高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

全程氦气增压的试验研究与应用

论述氦气的传热、节流、扩散、多变膨胀等的传输特性,以及氦气特性的试验研究结果,获得了大量的氯气使用性能资料和经验,为某型号三级首发采用全程氦气增压提供了依据.介绍系统研制与应用中,以空气代替氦气进行调试、然后用氦气校验的方法,并以空气或氮气代替氦气进行系统气密性检查,仅发射前用氦气充填增压气瓶和自动增压贮箱到额定压力,使型号研制大大地节省氦气用量和费用,为运载火箭和航天器应用轻型增压系统提供了资料和经验.     

颤振逼近和退出方法的研究

本文介绍了风洞颤振试验时颤振的逼近和退出的方法。此方法是保持马赫数为常值，逐步增加前室总压来逼近颤振点，一旦模型出现颤振，快速拉小风洞第二喉道面积并紧急关车（快速关闭调压阀和启动阀），从而快速降低速压及马赫数，使模型快速安全地退出颤振。本文也给出了用此方法对歼八飞机单独机翼模型在ＦＬ－１风洞中进行颤振试验的结果。同时对其它几种退出颤振的方法进行了分析比较。     

风洞高次曲线收缩段壁型及其性能

介绍的五次曲线收缩段壁型是一种新型风洞壁型，与通常采用的壁型相比，具有边界层厚度薄，流场湍流度低，气流均匀性好等综合效果，该收缩段壁型有推广价值。     

风洞红外热成象实验技术的初步研究

本文介绍风洞实验红外热成像测技术的工作原理，特点和在西北工作大学速翼型风洞和低湍流度风洞应用红外热像仪诊翼型边界层转捩与ＣＦＤ和热线风速仪测量结果的比较和分析。     

喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用

为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究.      

专家-模糊PID在低速风洞风速控制系统中的应用

介绍北京航空航天大学D-4低速风洞风速控制系统的结构、控制原理和性能特点.为了解决低速风洞风速控制系统建模困难、控制系统复杂、易受外界影响,且自身参数时变不确定、控制难度大的特点,采用了模糊PID调节算法结合专家判断组成专家-模糊智能控制器的方法控制风速.现场调试运行结果表明:这种方法解决了常规PID不能在线进行参数自整定的问题,不仅具有PID控制器高精度的优点,又具有模糊控制器快速性、稳定性、鲁棒性高的特点,并且具有良好的动、稳态特性,可满足低速风洞风速控制要求.      

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究.结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响.具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°.     

翼型相对厚度对失速分离特性的影响

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.     

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.