跨声速风洞翼型实验洞壁状态的鉴定方法

本文叙述了利用近洞壁处实测的两排静压分布,在不同马赫数和零迎角条件下,对沿轴向分段可变开闭比斜孔壁状态的鉴定方法。计算用小扰动压力方程,鉴定结果与实验分析一致。用两排实测近洞壁处静压分布对洞壁状态做鉴定计算,主要优点是不涉及模型附近的复杂流场,可以采用简单的数学模型;不需要实验模型的描述; 便于向三元推广。     

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干扰研究提出了建议。     

跨声速风洞洞壁干扰实验研究

本文研究洞壁干扰对ＰＴ８－９９全机模型气动力的影响。结果表明，它对机翼压力分布的影响主要在机翼前缘压力变化大区域和后部激波区，且随来流马赫数增加而增加。它对Ｃｙ的影响相对较小，当模型堵塞度为０．６％时，可认为洞壁对Ｃｙ的影响可忽略不计。洞壁干扰对模型俯仰力矩影响较大，即使模型堵塞度为０．６％，还存在着洞壁对Ｍｚ的干扰。     

跨声速风洞模型试验非线性洞壁干扰修正方法研究

简要介绍了ＣＡＲＤＣ高速所结合风洞试验和ＣＦＤ两种手段,发展的跨声速三维非线性洞壁干扰修正方法。该方法采用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程模拟模型的绕流场,以实测的跨声速透气壁附近的压力分布作为风洞流场的边界条件,数值求解模型的风洞流场和自由流场,由两者之差得到洞壁干扰对模型气动力的影响。通过流场可视化软件可直观方便地分析洞壁干扰对跨声速模型绕流的影响。该方法已应用于七个模型在几种不同风洞试验段中的跨声速洞壁干扰修正,结果令人满意。     

跨声速柔壁自适应风洞及试验技术研究

简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数，以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。     

高速风洞洞壁干扰减小与修正研究

亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院 NH-1高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰,然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法。对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正,将降修正结果和 NASA 的非线性修正法结果、自修正风洞(近似无洞壁干扰)实验结果及无洞壁干扰的 N-S 方程计算结果进行了比较。结果表明,本文的修正方法结果正确,而计算量远远小于非线性修正方法的计算量。     

关于二元风洞侧壁抽气的讨论

本文研究了二元风洞侧壁抽气问题。文[1]曾考虑了抽气对风洞内无粘主流和有粘边界层的双重作用。本文研究则进一步包含了侧壁开孔率和开孔方向的影响,更为全面地描述了有侧壁抽气时风洞内的流动,并从理论上探讨了消除侧壁干扰的抽气控制问题。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

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。     

先进跨声速风洞的设计技术

合理地设计当代跨声速风洞的稳定段、第二喉道、多喷嘴引射器、特殊的排气系统以及回流道等，对风洞获得低的噪声和低的湍流度、实现经济的增压运行、低的耗气量以及有效地控制和稳定试验段Ｍ数、降低风洞运转Ｍ数下限等都能起到显著的作用。     

壁压法用于高速风洞洞壁干扰修正

本文介绍用壁压信息法对高速风洞模型试验进行洞壁干扰修正的方法。这种方法使用风洞壁附近壁压分布测量数据和模型受力数据进行洞壁干扰修正计算,不涉及风洞壁的通气特性,可用于各种通气壁或实壁高速风洞。用本法计算了各种模型在多种风洞试验段(实壁、柔壁、孔壁、缝壁)中的数百种试验状态。试验马赫数范围是0.5到0.9,试验雷诺数范围是2×10~6～1×10~7。计算结果和国外最新修正方法及无洞壁干扰N-S方程计算结果进行了比较,证实了本文方法的正确性和实用性。     

低速风洞中的洞壁干扰计算

本文按照文[1]的方法,通过壁压测量影响函数法计算洞壁干扰。文中对H/B=0.75、0.8333、1.00,以及矩形切角风洞进行了计算,并在H/B=0.8333的风洞中作了修正试验。计算与试验表明,本文的计算是可靠的,提供的曲线可供实际使用。     

侧滑机翼洞壁干扰修正量的计算方法

本文采用数值计算方法,计算了实验段截面为扁八角形的低、亚音速风洞中的侧滑薄机翼的气动特性及洞壁干扰修正量。 基于流谱观察实验,对带有后退侧缘的翼段用两种极端的气动模型来描述。计算结果表明,就自由流态的气动特性而言,两者的平均值与文[4]中的实验结果相符,而相应的洞壁干扰修正量,也与本文的实验结果相近。     

从摄动理论看洞壁干扰的总体型修正

利用Ｄ．Ｎｉｘｏｎ跨声速摄动理论对目前奉行的洞壁干扰总体型修正提出了质疑;讨论了结果从理论上进一步支持了洞壁干扰的当地型修正战略。     

跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究

在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管,用于测量试验段核心流马赫数的分布特性.为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性,通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响.分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究,并与长轴探管的试验结果...     

侧向喷流试验中干扰力和喷流力同时模拟的相容性

阐述了在侧向喷流的直接模拟和间接模拟中开喷流形状模拟的必要性，认为喷流形状的是正确模拟干扰力的保证，分析了在直接模拟中同时模拟喷流形状（也即干扰力）和喷流力的相容情况，并给出了相应的相容条件，只要满足相容条件，在侧向喷流的直接模拟中原则上可实现喷流形状和喷流力的同时模拟。     

亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究

本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。     

多寻呼发射机互调干扰分析及避免方法的研究

针对我国大中城市中建有数十家大功率寻呼发射台及可能产生的互调干扰情况，进行了理论分析，得出了在ＦＳＫ调制情况下，三阶和五阶调制分量的最大频偏分别是下沉寻呼发射信号的３和５倍等重要结论，并用实验验证了理论分析的正确性，提出了一些避免产生互调的方法，最后给出工程应用时的计算机辅助设计说明。