三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究

用两个几何相似大小不同的前缘后掠角 70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验 ,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞洞壁上最佳测压点的非定常压力。实验表明 ,三角翼模型在正弦俯仰振荡时 ,其吸力面动态压力以及洞壁上最佳测压点的非定常压力与三角翼模型上的法向力一样呈现迟滞环现象。模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,迟滞环幅度增大 ,动态压力绝对值增大。无论上仰或下俯 ,模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,三角翼模型吸力面涡破碎位置离前缘较远。风洞顶壁上最佳测压点非定常压力迟滞环方向与风洞底壁上对应最佳测压点非定常压力迟滞方向相反。风洞洞壁上最佳测压点非定常压力变化频率与模型正弦俯仰振荡频率一致 ,各最佳测压点间呈现时间延迟现象。     

水泥工厂窑尾塔架风荷载风洞试验研究

为获得窑尾塔架在实际风场下的真实风荷载，本文通过风洞实验对水泥厂窑尾塔架在大气边界层流场中的风荷载进行了研究，并详细介绍了风洞试验中的风场模拟、模型设计、测量方法和数据处理方法。试验结果合理可靠。本研究为实际窑尾塔架的结构设计提供了更真实的风载系数并为水泥厂窑尾塔架的优化设计，减少工程造价提供了详实的依据。     

三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究

在 3m低速风洞中用两个后掠角均为 70°的大小三角翼模型进行过失速非定常运动模拟 ,两个模型外形几何相似 ,根弦比为 1∶ 2 .1 2 5。在模型运动过程中测量模型的非定常气动力和风洞洞壁上的非定常壁压。研究大小模型对非定常气动力和非定常壁压特性的影响以及模型运动的缩减频率效应和雷诺数效应。结果表明 ,非定常壁压与非定常气动力一样具有迟滞特性 ,模型越大 ,迟滞环越大。     

飞机机身腹部与两侧进气道性能比较试验研究

通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响。试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感。      

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     

非定常风洞壁压特性研究

在低速风洞中用2组后掠角分别为70°和65°的三角翼模型进行过失速非定常运动,测量风洞洞壁上非定常壁压。研究风洞非定常壁压的延迟与频率特性。讨论了模型尺寸、缩减频率、前缘后掠角等对风洞非定常壁压的影响。     

动态试验中支架对三角翼涡破碎影响研究

在南京航空航天大学低我洞中用前缘后掠角分别为６５°和７０°三角翼模型，采用不同厚度和不同位置安装的类似后横向支架进行过失速非定常破碎涡的测定实验，涡及破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示，并用相机记录。实验表明，在非定常过失速情况下，涡的破碎位置和非定常气动力一样具有迟滞环特性。     

水泥工厂窑尾塔架风荷载风洞试验研究

为获得窑尾塔架在实际风场下的真实风荷载,本文通过风洞实验对水泥厂窑尾塔架在大气边界层流场中的风荷载进行了研究,并详细介绍了风洞试验中的风场模拟、模型设计、测量方法和数据处理方法。试验结果合理可靠。本研究为实际窑尾塔架的结构设计提供了更真实的风载系数并为水泥厂窑尾塔架的优化设计,减少工程造价提供了详实的依据。