襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究

对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行。实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态。测试迎角范围10°~35°,风速4m/s。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关。从而得出结论:边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。     

翼型相对厚度对失速分离特性的影响

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.     

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。     

NF-6风洞洞体有限元计算与水压试验

简要介绍了西北工业大学翼型研究中心NF-6高速增压连续式风洞洞体基于有限元方法的应力应变静态和动态特性分析，并与风洞水压试验结果进行对比。结果表明，有限元计算中所采用的结构和边界条件简化方法合理可行，在数量级和变化趋势上，实测点和对应计算点的应变值比较一致，最大应力在材料的许用应力之内，实际风洞洞体及支撑是安全的，风洞的前三阶振动模态分析为风洞的安全运行提供了参考依据。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果.结果表明:软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性.在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力.由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的.     

在NF-6增压连续式回流高速风洞中轴流压缩机启动问题的探讨

国内第一座回流连续式高速风洞正在建设中。由于可借鉴的经验不多，建设中有大量问题需要认真研究。本文通过理论分析结合一定条件下的实际经验从气动角度提出直流电动机驱动的轴流压缩机在增压回流式高速风洞中应采用“慢启动”的方法启动。     

大型折叠式网架帐篷风荷载与结点力风洞实验研究

对一种大型折叠式网架帐篷模型按不同结构分别进行了风载系数的实验研究和对比分析，并对帐篷折叠门处的结点力进行测定。研究表明，在同一位置上，纯木质结构和篷布与木质混合结构的风载系数随风向角的变化趋势大致相同，但后者的变化幅度要平缓得多，同时，在结点力的测量方法上亦进行了一些新的探索，为此类帐篷设计和强度校核提供了可靠依据。     

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究.结果表明:模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净.鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注.     

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.