翼型后缘平板影响的风洞实验研究

给出了在翼型后缘加不同尺寸和形状的平板对翼型升阻特性和力矩特性的影响。实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞中进行的。实验雷诺数为3×106。实验结果表明，在翼型后缘加平板对翼型的气动特性有明显影响，在使用中，可根据不同的要求研制不同形状的平板来改变其气动特性，以满足使用要求。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验。通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响。试验结果表明：半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果。并对产生原因进行初步探讨。     

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。     

风洞应变天平装配应力分析

天平在风洞模型安装过程中由于加工误差通常会产生装配应力,对元件输出值存在干扰,影响测量准度。针对此现象,采用有限元仿真方法,在保持天平总长度不变前提下,研究不同天平元件固支端长度对装配应力带来的测量准度影响情况。结果表明：只要存在装配应力,天平测量结果就会产生变化,而元件固支端长度大小对其无明显影响。因此,在风洞天平设计或实验中,提高测量准度的方法是采取措施尽可能减小天平安装产生的附加应力,而不是改变元件固支端长度。     

大迎角下翼型振动的气动性能研究

众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性.选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响.研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同.     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验.通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响.试验结果表明:半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果.并对产生原因进行初步探讨.     

大迎角下翼型振动的气动性能研究

众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性。选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明：在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同。     

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明：在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。     

一种提高风洞天平灵敏度的测量方法

传统应变测量方法在小量程气动力测量方面存在灵敏度不高的问题。针对此现象,从单分量入手,设计以位移测量法为基础的悬臂梁天平。以3台悬臂梁天平为例:1台传统应变天平,2台不同槽深的新型位移天平,分别进行静态校准试验及有限元仿真。将光纤应变计应用于1 mm 槽深位移天平,进行准度计算;将光纤、电阻2种应变计同时粘贴在传统应变天平及2mm槽深位移天平,进行2种应变计及2种测量方法的性能对比。由试验结果可知:试验中1mm槽深位移天平准度为0.02%;2mm槽深位移天平位移法测量灵敏度相比传统测量方法提高3倍;2mm槽深位移天平灵敏度为1mm槽深天平的1.57倍,但准度有所下降。本研究为小量程气动载荷的测量提供新思路。     

半模机翼振动的风洞实验技术研究

飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明：振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。