变热线过热比可压缩流湍流度测量方法优化

开展了可压缩流中湍流度测量技术的优化研究，以满足对试验数据高精度评估的需求。在变热线过热比湍流度测量方法推导过程中，忽略了压力脉动项以简化湍流度求解过程。为更加准确评估高速风洞流场湍流度，引入了压力脉动项，以恒温热线风速仪响应关系式为基础，从理论上对可压缩流中湍流度的求解方法进行了优化。在马赫数0.3~0.7进行了湍流度测量试验，并分别利用优化前后的湍流度求解方法对试验数据进行了处理。结果表明两种求解方法所得的湍流度结果量值相近，但优化后的湍流度求解方法所得的湍流度结果随马赫数的变化趋势更加符合客观物理规律。利用蒙特卡洛模拟方法对湍流度的不确定度进行了求解，不确定度量值远小于湍流度量值，表明优化后的湍流度求解方法所得的湍流度结果基本能够代表真实值。试验结果证明了优化后湍流度测量方法的正确性及应用恒温热线风速仪对高速风洞流场湍流度进行测量的可行性。     

NAsA和波音的低阻支撑机翼计划进展

波音公司为NASA的N＋3代客机研制的支撑机翼（TBW）正在进行风洞试验，现有结果表明，采用大展弦比的支撑机翼可以显著降低飞机的油耗。     

带三棱锥体群通道流动和传热特性的数值模拟

对带有三棱锥体群的涡轮叶片内部冷却通道进行了数值模拟,对比了三棱锥体群在迎风和背风状态、顺排和交错排列以及不同横向列数、不同流向间距时冷却通道内部的流动和传热特性。结果表明:三棱锥体群所产生的纵向涡能够兼顾压损的降低与传热效果的改善;背风顺排状态放置的三棱锥体群具有最高的综合传热效率,较其他放置方案高出20%~30%;在背风顺排时,较优横向列数为5,流向间距比为4~6。     

三棱柱尺度比对尾流场的影响

应用粒子成像测速技术(Particle Image Velocimetry,PIV)对不同柱体截面尺度比H (H=3.8、1.9、1.2、0.9、0.7)的三棱柱在雷诺数Re=500条件下的尾流场进行定量测量。对尾流场进行定常和非定常分析,同时结合本征正交分解法和时间空间关联法,研究尺度比H对尾流场相干结构以及尾流场中涡街稳定运输区和涡街流向运输速率的影响。研究发现,三棱柱尺度比H的减小对尾流宽度、尾涡形成长度都有明显的促进作用,但旋涡脱落变慢,非定常性变弱。分析各阶模态对湍动能的贡献,发现随着尺度比H的减小,高阶模态湍动能占比之和有所增加。这就导致尾流场愈加不稳定,涡街稳定运输区域、涡街流向输运速率均减小。同时尾流宽度增大,尾流场阻力系数CD增大。     

空气动力二阶核函数辨识方法

采用截断三阶Volterra级数模型来研究空气动力二阶核函数的辨识问题,选取一簇正交化的切比雪夫多项式对二阶核函数进行参数化处理,并将非参数辨识问题转化成参数辨识问题。相比于其他方法,本文模型能有效降低对激励信号幅值的敏感程度,保证辨识出的核函数具有较好的保真度;只针对三阶Volterra降阶模型中的一阶、二阶核函数进行辨识,即可提升原系统一阶、二阶核函数的辨识精度,却不会显著增加辨识过程的工作量;参数化辨识方法属于整体性辨识,根据已有的部分数据对(输入、输出数据)就能完成系统辨识,且能达到较好的辨识精度,从而有效地减少了执行计算流体力学(CFD)代码程序的总次数,节约了大量的时间成本。算例表明,与目前流行的非参数化方法相比,本文提出的切比雪夫函数辨识方法,精度上达到预期要求,辨识过程消耗的CFD总时间量至少可降低一个数量级。     

气动可调喷管的研究

气功可调喷管是一种先进的排气喷管.本文具体介绍一种带辅助进气门的气动可调喷管的工作特点、性能和设计.试验研究结果表明:该喷管结构设计合理,其性能远高于固定式收缩——扩张型喷管的性能,且工作范围宽广.     

大飞机支撑研究评述及先进的支撑系统：大飞机全模试验技术及支撑干…

在归纳、分析国内外近３０年大飞机全模试验技术研究的基础上，提出了选择支撑的原则，扣除支撑干扰的关键。建立了一套完整的试验技术、支撑干扰修正方法。该支撑系统新疑独特，能广泛用于不同布局的大飞机、横向试验，支撑干扰小并可以有效扣除，可连续改变攻角，运转灵活、装拆方便，支撑强度、刚度良好，安全可靠。可推广应用于单独尾支撑不适宜的场合；也可应用于其它高速风洞中。     

火焰筒壁面孔流量系数的试验研究

本文对火焰筒壁面孔的流量系数进行了试验研究。试验是在矩形试验件上进行的,模拟了燃烧室流动状态。对平面圆孔,不同翻边半径和翻边高度的翻边圆孔,在不同速度比 Va_1/VⅡ_1和加热比θ下进行流量系数试验研究。冷吹风状态和热态流量系数的最大差别在5～9％之间。将冷态下的流量系数 C_d 表示成流动参数 F_p 的关系。