Ф5m立式风洞阻尼器的研制和应用

立式风洞开展自由失速/尾旋试验要求试验段气流速度具备快速调节能力,阻尼器是实现试验段气流速度快速调节能力的装置。叙述了阻尼器机械结构设计和它的功效,说明了控制系统设计及联调结果,介绍了试验段气流速度快速性调试方法及结论。系统应用表明,风洞试验段气流速度具备一定快速调节能力,具备开展自由失速/尾旋试验条件。     

热化学非平衡流动红外辐射计算分析

首先通过求解热化学非平衡N-S方程的数值模拟方法,获得高焓风洞钝锥体模型的绕流及近尾的高温流场参数.然后从辐射传输方程出发,采用带辐射模型,并利用所获得的流场参数,计算分析了高温流场在λ=3μm-6μm红外波段的辐射,计算和测量结果具有较好的一致性.该项研究为今后进一步研究高温非平衡气体辐射特性奠定了基础.     

旋成体仿生凹坑表面减阻试验研究

基于非光滑表面减阻的仿生学理论,通过凹坑表面控制超声速旋成体附壁区的边界层结构来减小旋成体的阻力.利用3因素5水平的二次旋转设计,对排列在旋成体后部的仿生凹坑表面参数进行优化.Ma数为2.51,基于旋成体最大直径的雷诺数为1.9×106的风洞试验表明,旋成体后部的凹坑表面最大可减小旋成体4.98%的粘性前部阻力以及2.69%的底部阻力,总阻力最大可减小2.98%.通过二次旋转设计得到关于凹坑直径、深度以及凹坑轴向间距三个因素的二次回归方程,利用此方程得到的最优凹坑表面减少总阻力4.4%.     

太阳风高速流能流分布

根据Ylysses观测,比较完整地计算了高纬行星际空间太阳风能流分布．计算表明,行星际空间的高速流能流密度约为2．1×10-3J·m-2·s-1（日心距离r＝1AU）,主要来自于太阳风离子所携带的动能流（占58％）和克服太阳引力的势能流（占39％）．要驱动高速流,需要在日冕底部高速流源区（日心距离r=1Rs）向外输出到太阳风的能流密度为7．1×102J·m-2·s－1·分析表明,由日冕底部向外可能输出两种形式的能流,其中一种具有较短的耗散长度,被耗散在很短的空间区域（～1—2Rs）,使日冕温度迅速提高。另一种储藏在连续向外传播的太阳风中,不断耗散用以加速太阳风（＞2Rs）．     

Element and Isotopic Fractionation in Closed Magnetic Structures

Recent papers have suggested that the slow solar wind is a super-position of material which is released by reconnection from large coronal loops. This reconnection process is driven by large-scale motions of solar magnetic flux driven by the non-radial expansion of the solar wind from the differentially rotating photosphere into more rigidly rotating coronal holes. The elemental composition of the slow solar wind material is observed to be fractionated and more variable than the fast solar wind from coronal holes. Recently, it has also been reported that fractionation also occurs in 3He/4He. This may be interpreted in the frame-work of an existing model for fractionation on large coronal loops in which wave-particle interactions preferentially heat ions thereby modifying their scale-heights. This revised version was published online in June 2006 with corrections to the Cover Date.     

并联风洞天平应用研究

研究了一种新型的并联风洞天平,首先依据并联天平的空间力变换关系推导出六维感测力雅可比矩阵,然后以该雅可比矩阵条件数最小原则即各向同性准则,将其条件数为目标函数对天平进行结构优化设计,应用数值算法优化出8种满足精度要求的并联天平结构,据此设计并制造出并联天平的物理样机。最后在南京航空航天大学低速风洞中以建筑标模为试验模型检验并联天平的设计性能,结果证明本天平的研制是成功的。     

低速大迎角尾撑支架干扰试验研究

飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除.本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议.     

现代航空声学风洞技术现状与发展

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.     

风洞短试验段中基于被动技术的大气边界层模拟

针对西南交通大学XNJD-1风洞第一试验段的特点,采用被动模拟装置,通过多次流场校测、反复试凑,成功地在风洞中模拟了C类地表情况下的高湍流度大气边界层,实测平均风速剖面、湍流度剖面及风谱特性等与目标值较为吻合.此外,还对比讨论了平均风速和离地高度等因素对风场特性影响, 并计算了湍流积分尺度.研究表明边界层调试过程中应重点考查气流在对应结构卓越频段范围内的脉动情况,而仅将湍流度作为参考指标.     

一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用

介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞.风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端.自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率.风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用.