翼型低速动态测压试验洞壁干扰修正方法研究

翼型在风洞中进行非定常试验时,为了从试验中获得精确的气动数据,需要对风洞洞壁干扰进行修正。采用一组几何相似大小不同的 NACA0012 模型,在西北工业大学 NF-3 风洞中开展翼型低速动态测压试验;提出将相同无量纲动态参数下的不同尺度模型试验结果线性插值到 0 尺度求取动态试验洞壁干扰的方法,并采用风洞试验结果对动态试验洞壁干扰进行评估和修正。结果表明：本文提出的洞壁干扰修正方法符合实际需要,能够为动态试验风洞洞壁干扰修正提供参考和思路。     

高速风洞大迎角壁压修正法的实验验证

本文介绍一种改进的高速风洞大迎角壁压法，本法不仅计算风洞干扰速度分量在模型区内的分布及平均值，而且进行了模型气动力和力矩的修正。在力和力矩修中考虑了洞壁干扰量分布不均匀的影响。用本法对Ｍ〈０．９的实际飞机大堵塞化模型大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算，修正结果令人满意，初步解决了迎角风洞实验洞壁干扰修正中最困难的力矩正问题，由于使用壁压数据进行修正，本法可用于各种透气壁或实壁风洞。     

壁压法应用于高速风洞大迎角实验洞壁干扰的修正

本文提出了一种以洞壁附近控制面上实测的静压分布作为边界条件进行高速风洞大迎角实验洞壁干扰修正的方法。文中介绍了壁压测量、洞壁、模型及尾流的模拟等关键技术。一个实际算例表明本方法较为准确可靠,可应用于模型堵塞度不太大、迎角α≤25°、洞壁附近流动为亚临界的矩形透气壁试验段洞壁干扰的修正。     

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

 用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞     

分段可变开闭比壁板在高速二元试验中的应用

引言对于高速高升力的超临界翼型及自然层流翼型在一般风洞试验中试验时,洞壁干扰严重存在。洞壁干扰表现的结果是使翼型升力系数降低,迎角的洞壁干扰修正量约在1°的量级,可见洞壁干扰不容忽视。目前民用客机的发展急切地需要风洞试验提供更为准确的试验数据,用以减小或消除翼型试验中的洞壁干扰,改变风洞试验段壁板沿轴向的透气率分布也是减小洞壁干扰的途径之一,使用沿轴向分段可变开闭比壁板减小洞壁干扰具有对风洞改动小,易实现、不影响正常生产性常规试验等特点,可以在很大程度上解决实际问题。     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Ｅｕｌｅｒ方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和ＳＢ－０３模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

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。     

高速风洞洞壁干扰减小与修正研究

亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院ＮＨ－１高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰，然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法，对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正，将修正结果和ＮＡＳＡ的非线性修正法结果。自修正风洞实验结果及无洞壁干扰的Ｎ－Ｓ方程计算结果进行了比较。结果表明，本文的修正方法结构正确，而计算量远     

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。     

一种高速风洞三维洞壁干扰壁压信息修正法

给出以壁压信息法为基础的高速风洞三维模型试验洞壁干扰修正方法。该方法要求洞壁附近为亚音速流动,但允许模型附近出现超音速区及激波。方法可用于各种通气壁或实壁风洞的亚跨音速试验。最后对四个模型在三种试验段中的二十多种试验进行了修正,其结果和NASA非线性修正方法的结果吻合得很好。     

壁压信息法低速大攻角洞壁干扰修正

 本文将壁压信息法用于实壁低速八角形风洞,获得了一个三维模型大攻角实验洞壁干扰修正结果;给出了处理八角形风洞切边效应的方法;研究了等效奇点配置诸因素（数目、展宽、后掠角和攻角）的影响;讨论了不同等效奇点布置对修正结果的唯一性问题;研究了壁压条形状及测压点布置对修正结果的影响。     

跨音速自适应风洞的任意初始壁方案

提出一种新的二维柔壁自适应风洞进行跨音速三维模型实验时,基于任意初始壁状态的洞壁调整方案,讨论了在较高跨音速实验Ma数的实验条件下,采用洞壁预调效应处理的洞壁自适应方案的实验结果。     

降落伞风洞试验中的几个主要问题

初步总结分析了我国低速风洞降落伞试验中的主要问题,并提出了具体解决办法。得到:开伞动态试验洞壁干扰影响可忽略不计:“无限质量”条件下风洞试验不能准确确定某些伞型的最大拉直力:伞稳态试验的洞壁干扰不能用常规或Maskell方法修正,用壁压信息法可得到准确的修正结果;应用不同测力方法测量时所得稳态结果差异较大;在水平风洞中进行稳态试验须导向定位以消除偏角等结论。此外,对伞的稳定性与横向载荷测量提出了具体实施方案。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0．55m×0．4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0．55m×0．4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高，其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备，对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正，获取干净、可靠的风洞试验基准数据，为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时，尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果；在试验包线范围内，洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小；试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显，马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右，焦点前移0.021 b_A，需进行相关修正。     

大攻角试验半经验壁压信息洞壁干扰修正方法

提出用壁压信息洞壁干扰修正法,确定出大攻角典型试验状态的半经验修正系数,用它修正外形近似的模型大攻角试验其它状态的洞壁干扰。这样,模型大攻角试验的洞壁干扰修正既能接近壁压信息修正法的准确结果,又能如半经验修正方法那样简便。经两组模型试验数据验证,结果满意。     

跨音速翼型风洞缝壁开度选择初探

对跨音速风洞洞壁干扰问题的研究由来已久。经典的洞壁干扰理论是以考虑压缩性影响的线化亚音速理论为基础的。将此线性理论用于跨音速风洞,存在着根本缺陷。另一方面,由于人们缺乏对透气壁流体流动及粘性损失特性的足够了解,过去的干扰修正理论都只能基于半经验的均匀线化边界条件。随着计算流体力学的迅速发展,出现直接求解跨音速非线性方程确定洞壁干扰的方法,但这类方法,由于使用均匀线化边界条件,其适用性仍十分有限。     

三角翼过失速非定常洞壁干扰修正

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好