声学风洞的设计

介绍声学风洞设计理论，重点阐述流场和声场以及声学测量中值得注意的一些问题，包括；声学风洞的定义；低速声学风洞和高速声学风洞的特点，关于设计方法；全新声学风洞的设计和常规风洞改造成声学风洞，设计遇到的声折射、声散射、流动振荡，消声大厅的回流，频率范围以及风扇叶片的失速问题；试验段的霍尔数以及提高霍尔数的方法；风洞消声器及降低风洞背景噪声的方法。本文还以ＮＨ－２风洞为例，简单讨论了常规风洞改造成声学风     

0.6m跨超声速风洞新技术改造后的试验段

阐述了ＦＬ－２３风洞新试验段设计的主要内容及技术指标,试验段的主要外形几何参数以及模型天平投放四自由度机构的性能等,同时还列出了调试结果及试验段的技术优势。     

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。     

连续式跨超声速风洞热交换器设计技术初步研究

以0.6m连续式跨超声速风洞为应用背景,通过工程计算得出椭圆翅片管式热交换器的初步结构,并利用数值模拟手段详细研究了结构参数、管束材料以及流动条件对热交换器性能的影响。结果显示:换热管束的排列方式和尺寸对热交换器性能影响很大;选用高导热率的材料制作翅片,会在基本不改变压损性能的情况下大幅提高热交换器的换热系数。建立了一组方便简洁的理论公式计算热交换器出口气流温度分布,且理论计算和数值模拟结果符合良好。发现通过合理布置冷却水的流动路线,可以使热交换器出口气流具有较好的温度均匀性。     

降低0.6米×0.6米跨超声速风洞气流噪声的研究

0.6米×0.6米跨超声速风洞(FL-23)是一座直流暂冲式风洞,该风洞阀门引起了很高的气流噪声。在阀门与稳定段之间加了降噪装置后,该风洞气流噪声大幅度下降,其值达到国内外暂冲式风洞最低水平。本文介绍了该风洞所用的降噪装置,给出了加降噪装置前后的噪声特性,并与国内外有关风洞的噪声特性作了比较。     

提高大迎角跨声速风洞实验堵塞度的有效途径—采用低超声速喷管

本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管,解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。低超声速喷管可以在大堵塞的实验条件下,形成稳定的低超声速流场,消除风洞在大堵塞度实验时的马赫数空白区,从而使风洞的允许实验迎角和堵塞度范围增加一倍,并且能确保流场达到使用指标。模型实验结果和同一尺寸的模型在口径大一倍风洞中实验结果基本重合。     

跨超声速风洞大开角段设计技术研究

跨超声速风洞大开角段设计技术研究对于提高大开角段的安全性能与改进稳定段入口气流质量有着重大意义.由于影响大开角段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高.本文通过数值模拟方法,结合适当的边界条件,对不同参数的大开角段进行了模拟,从数值模拟的结果可以看到,孔板开孔率和扩开角对大开角段性能有显著影响,通过比较得出了较为合理的参数匹配.这表明本文所用的方法用于大开角段气动设计是可行的,这为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件.     

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。     

φ5m立式风洞结构设计

φ5m立式风洞是我国第一座大型立式风洞。开口单回流形式且垂直布置的大尺寸风洞结构是该风洞的显著特点,也是该风洞与常规低速风洞结构的重要区别,笔者针对φ5m立式风洞垂直布置的结构特点主要介绍了该风洞的结构设计概况。该风洞采用钢结构、玻璃钢结构和砼结构相结合的混合结构形式,较好地解决了洞体整体稳定性、洞体悬臂结构的支撑、第一扩散段悬置、大型结构构件的安装、定位和联接、大型设备（特别动力电机）维护保养等问题。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0．6m×0．6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。     

1．2m跨超声速风洞超扩段栅指控制系统

对1．2m跨、超声速风洞栅指M数控制系统作了较为详细的介绍，包括硬件系统的设计、硬件配置、功能选择和软件设计，以及本系统与风洞总压控制系统的连接和通讯，最后给出了1．2m跨、超声速风栅指M数控制系统的调试结果。     

2m超声速风洞总体结构设计

＂高速化＂、＂精确化＂是未来飞行器一个极为重要的发展方向,是提高飞行器效能的有效手段,而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞。目前我国现有的超声速风洞设备尺寸和试验模拟能力还有很大不足,主要体现在真实模拟、模拟能力、精确测量等方面。在这种背景下,开展了2m超声速风洞的建设,笔者针对风洞的特点主要介绍结构总体设计概况。该风洞为下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构,主要涉及风洞总体布局、模型更换方式、支座布局、风洞洞体各部段间连接、密封和定位、风洞洞体的强度和刚度、洞体水压试验等问题。     

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。     

高速列车转向架区域气动噪声风洞实验研究

转向架区域是高速列车最主要的气动噪声源.通过风洞试验的方法,测量了1:20转向架区域的舱内气动噪声和压力,分析了动车转向架、拖车转向架舱内气动噪声和脉动压力的速度标度律,及其随雷诺数的变化规律.结果表明:近场气动噪声标度律分析可以区分转向架舱内湍流脉动压力和声压,舱内湍流脉动压力能量随速度的3.2～3.9次方增加,声压级随速度的6～8次方增加,两者的分界线频率,转向架舱后壁高于舱顶部.气动噪声为具有多个峰值的宽频带噪声,频率不随雷诺数变化的峰值噪声由声共振导致,频率随雷诺数增加而增大的峰值噪声为气流冲击轮对下部导致.转向架区域的气动噪声的峰值频率与转向架舱、轮对尺寸有关,宽频带噪声受转向架形式影响.该研究结果可为理解转向架区域气动噪声源特性及降噪控制提供理论和数据支撑.     

超声速风洞模型冲击载荷抑制装置设计

为降低暂冲式超声速风洞起动/关车过程中冲击载荷对试验模型和测量天平带来的风险,设计了一套冲击载荷抑制装置。装置由上下作动机构和平板等结构件组成,通过有限元方法对四连杆作动机构进行了受力分析,验证了结构的强度和刚度可靠性。开发了伺服控制系统及软件,结合结构动力学分析确定了控制系统参数,设计了与风洞试验过程兼容的抑制装置工作流程,定制了可视化软件界面。从结构稳定性和抑制效果两个方面对装置进行了试验验证,结果表明该装置对法向力和俯仰力矩受到的冲击载荷抑制效果较好,降幅分别可达78%和77%。     

基于实验的跨声速风洞试验段噪声机理研究

风洞试验段噪声(压力脉动)是评价风洞流场的重要指标之一,过强的噪声不但大大降低采集数据的精度和准度,同时会激起模型以及风洞部件的抖振响应,对材料造成严重的疲劳损伤,这一问题在跨声速风洞中犹为突出。本文从试验段噪声的成因展开论述,包括一般风洞中的共性问题和跨声速风洞中的个性问题;进而结合风洞实验对不同的试验段壁板型式、模型支架等的发声规律进行了探讨,并分析了各组分对风洞试验段总噪声水平的贡献。     

有限元分析法在风洞天平中的应用

把有限元法应用到风天平结构设计,对其整体结构进行了计算,得出了风洞天平各种载荷作用下的应力场。根据计算结果,可以准确地发现截面的应力集中程度和弹性元件所在截面提了大应力部位,最终为确定各个载荷分量之间的相互干扰及弹性元件的测试点提供可行的依据,本文主要对轴向力元件进行一些探讨。     

现代航空声学风洞及其声学测量技术

论述了航空声学试验的必要性；阐述了大型航空声学风洞的发展；指出了航空声学风洞的特点；简述了航空声学风洞中的声学测量技术的发展。