高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究

为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型,提高试验雷诺数,西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究。采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的三元计算方法,两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据。试验采用有对比试验数据的ＡＥＤＣＷＩＭ１Ｔ洞壁干扰测压模型,堵塞比为３．３８％。在所作的试验状态下其试验结果与ＡＥＤＣ４Ｔ     

运输机空投舱内压力动态变化数值模拟研究

运输机重装空投时,机舱横截面方向堵塞度较大,快速移动的空投物会造成舱内压力剧烈变化,甚至损害舱内乘员的身体健康,因此,有必要对运输机空投舱内压力的变化展开数值模拟研究。以运输机机舱内大型货箱在牵引伞拉力、重力、摩擦力以及气动力共同作用下 x 方向的变加速直线运动这一流固耦合问题为研究对象,基于运动嵌套重叠网格,对运输机重装空投前舱动态压力变化进行数值模拟,分析模型尺寸、来流速度、机舱堵塞度、投放位置等参数对舱内动态压力的影响规律,进而提出运输机重装空投风洞试验时与舱内压力相关的相似准则。结果表明：运输机执行重装空投任务时,空投物距离前舱位置越近,来流速度越大,堵塞度越大,空投时前舱动态压力变化越大,反之越小;风洞试验时,用空投前前舱压力值为参考量的舱内无量纲数是最准确、合适的舱内压力相似准则。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

控制机翼附面层分离的涡流发生器实验研究

本文在微型涡流发生器控制超临界翼型附面层分离实验研究的基础上,在低速风洞中研究了微型涡流发生器弦向位置和安装偏角对超临界机翼附面层分离控制效果的影响。研究结果表明,微型梯形涡流发生器对超临界机翼附面层分离的控制主要起减阻作用;其弦向最佳位置在分离线前约4倍涡流发生器高度之间;最佳安装角为35°。     

翼型极大迎角风洞试验技术研究

在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角（±180°）条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验。     

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究。结果表明：模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净。鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注。     

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。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

层流翼型转捩与分离实验研究

为满足型号研制的需要，针对层流翼型实验中出现的一些气动现象，对层流翼型的转捩与分离及其对翼型气动性能的影响进行了实验研究。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明：在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。