飞机加改装部件绕流脉动压力研究

现役飞机的加改装或改型 ,是赋予装备新功能、提高装备性能和综合战斗力的一条快速、有效的途径。在加改装工程中,防止发生加改装部件的结构振动是一个较为突出的技术难点 ,而导致飞机部件结构振动的主要激励源之一是其绕流产生的非定常气动载荷。描述了飞机加改装部件绕流的典型流态及其脉动压力的主要特点,提出了加改装部件外形的综合优化设计方法,介绍了绕流脉动压力风洞实验数据与飞行实测数据间相关性研究的主要结果。     

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小;校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

主动来流条件类平板断面气动力荷载效应分析

利用日本宫崎大学11×9多风扇主动控制来流风洞和高精度动态天平测力设备,测量了类平板断面在正弦风波来流条件三分量气动力荷载,比较了不同来流平均风速、波动幅值、脉动频率和积分尺度等参数条件下类平板断面荷载效应。报导并证实了大气边界层物理风洞固定壁面边界反射效应所产生的倍频放大效应;在获得并验证正弦风波加载离散频率荷载效应可线性迭加的有效频段区间内,初步比较了来流积分尺度和风速湍流度效应对于气动荷载效应的影响,阐明典型节段模型风洞试验结果与传统随机抖振气动力理论的差异。     

风洞试验中测压管路信号畸变及修正研究

采用分布摩擦模型和试验方法分析了简单测压管路系统的信号畸变,分析了数学方法和机械方法修正测试信号的优缺点;讨论了不同参数对管路系统传递函数的影响,同时说明了试验中常见管路连接、弯折、挤压对管路系统的影响,提出了合理利用管路共振效应提高测试数据信噪比的思想,并基于此提出了管路系统的选择及定量的评价准则。结果表明：采用分布摩擦模型理论修正测压管路系统脉动畸变信号是可行的;管路等内径连接、轻度弯折、轻度挤压不会对管路的传递函数造成影响;通过笔者提出的定量评价标准可以高效的选取合理的管路长度。     

刚性模型风洞试验确定大跨屋盖结构风振系数的多阶模态力法

风流经过大跨屋面时,由于气流分离在屋面的大部分区域产生强大的吸力,并引起柔性屋面结构的振动,因此大跨屋面结构抗风设计需考虑风振响应和风振系数.本文根据振型迭加原理,提出了利用刚性模型风洞试验确定大跨度柔性屋盖结构风振响应和风振系数的多阶模态力法,并推导了风振响应和风振系数的计算公式.该方法可以考虑高阶振型的贡献.通过与气动弹性模型风洞试验结果以及直接时程法相对比,发现多阶模态力法能够得出令人满意的结果.     

亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

在高速风洞中对某武器舱舱门打开状态下,舱内的静压分布和脉动压力特性进行了试验,并对空腔前缘多孔扰流板和前缘吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。试验马赫数为0.75,武器舱长度为300 mm,长深比为3,宽深比为1。试验结果表明该武器舱基本构型顶部沿着流向的压力分布比较均匀,脉动压力监测点的频谱特性表现出明显的模态特征,为开式空腔流动类型,而且在所研究的范围内受飞机迎角变化的影响很小。在典型的飞机迎角下,前缘多孔扰流板流动控制方法可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑多孔扰流板对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,高安装高度、短展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。在典型的飞机迎角下,前缘吹气流动控制方法也可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;吹气位置、吹气流量为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑前缘吹气对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,大的吹气流量、短的展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。     

伞形膜结构组合屋盖风荷载特性的风洞试验研究

结合井冈山机场航站楼的风洞试验,分析了伞形膜结构组合屋盖平均风压与脉动风压的分布特性,并从平均风压与脉动风压相关性的分析中讨论了准定常理论的适用性,同时探讨了脉动风压的概率分布,并对峰值因子的取值提出了建议,论文提出对不同紊流区应分别对待的观点,获得了可用于指导一般伞形组合屋盖结构抗风整体设计和局部设计的规律.     

北大体育馆屋盖的风荷载及周边建筑干扰影响的试验研究

结合北京大学体育馆屋盖结构的风洞模拟试验,分别考虑了有无周边建筑两种情况下的风压分布。以屋盖上的平均风荷载和脉动风荷载为研究对象,对屋盖上的风荷载特性和周边建筑的干扰影响进行了详细的分析。得出的主要结论:上游建筑物的干扰一般会减小屋盖上的平均风压,增大屋盖上的脉动风压,且对迎风前缘的影响比对其他部位的影响大;周边建筑物的布置,也有可能产生"兜风效应"从而显著地增大风压;周边建筑的影响使风压分布更加分散,脉动风荷载对于总的设计风荷载来说不能忽略。     

光学压力敏感涂料测量技术及其在内流场应用

本文介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果。在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚音速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚音速叶栅风洞中进行了同步测量。光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平。     

建筑风环境风洞试验中风速探头的研制与应用

研制简易风速探头并通过风洞试验研究探头的气动力特性,为探头的推广应用奠定基础。基于Irwin提出的风速探头原理,研制了用于建筑风环境风洞试验的简易风速探头,对风速探头压力测试结果的影响因素进行了试验分析,并对探头进行了标定,给出了不同高度风速探头的标定系数,同时对湍流场中不同风速下的测试精度和探头间干扰效应对测试精度的影响作了试验分析,最后对一典型小区进行了风环境测试分析。研究结果表明：所研制的简易风速探头对平均风速有较高的测试精度,能够用于建筑风环境风洞试验。     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象,分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性,建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法,测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线,基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台,制定了多级冗余防喘振控制策略,并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度;流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001,防喘振控制的重复性精度为0.003;实现了喘振工况的实时判别和自动控制,有效避免了喘振的发生.      

复杂大跨屋面脉动风压风洞试验研究

介绍了复杂大跨屋面的脉动风压风洞试验研究方法和广州国际会议展览中心屋面脉动风压风洞试验的结果，并对结果进行了分析。分析表明：风压系数平均值分布规律性明显，能体现屋面流场分布情况；均方根值则在一定程度上反映出气流分离和旋涡脱落情况。复杂大跨屋面上表面主要分布为负压，迎风边缘及突出部位较大，低凹处及尾流区域较小；下表面风压分布具有钝体外形的特点，内压的大小与开门状态有关。     

光学压力敏感涂料测量技术及其 在内流场的应用

介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果.在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚声速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚声速叶栅风洞中进行了同步测量.光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平.      

小展弦比飞翼标模 FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究

为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解 N-S 方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma ＝1．0左右达最大,经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果,与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。     

2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现

2m×2m超声速风洞是一座大型引射下吹式风洞,总压控制具有非线性、时变、大滞后特性,引射器和主调压阀同时运行时存在一定的耦合特性。为了满足风洞试验对总压控制精度和收敛速度的要求,对不同马赫数试验条件下,风洞流场启动和串级智能稳定控制策略进行了深入研究,并在调试过程中对控制方法进行了验证,控制结果达到风洞指标要求。     

结冰风洞水滴直径标定方法研究

过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法。该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到撞击极限随水滴直径变化的关系曲线,在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的水滴撞击极限,通过在撞击极限与水滴直径关系曲线上进行插值,进而得到实验水滴直径大小。采用该方法对0.3m×0.2m结冰风洞内的水滴直径进行了标定,分别计算和测量了25m/s和35m/s两种速度条件下的水滴撞击极限,得到的水滴直径值相差不超过1μm,初步说明该方法的合理性。同时,对于结冰风洞内水滴粒径多尺寸分布的情况,还提出了相应的标定其容积平均直径MVD的方法,该方法在计算水滴收集率的基础上,通过测量驻点处的结冰厚度,实现对MVD的测量。采用本文提出的两种方法进行结冰风洞水滴粒径标定,只需要一般的长度测量工具即可进行,操作方便,成本低廉,克服了常规的水滴直径测量或标定需要专门设备的不足。     

低速实壁风洞壁压信息洞壁干扰修正法

本文简要介绍、推导了低速实壁风洞洞壁干扰修正壁压信息矩阵法的出发方程组及其具体的解,给出了试验结果修正公式及本文方法的数值模拟检验和模型试验检验结果与分析,并对模型后掠角、攻角,模型安装偏离风洞轴线的影响,洞壁干扰轴向迁移加速度效应的修正和试验段长度影响等问题作了计算、分析和讨论。     

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞13-2标模气动力测量结果的不确定度。采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数。计算结果表明：皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量。     

体育场看台挑篷的风荷载及干扰效应分析

针对一个典型的体育场看台挑篷,进行了刚性模型风洞试验,确定其平均风压和脉动风压,通过对挑篷升力系数的讨论,分析其上下表面风压和风压合力的分布规律.并考虑临近山体对挑篷的气动干扰,分析有、无干扰体情况下升力系数的不同分布规律,采用干扰因子对比分析山体对左右两个挑篷风压的影响,同时采用脉动干扰系数来分析干扰对挑篷脉动风压的影响,得出一些具有重要参考价值的结论.     

低速风洞试验腹撑支架干扰分析

支架干扰修正在风洞试验数据修正体系中是很重要的环节,支撑系统对整个风洞流场的干扰是不可避免的,有些气动数据的测量值甚至会严重偏离真实结果,所以支架干扰修正方法一直是风洞数据处理的关键。常规的低速风洞试验一般采用腹撑支杆,对于支架干扰的修正一般采用试验映像两步法。对某型运输飞机低速风洞试验的支架干扰修正进行分析,数值模拟了支架对风洞流场环境的影响,研究了现行风洞数据支架干扰修正体系。