信息法。并利用四个几何相似、尺寸不同的平板机翼和翼-身组合体模型在南航NH-2风洞中进行了试验。试验和计算结果表明,该方法使用方便,修正结果准确可靠。但必须指出,对于试验段下游带有平衡缝的闭口回流风洞,洞壁测压数据需经适当的修正才能获得满意的结果。     

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     

非定常风洞洞壁干扰研究

在1m口径圆形截面低速风洞中用一组大小不同外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型,测量了模型作俯仰运动时的上表面的动态压力分布,研究了洞壁对模型表面动态压力分布的影响.在3m×2.5m矩形截面低速风洞中,用另一组外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型进行非定常测力试验,并测定了洞壁上有限测压点的动态压力,研究了模型大小对非定常壁压的影响和洞壁对模型非定常法向力系数的影响,并用混合法对大模型的非定常法向力进行了洞壁干扰修正,大模型的法向力系数修正结果与小模型的法向力系数基本一致.     

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。     

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。     

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。     

低速风洞半模实验壁压法洞壁干扰修正

 <正> 1.前言 低速风洞半模实验有许多优点,但伴随而来的是洞壁干扰修正问题。大迎角、大堵塞度情况洞壁干扰修正值相当大。如某后掠大展弦比机翼半模,迎角90°时堵塞度达18％,阻力系数洞壁干扰修正值可达真实值的70％。又如某农机机翼半模,迎角40°时堵塞度达8％。压力系数洞壁干扰修正值达真实值的30％。因此,在进行半模实验时,洞壁干扰修正的准确性十分重要。     

降落伞风洞试验中的几个主要问题

初步总结分析了我国低速风洞降落伞试验中的主要问题,并提出了具体解决办法。得到:开伞动态试验洞壁干扰影响可忽略不计:“无限质量”条件下风洞试验不能准确确定某些伞型的最大拉直力:伞稳态试验的洞壁干扰不能用常规或Maskell方法修正,用壁压信息法可得到准确的修正结果;应用不同测力方法测量时所得稳态结果差异较大;在水平风洞中进行稳态试验须导向定位以消除偏角等结论。此外,对伞的稳定性与横向载荷测量提出了具体实施方案。     

TRANSONIC WALL IN TERFERENCE CORRECTIONS FOR CIVIL AIRCRAFT MODEL TESTS

ＴＲＡＮＳＯＮＩＣＷＡＬＬＩＮＴＥＲＦＥＲＥＮＣＥＣＯＲＲＥＣＴＩＯＮＳＦＯＲＣＩＶＩＬＡＩＲＣＲＡＦＴＭＯＤＥＬＴＥＳＴＳＦａｎＺｈａｏｌｉｎ；ＣｕｉＮａｉｍｉｎｇ；ＹｕｎＱｉｌｉｎ；ＹｉｎＬｕｐｉｎ（ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒ...