风力机叶片气动弹性实验研究

风力机叶片在风洞中作气动弹性实验的模拟方法、简化原理、模型设计原理和数据处理等有关问题及其弯曲／摆振颤振模型的地面实验和风洞吹风实验结果，文中都进行了讨论，根据模型实验的频谱和时域图，分析模型可能发生颤振的速度，用“频率重合理论”确定了模型的颤振点以及发生颤振时的颤振速度和颤振频率。     

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。     

涡轮叶栅端壁二次流动与换热的V2F模拟

针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明：涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST （shear stress transport）k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力.     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

非对称安装布局下大型高超声速风洞引射增强型二次喉道数值优化

增强二次喉道扩压能力,降低接力引射器的引射流量是提高大型高超声速风洞运行经济性的重要技术措施。引射增压型二次喉道通过在二次喉道侧壁引射低总压介质增强其扩压能力,是一种非常有潜力的实用方案。本文通过数值模拟研究了其在长模型大攻角等非对称安装布局条件下的运行流场,并进一步优化了压力、介质类型等引射条件。结果表明,优化方案在高超声速风洞复杂运行条件下仍能保持较高的二次喉道扩压能力,较大幅度降低接力引射器的引射流量,具有可行性和实用性。     

脉冲风洞油流和液晶热图流动显示技术

介绍适合脉冲风洞进行表面流动显示的油流和液晶热图技术。前者用油滴流动迹线显示表面流线方向和形状，后者用液晶层反射光的波长（即颜色）分布显示表面温度分布。用这两种方法在定常流时间７ｍｓ至５００ｍｓ的脉冲风洞中成功地获得了尖前缘翼、钝翼和方向的三维干扰流油流和液晶热图清晰照片，清楚地显示出三维干扰流动特征。结果表明，用油流、液晶热图和薄膜电阻温度计热流分布测量得到的干扰流特征位置完全吻合，证实了显示方     

锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定

通过研究锤头形运载火箭跨音速飞行时，箭体结构的弹性振动与气体运动的耦合效应，描述了用全弹模型的风洞实验和非定常数值计算、确定气动阻尼系数的技术和方法，分别给出了实验和数值模拟的结果，并对结果进行了对比分析。结果表明，在气动阻尼实验中，模拟低阶固有模态的前节点位置是非常重要的，该方法可以作为研究航天飞行器非定常飞动特性的一种方法。     

在常规小风洞中实现大风洞中的气动力实验

就风洞尺寸要多大才比较合理以及小风洞的改造和挖潜等问题进行了讨论。认为风洞尺寸不是越大越好,而是在不同速度范围存在着一组相对适中的带某种唯一性的风洞尺寸。这种风洞尺寸,既能满足航天器研制的需要,又具有合理的经费开支。文中推荐了不同速度下一组较合适的且能满足需要的风洞尺寸,供人们参考。同时本文还认为,在一定的风洞条件下,实验数据的精准度与风洞尺寸的大小无关,只要相似模拟的条件正确,就能给出同样精准度的实验数据。就这一观点,列举了在北京空气动力研究所的FD 02小风洞中做出的几种实验。     

TW－1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法．用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。     

8m×6m低速风洞技术改造研究

8m× 6m风洞是亚洲最大的低速风洞 ,为了不断满足国民经济发展对风洞试验的要求 ,为了解决本身存在的问题 ,8m× 6m风洞运行 2 0年来首次进行了大规模技术改造。采用了自行研制和引进改进相结合的方式 ,圆满地完成了改造 ,使该风洞的试验能力提高到了一个新的水平。