加强过程控制提高风洞实验质量

结合风洞实验的过程控制,概述了过程方法的内涵、风洞实验过程的三个阶段、风洞实验过程控制的要点以及实施规范化管理和落实岗位责任制的看法和建议。     

风洞实验的过程控制

本文简要叙述了对过程方法的理解和认识。主要结合风洞实验的过程控制，描述了风洞实验过程的三个阶段及其过程框图，重点阐述了风洞实验的过程控制要点，结合实际对做好系统地识剐和管理所应用的各具体过程、对过程的关键活动实施有效的控制，对过程运行实施规范化管理和落实岗位责任制等方面的工作谈了一些认识和体会。     

八项质量管理原则在风洞实验中的应用

八项质量管理原则是进行质量管理的基础,在风洞实验中,只要将八项质量管理原则贯彻落实到风洞实验的全过程,加强对风洞实验的过程控制,就能保证实验质量。提高经济效益,增强组织的核心竞争力。     

质量管理原则在气动院的应用

ISO9000标准中的八项质量管理原则是进行质量管理的基础,在风洞实验中,只要将八项质量管理原则贯彻落实到质量管理的全过程,加强对风洞实验的过程控制,就能保证实验质量,提高经济效益,增强气动院的核心竞争力。     

高温燃气流风洞非稳态运行过程实验和数值模拟研究

针对热考核用高温燃气流风洞运行过程中的非稳态过程开展研究,采用风洞实验与数值计算相结合的方法研究了风洞整体起动、扩压器背压抬升、关机三种过程中喷管、实验舱和扩压器内瞬态流动特性。实验结果揭示了燃气风洞诸多有趣的瞬态现象,且披露了一手实验数据。而通过数值计算能较好地复现上述瞬态现象;借助数值计算能合理地解释试验现象产生的原因;还能捕捉实验中无法观测到的现象;此外还评估了该风洞扩压器的抗反压裕度在10kPa以上。因此,数值方法是研究大型燃气风洞瞬态流动特性最重要的辅助手段。该研究可为类似风洞运行调试提供借鉴,并为风洞实际运行提供数据支撑。     

脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa~3 kPa的多种工况测压、纹影实验。实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。     

低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究

介绍了在国内第一个全新设计的0．55m×0．4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析。在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标。测试结果表明：采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法。实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义。     

用于高温测量的红外热成像技术

用于高焓风洞实验中模型表面温度测量的CCD红外热成像系统，测量范围1000－3500K。笔者介绍系统原理和标定过程，并给出了初步风洞实验结果。通过与红外高温计测量结果的比较分析，验证了该系统的可靠性和实用性。系统的研制成功为地面防热；热结构实验中模型表面温度测量提供了先进的手段。     

NF-3风洞螺旋桨实验段的声学改造

在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上，结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验，对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明，改造的效果令人满意，NF-3风洞已初步具备声学实验能力。     

华中科技大学Φ0.5m马赫6 Ludwieg管风洞设计与流场初步校测

高超声速风洞是研究高超声速空气动力学关键问题的重要手段，但是常规高超声速风洞建设和运行成本偏高，不利于深入开展高超声速飞行器部分空气动力学基础问题研究。本文以低成本研究型高超声速风洞设计为目标，基于Ludwieg管设计原理，开展了Φ0.5 m口径马赫数6高超声速Ludwieg管的气动设计。首先采用数值手段对储气段、快开阀以及Laval喷管设计进行了分析，重点关注了采用弯曲储气段的Ludwieg管风洞非定常启动过程，之后使用皮托耙和皮托管等对风洞实验段的自由来流进行了初步校测。结果表明，采用快开阀主控的Ludwieg管高超声速风洞可以获得良好的流动品质，弯曲储气段虽然会影响膨胀波系的传播强度，但对其传播速度以及风洞的流场品质影响不大；风洞初步校测的数据显示，该风洞的来流马赫数分布品质优良，且来流压力脉动幅值低于德国与美国同类管风洞。该研究为设计低成本、大口径、研究型高超声速风洞提供了参考，可服务于高超声速空气动力学关键气动问题的实验研究。     

关于提高低速风洞实验准精度问题

本文给出了DBM-01标模在DFVLR Gttingen 3米×3米低速风洞和CAE HARI 2.5米×3.5米 低速风洞对比实验的主要结果,并与国内规定的“标准参考曲线”和NACA TN 4041-4042的结果作了比较;分析了影响低速风洞实验数据准精度的主要因素;针对国内低速风洞现状,提出了提高低速风洞实验数据准精度的主要措施。 本文认为,应该立足于发展实验设备和测试技术,采取如下措施:即使用尾撑系统、盒式应变天平、实时测量的模型姿态角度仪和精良的数据采集和处理系统,才可能使国内低速风洞实验的准精度有一个实质性的明显提高。     

结冰环境下结冰/除冰过程的气动参数测量实验技术

采用结冰风洞实验方法,在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平,获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略,单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中,圆柱模型阻力系数随时间不断增大,呈现出近似线性增长趋势,而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中,前缘冰壳滑动改变了姿态,会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化,其对气动性能的影响难以预测。      

计算流体力学在气动-声学风洞设计中的应用

传统的气动-声学风洞设计一般参考现有风洞设计经验和沿用工程估算方法,风洞各主要部件的设计依据均来自前人大量实验的归纳统计结果.本文使用计算流体力学方法(CFD)对气动-声学模型风洞流场进行模拟,得到最大喷口速度下,流道各部件压力损失系数和关键截面的流场分布.结合模型风洞实验结果,比较了某一速度工况下,实验段轴向静压系数变化和收集口出口的速度分布.CFD结果与模型风洞实验结果的一致性,表明CFD作为一种新方法,能够应用于气动-声学风洞设计中.     

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。     

柔性自适应壁风洞的翼型实验技术

给出一种新的二维跨音速柔性自适应壁风洞实验迭代方案,计算方法和实验验证结果。根据实验时实验段上下壁和模型上下表面实测压强分布对风洞内、外流场进行非线性数值模拟;计算流线化壁面的形状,进行自适应实验。用该迭代方案,在堵塞比ε=8％,实验段高与翼型弦长比值H/c=1.5情况下,对NACA-0012翼型进行了高亚音速验证性实验。实验结果与国外大风洞无干扰实验结果吻合很好。实验时迭代次数仅需1～2次。实验结果展示了自适应壁风洞实验技术用于翼型跨音速实验的前景。     

对风洞实验数据精准度的要求

本文首先简述了风洞实验数据精确度对飞机性能的影响，然后，介绍了国内外风洞实验数据精确度标准，最后，给出了国内外风洞实验数据精确度与该标准的比较。     

多种新编程技术在风洞实验测控系统中的实现

结合烟台某学院风洞实验软件的研制和开发这一实例 ,详细阐述了开放式软件框架 ,虚拟仪器仪表 ,组件结构的软件编程思想 ,信号动态时间历程的显示等多种新技术在风洞实验测控软件和数据处理软件中的应用情况 ,并论述了这些新技术为风洞实验软件的研制和开发带来的诸多优越性。     

风洞风扇桨叶低噪声优化设计及实验研究

风扇噪声是风洞中最主要的噪声源.高噪声不仅会对风洞中的实验结果不利,影响实验结果的可靠性和精确性,而且还会带来严重的噪声污染.因此,对风洞风扇桨叶进行低噪声设计研究具有十分重要的意义.主要研究了风洞风扇桨叶的低噪声设计,采用工程估算法与试验结合的方法对风洞风扇噪声情况进行分析.以某翼型桨叶为研究对象,通过修改叶型尾缘厚度对风洞风扇进行了低噪声优化设计.     

高超声速边界层转捩实验综述

高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布,对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多,研究人员对于转捩过程的认识并不透彻,阻碍了先进高超声速飞行器的设计。地面风洞实验作为高超声速空气动力学设计的重要手段之一,在可预见的将来仍是研究高超声速边界层转捩不可或缺的方法。本文以高超声速边界层稳定性与转捩的风洞实验为重点,按照边界层自然转捩的发展过程,分别回顾了国内外在边界层感受性问题以及线性化阶段风洞实验研究的现状,文章最后总结了风洞实验在未来高超声速边界层转捩研究中的工作与意义,并针对未来的实验研究给出了几点建议。     

Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术

Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流,被广泛用于高超声速(马赫数6及以上)基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及,但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见,制约了实验人员对超声速空气动力学问题的研究。本文以拓展德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg管风洞到马赫数3流域为例,详细介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的设计技术。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞在传统Ludwieg管风洞的结构基础上额外引入一个Laval喷管(第一段Laval喷管)和稳定段,并重新设计试验段对应的Laval喷管(第二段Laval喷管),最终获得超声速流动。文章首先介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的空气动力设计原理;之后分别介绍了不同部件在这种风洞上的优化设计方法;最后,针对这种风洞的独特设计特点,对其将来的发展方向以及科研应用背景进行了展望。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞基于常规的Ludwieg式管风洞改建而成,在继承原Ludwieg管风洞优点的同时,以极低的成本拓展了原风洞的运行速域,极其适合高校和科研机构用于开展超声速空气动力学的基础实验研究。