进气道动态测试风洞实验技术

本文阐明了进气道动态测试实验技术的特点，对该项实验技术在风洞实验中的应用作了详细介绍。实验证明，该技术完全满足进气道实验要求，具有很高的实用性，在进气道动态实验技术研究方面取得了突破，具有较高的推广价值。     

翼型过失速动态实验测控系统

介绍西北工业大学翼型研究中心用于型过失速动态特性研究的实验装置和测控系统的设计，系统性能和结构、数据采集、数据处理方法和实验结果。也对动态实验中测量、控制与精度等问题展开讨论。     

仿生覆羽控制固定翼无人机流动失速风洞实验

研究了基于鸟类仿生学设计的人工柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行,以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象,基于弦长的雷诺数为Re=5.1×10⁵。实验中,将柔性覆羽沿展向分别安装在机翼上翼面的不同位置处,利用单丝热线风速仪扫掠测量机翼尾流的速度信号,并与无控制工况的平均速度、脉动速度、功率谱密度等对比。实验结果显示：在20%c位置工况中,柔性覆羽装置吸收来流中的能量,随上翼面流动自适应振动;在80%c位置工况中,柔性覆羽处于准平衡位置,并伴随微小振动。两种工况的尾流区平均速度亏损恢复明显,同时前缘剪切层和尾缘剪切层中的湍流脉动均明显降低,两种工况均实现了流动失速的有效控制。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示,柔性覆羽的自适应振动能有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U_∞<1),并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U_∞≈3),增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性。该研究结论揭示了类...     

单级轴流压气机的旋转失速特性实验

以一台单级低速轴流压气机为研究对象,采用在压气机周向、轴向不同位置处布置多个动态压力传感器的方法,获取了压气机失速过程中不同位置动态压力信号的变化情况,通过对各测点的压力信号分别进行了时域、频域分析.结果表明:压气机在失速前出现尖脉冲型扰动;失速后的失速团的有分裂和合并的现象,个数在1和2之间相互转换,但退出失速时总是由两个合并成为一个,并且在几个转子周期内迅速退出;对失速时的压力信号频谱分析证明了对失速团个数判断的准确性.      

多级轴流压气机失速／喘振的测量及数据处理

在多级轴流高压压气机上 ,开展从气动失稳到喘振及退出喘振时对气体压力的动态测量。试验是在多级轴流高压压气机静叶设计角度及中间级引气的情况下进行的。采用高精度、高频响的动态压力传感器 ,高速同步采集板 ,快速A/D采集板和高速处理机相结合 ,借助频谱分析的方法来找出失速 /喘振频率 ,并且找出对应着该频率的各通道之间的相位差 ,分析出失速 /喘振首发级。在试验中运用信号分析方法对叶片排中失速及喘振信号进行数学处理。测量得出的结论是 :在多级轴流高压压气机中 ,失速 /喘振均属于突变型 ;在 n=0 .8时压气机工作于多值区 ;中间级引气将影响失速 /喘振。     

低速风洞动态试验能力现状及展望

本文介绍了国内外包括气动院低速风洞动态试验技术的新进展，并根据大迎角动态气动力特性研究对风洞试验技术的需求及现有能力，提出动态试验技术研究课题组下一步的发展方向。     

短周期风洞叶栅瞬态换热实验数据处理

对短周期风洞中叶栅瞬态换热实验的几种数据处理方法进行了研究,并确定了各方法的适用条件,对后续的实验具有指导意义.如果实验段流动建立稳态的时间同实验时间相比可以忽略,则传热系数可以按常数处理,否则应计算传热系数随时间变化的曲线;在叶片导热满足一维半无限大假设的条件下,脉冲响应法具有高效、快速的特点;直接进行二维非稳态热分...     

DSP技术在风洞实验中的应用

本文对激光流速测量（LDV，PIV）技术中如何应用DSP技术，使流速测量系统和技术在风洞实验得到长足发展做了简要的介绍。     

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性，这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响，提供了一个新的理解。     

翼型低速动态测压实验的初步分析

简述了翼型低速动态实验研究的测试设备和实验方法，给出了ＮＡＣＡ００１２翼型动态测压的实验结果，初步分析了影响翼型动态气动特性的因素。将所得实验结果与国外实验结果及理论计算结果进行了对比与分析，实验结果与资料值有较好的一致性。     

面向过失速机动的风洞动态试验相似准则探讨

为进行更加准确的风洞试验,讨论了针对过失速机动的风洞动态试验的相似准则问题。从六自由度运动方程推导出了进行动态风洞试验需要满足的运动相似参数;从N—S方程中得到满足流动相似的相似参数。针对不同类型的风洞动态试验,提出了具体对应的相似参数作为主要的模拟量。得到的结论可以为风洞动态试验参数选择提供参考。     

压气机失速过程中的壁面压力分布特征

为了深入认识失速团在不同时刻的特征,采用一种基于二维壁面静压谱的分析方法对几种典型状态下的单级轴流压气机转子叶尖流场静压分布特征进行了详细研究.结果表明:该方法能很好地观察不同时刻的失速团发展变化过程以及失速团的影响范围,同时还能判别失速团的个数以及大致的旋转速度.用此方法发现该压气机在进入失速后有1个大失速团,影响范围在4/5周向通道左右,而开大节气门后在退出失速的过程中失速团会分裂成为2个,且失速团的影响范围会变得很小,旋转速度增大.     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化为0°～25°,流量系数为0.29～2.07.研究结果表明:在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°～1...     

压气机失速与喘振动态模型与仿真

建立失速与喘振动态数学模型是压气机主动稳定控制的基础。针对Moore-Greitzer不可压缩压气机模型无法描述失速时失速团沿压气机周向旋转特性的不足,以该模型为基础,在压气机周向环面位置进行模型空间离散化,采用空间傅里叶模态重构压气机局部流量、压升、转子与静子的动静态损失,建立了以流量、压升及损失为状态变量的多维状态空间方程形式分布式压气机模型。理论分析及仿真表明,所建模型既可实现稳态、失速、喘振工况下的压气机外部特性计算,也可模拟失速与喘振状态下压气机内部沿周向的流量及压力变化,实现失速与喘振动态特性仿真。     

立式风洞设计关键技术探索与实验研究

试验段气流速度快速调节、试验段碟形流场分布、风洞振动与试验段气流脉动的抑制是立式风洞研制的关键技术.本文简介了对这些技术的探索与设计思路,并通过分析φ0.33m立式风洞中进行的一系列性能研究试验结果,得出了相关结论.     

变频器在风洞实验中应用的关键技术研究

介绍了变频器在风洞的飞机模型带动力实验以及飞机螺旋桨实验中的应用。由于实验的特殊性，所以对变频器的各项性能都有特殊的要求。文中对变频器容量、输出频率、载波频率、压频曲线、频率分辨力以及能耗制动电阻等几个关键技术进行了探讨，最后简单介绍了对谐波干扰的抑制。     

二元高超声速进气道动态攻角特性风洞实验

为了研究攻角导致的来流定常/非定常变化对二元高超声速进气道性能的影响,在马赫3.85条件下,对一个设计马赫数为6.0的二元高超声速进气道进行了动态攻角变化的风洞实验。实验中,攻角在0°～8.2°连续变化,动态频率最大达到9.3Hz。实验研究表明:攻角在0°～8.2°连续变化过程中,进气道始终保持着起动状态;攻角增加使进气道出口增压比逐渐上升,流量系数、出口总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低;在保持起动状态的攻角连续变化过程中,振荡的二元高超声速进气道其性能变化趋势与准稳态时相似,攻角的动态变化未对进气道性能产生显著影响。     

风洞流场实时全息研究中的误差分析

基于作者的实验及相关理论,着重分析了实时全息用于风洞流场显示研究可能出现的误差信及检定、消除方法。实践表明,配以适当的光源和显示、记录系统,实时全息一息干涉显示直接再现,现场可视、可调控,免除了实验的盲目性和大量的后续处理,便于灵活选用干涉项,在高速流场尤其是其它光学诊断方法举步维艰的强发光高温等离子体的瞬态及迅变过程的实时连续监测显示诊断研究中亦有一定的优势。现实实验过程中系统只要没有大的过阻尼     

基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。