跨音速湍流边界层测量

 热线探头在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)FL-23跨超音速风洞中进行了校准。结果表明;热线过热比a_ω≥0.6时,密度灵敏度系数S_ρ基本不随a_ω变化;当a_ω=0.8时,在Ma=0.6～1.16范围内S_ρ基本不随Mach数变化。用校准后的热线探头测量了FL-23风洞试验段侧壁边界层的平均气流和脉动气流特性。平均气流特性与皮托管测得的结果一致性很好;速度脉动u′/和密度脉动p′/随距洞壁距离y的增加不单调减小。     

风洞实验数据的误差及其计算方法

本文首先简述了研究风洞实验数据误差的意义,然后给出系统误差、随机误差、粗差及不确定度的定义,在讲述了单点测量标准差、多点测量标准差及随机不确定度计算方法之后,介绍了系统误差的判别和风洞实验数据误差的合成,最后给出了风洞气流参数、压力系数及力系数随机误差的计算公式。     

跨超声速气流湍流度的测量

在气动中心 FL-21风洞及 FL-23跨超声速风洞中,用热线测量了稳定段和试验段气流的湍流度。本文给出了热线在跨声速流中的校正方法、数据处理方法、热线过热比对校正系数的影响及热线的校正曲线,风洞稳定段、试验段气流湍流度的测量结果,并与国外风洞的湍流度作了比较说明。     

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。     

跨声速洞壁干扰修正的壁压法及应用

本文对二维跨声速洞壁干扰修正的壁压法——FFT 法和匹配法进行了改进;两个算例的计算结果显示了这两种改进方法的有效性。文中还给出了 NAC∧0012翼型和DSMA523超临界翼型的 FL-21风洞试验数据洞壁干扰修正结果。     

跨声速洞壁干扰研究述评

本文以近期国内外风洞试验结果说明了跨声速洞壁干扰研究的重要性，简述了国内外跨声速洞壁干扰修正方法，重点介绍了ＣＡＲＤＣ近年来在跨声速洞壁干扰研究方面的进展。最后，作者对国内的跨声速洞壁研究提出了建议 。     

降低0.6米×0.6米跨超声速风洞气流噪声的研究

0.6米×0.6米跨超声速风洞(FL-23)是一座直流暂冲式风洞,该风洞阀门引起了很高的气流噪声。在阀门与稳定段之间加了降噪装置后,该风洞气流噪声大幅度下降,其值达到国内外暂冲式风洞最低水平。本文介绍了该风洞所用的降噪装置,给出了加降噪装置前后的噪声特性,并与国内外有关风洞的噪声特性作了比较。     

风洞实验数据误差分析

本文根据第一讲给出了的计算风洞实验数据随机误差的公式，分析了风洞气流参数、压力系数、力和力矩系数误差的组成及其影响因素，并给出了这些参数，系数误差的变化规律。     

提高风洞实验数据精度的方法

本文讲述了影响风洞实验数据精度的因素和提高实验数据精度的方法。     

风洞实验数据误差分析

本文根据第一讲给出的计算风洞实验数据随机误差的公式，分析了风洞气流参数。压力系数、力和力矩系数误差的组成及其影响因素，并给出了这些参数、系数误差的变化规律。