模型振动对风洞实验数据分散性的数值模拟研究

研究模型振动对风洞实验结果的影响对于修正风洞实验数据和加深空气动力学的理解具有重要的现实意义。基于κ－ω的SST两方程湍流模型,在时间域求解雷诺平均N—S方程,研究了模型振动在不同迎角下流场和气动力的变化规律。结果表明：模型振动在小迎角条件下对气动力测量结果几乎没有影响,但在大迎角存在一定分离的条件下,可以引起分离涡的非线性演化,导致气动力平均值的改变,从而引起风洞气动力测量值的分散性。结论从物理机理上解释了大迎角风洞实验的重复性和数据分散性。     

直流低速风洞收缩段的数值模拟研究

采用商用软件FLUENT对双三次曲线和维辛斯基曲线这两种收缩段曲线进行了数值模拟,旨在通过仿真结果为低速风洞收缩段的设计选择一种较为合适的曲线。从流函数、静压、速度图中可以看见,收缩段曲线采用双三次曲线时各截面参数均匀,可以达到很好的收敛效果,通过本次数值模拟计算可为低速直流风洞的设计及优化提供了重要的依据。     

基于粒子轨迹的结冰风洞收缩段优化设计数值模拟

为了研究收缩段型面和液滴轨迹特性对结冰风洞流场品质与结冰试验效果的重要影响,获得收缩段的优化设计参数,采用数值模拟方法,使用二维简化模型对3m×2m结冰风洞收缩段的流场特性进行了研究,对几种典型收缩曲线的流场进行了计算,对比了收缩曲线对沿轴向压力分布、出口截面速度分布、不同粒径云雾粒子的极限释放距离及试验段入口云雾粒子分布的影响,结果表明:三次曲线与x_m为0.4的五次曲线不能满足流场合格指标,其他曲线流场特性差别不大,维氏曲线具有最小极限释放距离,在收缩段出口,三次曲线和五次曲线粒子包络面积最大,综合比较,x_m为0.5的五次曲线能有效兼顾流场均匀性、极限释放距离和收缩段出口粒子包络面积比.      

低速风洞绳牵引并联支撑系统的模型气动试验研究(英文)

根据绳牵引并联机构的优点,建造了一种新型的用于低速风洞试验的飞机模型绳牵引并联支撑系统,研究该系统中模型的空气动力参数的测量与计算方法。文中对机构进行了静力学分析,建立了描述实验模型气动载荷的数学模型,提出了通过测量绳系拉力求得模型空气动力参数的解算方法;设计并构建了绳系拉力测量及数据采集系统;将该系统置于开口式回流低速风洞中进行了吹风试验,采集了模型在不同姿态和不同风速下的各牵引绳的拉力数据,并对数据进行了处理分析,通过解算得到了不同吹风条件下模型的气动载荷参数曲线。研究结果表明,绳牵引并联机构用于低速风洞试验的支撑系统是可行的。     

高超音速湍流分离激波结构不稳定性的实验研究

用铂膜电阻温度计测量了前向台阶诱导激波与湍流边界层相互作用流场中的表面热流率脉动。试验条件是:自由流马赫数为7.8,单位长度雷诺数为3.5×10~7米~(-1)。给出相互作用区平均热流率和脉动热流率分布。结果表明:在激波诱导的高超音速湍流分离流中,激波结构是不稳定的,产生一个间歇区域。在间歇区中,表面平均热流率由未扰动湍流边界层的热流信号和低频高幅热流脉动迭加而成,出现一个极大值。相互作用愈强,愈大,间歇区域愈长。     

在激波管中粒子阻力系数的实验研究

在激波管中用消光法测量了气固两相流动激波松弛区的粒子浓度。基于一维静止激波理论和理想“等效气体”模型,实验确定了粒子阻力系数。拟合实验结果,得到了阻力系数与粒子雷诺数之间的实验关系式:C_D=4300/Re~(1.57)。     

考虑粘性相互作用的跨音速机翼分析

本文将一些已有的三维全位势方程计算方法和一种三维积分边界层方法作了弱相互作用的耦合计算。计算了三种机翼并与已有的试验数据作了比较。     

喷管冷吹风实验的推力架设计

本文介绍了柔性推力架和刚性推力架在喷管风洞实验中的表现.讨论了: 为什么风洞实验中使用柔性推力架达不到推力测量的精度要求?为什么试车台上用柔性推力架又是可行的.通过分析,找到了问题的根源在于风洞实验中用的是气体介质,而试车台上用的介质是液体推进剂.     

进气道喘振诱发因素及其可靠性分析

针对飞机进气道的典型故障-喘振的诱发因素进行全方位的分析论证，并为从事航空工程的人员提供一种对动力装置整体性能进行可靠性评估方案，篇末对世界上比较先进的进气道气动设计思想及其喘振机理进行分析，可以为飞机设计师在设计飞机过程中具体分析问题提供一定的参考。     

二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计概念

为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。