跨音速翼型实验侧壁效应机理

 在西德宇航院跨音速风洞（TWB）进行的翼型油流实验结果表明,传统的关于侧壁效应的概念和理论只能适用于亚临界流动。超临界情况下,侧壁效应现象更复杂,影响更严重。实验中观察到的流油谱可分为五类。油流谱的发展规律说明侧壁干扰主要来源于侧壁边界层的位移效应。实侧壁“二元风洞”对跨音速翼型实验不能模拟真实情况。油流照片表明,即使风洞宽度达到翼型弦长的3.4倍,侧壁对中心截面的流动仍会有明显影响,侧壁抽气技术作为克服侧壁效应的手段是很有希望的。     

用粘性／非粘性相互作用法求解机翼跨声速分离流

提供了一种计算机翼的跨声速绕流的粘性／非粘性相互作用的计算方法,包括无粘流场计算,混合边界层计算及两者之间的相互作用,其中三维混合边界的计算包括了层流边界层,转捩区,湍流边界层和分离流的积分方法计算了,特别是在靠近分离的区域采用边界层反方法计算,无粘流场由全速势方程计算得到,通过粘流无粘流耦合迭代求得了Ｍ６机翼跨声速绕流的收敛解,与实验结果比较,吻合得较好,本方法能够计算出激波诱导分离泡和后缘分离     

侧壁抽气二元风洞的流场及最佳抽气研究

本文研究侧壁抽气对二元风洞流场的影响。根据质量守恒关系,阐明了侧壁抽气影响风洞势流的双重作用。除了改变侧壁附面层位移厚度从而影响势流的间接作用之外,侧壁抽气还有作为源汇分布影响势流的直接作用。后一个作用在过去尚未得到阐明。本文在这方面改善了原有的理论,给出了有侧壁抽气的二元风洞基本方程。在此基础上,进一步提出了最佳抽气的概念。在最佳抽气状态下,侧壁附面层扰动与抽气扰动相互抵消,从而可在二元风洞中实现无侧壁干扰的流动。文中还对实现最佳抽气的可能性进行了探讨。最后,提出了自适应最佳抽气的设想。