超音速进气道风洞多支点半柔壁喷管的设计

介绍了一种新型的多支点机械可调柔壁喷管，具体论述了它的设计原则，计算方法及所采取的优化措施，并说明了这种喷管的特点和优越之处。     

超音速风洞喷管壁面型线设计的特征线法

本采用索尔（sauer)法分析了二维喷管喉道区流场，得到了一条合理的初值线。在由特征线法确定初始膨胀区后，根据质量平衡的概念设计超音速风洞喷管壁面型线。本方法可供超音速风洞喷管壁面型线设计时参考。     

低速风洞收缩段的边界层修正

通过求解不可压雷诺平均NS方程对低速风洞收缩段边界层位移厚度进行了研究,分析了位移厚度的发展规律,给出了不同收缩段口径、不同收缩比、不同收缩段长度下的位移厚度图表,数值证明了通过对收缩段进行边界层修正,可大大提高风洞试验段流场品质。研究结果表明,收缩段的边界层分布呈现先厚再薄再厚规律;进行边界层修正时,可只对收缩段后半部分的型面进行修正,不影响修正效果;同一个收缩比下,不同收缩曲线可采用同一个边界层位移厚度分布进行修正,仍可得到满意结果;而且轴对称截面收缩段得到的结果也可应用于矩形截面收缩段。     

风洞地板边界层厚度控制新方法

本文介绍了一种风洞固定地板边界层厚度控制新方法。风洞试验结果比较表明,这种方法不但能显著降低地板边界层厚度,而且边界层控制装置对风洞气流干扰较小,流场较均匀,气流品质较好。与国内外现有的风洞地板边界层厚度控制方法相比,这种方法颇具特色。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果,汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验,为模拟大气边界层,实验段较长,实验模型放在实验段后部,为减小曲轴向静压梯度顶板同度分段可调,风速比航空风洞低,配置了建筑物测压和测力实验后所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明,该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

定常轴对称超音速喷管和超音速射流的计算

本文叙述轴对称超音速喷管和超音速射流的数值计算。内点用MacCormack有限差分格式,分步加粘性;边界用从特征关系列出的二阶精度格式;喷管口用Prandtl-Meyer流公式;射流边界用一个迭代过程确定。对有激波喷管和无激波喷管做了大量的数值实验,并作了比较和讨论,给出了三个喷管的计算结果。     

高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计

开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。利用构造的AQA分段曲线,分析喉道上游圆弧长度和喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函数的两种收缩曲线,借助控制参数使得出入口曲率半径任意可调。采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连续对于Cresci和Sivells喷管出口流场的影响。研究表明:喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致的关键;当无法保证喉道曲率半径连续时,应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小。     

二元风洞中的侧壁边界层堵塞效应

本文采用一种新的方法描述了二元风洞试验中侧壁边界层产生的堵塞效应；指出了堵塞效应的表现特征，进而建立了一个堵塞干扰相似律。该相似律有助进一步了解侧壁边界层塞效应的本质，实现合理的堵塞效应修正。     

超音速边界层转捩的数值预计

本文对Wilcox和Traci提出的湍流模型进行了合理的改进,使改进后的湍流模型既适用于转捩的后阶段也适用于转捩的初始阶段。对于零攻角圆锥超音速绕流的边界层转捩,本文作了系统的数值实验。数值计算结果与风洞实验数据比较,在各主要方面二者符合的程度是令人满意的。     

超音速两相流喷管分析

为模拟高速飞行器所遇到的粒子侵蚀问题,计算分析了高温超音速气-固两相流喷管,在我国现有电弧加热器的运行参数范围内,分析了气流参数、粒子参数以及喷管几何形状对粒子加速和加温过程的影响,最后给出了此类装置的最佳设计参数。本文根据合理的假定,采用简单的物理模型,使用通用的计算机子程序,给出了一种简化的工程计算方法,使其更适合於实验工作者简便、快速、实用的要求。本计算结果与文献结果相一致。     

高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估

层流喷管作为高马赫数低噪声风洞的核心部件,对风洞性能起决定性作用。本文概述了高马赫数低噪声风洞层流喷管的2项关键技术,即喉道前边界层抽吸控制与亚跨超段衔接型线匹配设计技术研究现状,研究了基于喉道上游边界层抽吸的喷管亚跨超段一体化设计方法和基于数值方法的喷管转捩预测技术,可指导高马赫数低噪声风洞的研制。     

风洞模拟近地面大气边界层

本文通过大气边界层风洞的模拟实验，介绍一种在风洞中模拟近地面大气边界层的方法。根据大风地区的现场实测资料，对大气的风剖面及湍流度等有关参数，提出了一些特殊的要求。常规的模拟方法难以保证与实际风环境的相似，为此专门研制了一种在保证平均风剖面相似的前提下，可使气流产生大湍流度的装置，简称湍流度调节器。通过对模拟边界层的平均风速，湍流度及风速谱的测量分析，证明与实际风区大风环境的风结构相当一致。为解决实     

大气边界层风洞流场特性的模拟

风洞中大气边界层模拟的准确度是保证风洞试验结果准确度的重要因素。本文采用了一种新型曲边梯形尖塔,并结合粗糙元等被动装置对风洞大气边界层模拟进行了研究,模拟出我国规范中的A、B、C和D类四种地貌并将结果和已有的研究结果进行比较。结果显示：所采用新型结构尖塔可以显著提高风洞大气边界层中部以上高度的湍流度,整个湍流度剖面基本覆盖了西方主要国家规范对此项指标的建议值。文中还调试出平均风速剖面不变而湍流度分布可变的流场,为开展相关的结构抗风研究奠定了基础。     

亚,跨,超音速风洞控制系统

利用ＰＣ总线工业控制计算机及有关功能组件，组成ＨＧ－４亚、跨、超音速风洞控制系统，实现超音速总压Ｐ０及亚、跨音速马赫数Ｍ自动调节，进一步提高吹风进程自动化。     

二维超音速激波风洞及其应用

简述了二维超音速激波风洞的设计要点和性能,并给出在该风洞中低凸台诱导激波和湍流边界层相互作用的实验结果。实践表明：在被驱动段和喷管之间安装一个前缘光滑的矩形剖面短管道;并将二维喷管精加工成型,就能获得实验所需的均匀超音速气流。     

超声速连续风洞喷管启动过程分析

为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况,采用数值计算与风洞试验相结合的方法,对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明,喷管非定常启动过程可分为"初始蓄气"、"激波串推进"、"核心流推出"、"准稳定增压"四个阶段。其中,"初始蓄气"阶段,气体总压在收缩段不断增加,马赫数在喉道附近逐渐增大;"激波串推进"阶段,激波串结构形成并逐渐向下游推进;"核心流推出"阶段,核心流部分推出边界,但流场结构变化缓慢;"准稳定增压"阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上,且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致,但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析,进一步说明了各阶段流场特点,并指出对"核心流推出"和"准稳定增压"阶段采用定常分析方法的必要性。     

1.8米风洞喷管内壁的电铸制造

风洞喷管内壁(以下简称喷管)是风洞的关键部件之一。它要求内表面有高的尺寸精度与表面光洁度,通常用机加工组合或整体电铸的方法制造。这两种加工方法相比,整体电铸法具有内表面尺寸精度高、表面光洁度好、没有连接缝等优点,从而可以得到高质量的气体流,喷管的纵向温度梯度也小。据报导