跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。     

复杂载荷情况下平均应力修正方法

对于复杂载荷下的疲劳问题,应该把平均应力效应分为“静态效应”和“动态效应”两个方面。静态效应只影响最终断裂条件,而动态效应影响疲劳过程中的损伤演化规律和强度退化速率。因此,在计算累积损伤时,只需考虑平均应力的动态效应。根据传统的研究结果及对一些试验数据的分析,提出了一个用于复杂载荷损伤分析计算的“损伤当量应力”,以修正平均应力对疲劳损伤的影响。     

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程,同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正,得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算,并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明,在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项,明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。     

双转子涡喷发动机风车特性的计算与分析

 提出了一种利用发动机部件特性计算双转子发动机风车特性的方法 ,主要用于发动机方案论证阶段的风车特性的计算。为解决高、低转子匹配问题 ,在计算高压转子时 ,把它当成单转子发动机来计算 ;在计算低压转子时 ,则把高压转子看成是低压转子的一个阻力元件。以某型发动机为例 ,计算出风车特性基本符合试验结果     

超跨音压气机研究的发展

本文就近20年来超跨音压气机级研究的发展,进行了一定范围内的调研,对设计与性能作出一些分析与讨论,并提出进一步研究的建议,以供设计参考。     

柔性自适应壁风洞的翼型实验技术

给出一种新的二维跨音速柔性自适应壁风洞实验迭代方案,计算方法和实验验证结果。根据实验时实验段上下壁和模型上下表面实测压强分布对风洞内、外流场进行非线性数值模拟;计算流线化壁面的形状,进行自适应实验。用该迭代方案,在堵塞比ε=8％,实验段高与翼型弦长比值H/c=1.5情况下,对NACA-0012翼型进行了高亚音速验证性实验。实验结果与国外大风洞无干扰实验结果吻合很好。实验时迭代次数仅需1～2次。实验结果展示了自适应壁风洞实验技术用于翼型跨音速实验的前景。     

壁压信息法低速大攻角洞壁干扰修正

 本文将壁压信息法用于实壁低速八角形风洞,获得了一个三维模型大攻角实验洞壁干扰修正结果;给出了处理八角形风洞切边效应的方法;研究了等效奇点配置诸因素（数目、展宽、后掠角和攻角）的影响;讨论了不同等效奇点布置对修正结果的唯一性问题;研究了壁压条形状及测压点布置对修正结果的影响。     

不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究

用传热传质类比实验的方法,研究了不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比,多斜孔壁由多斜孔实验板模拟。多斜孔实验板中,孔排列方式均为叉排,小孔与板表面夹角均为３０°,偏角从０°变化至５０°,孔排距比与孔间距比基本相等。研究结果揭示了不同孔偏角对多斜孔壁气膜冷却绝热温比的影响。     

冷气喷射对直叶栅型面压力分布影响的实验研究

对一个具有典型涡轮导向器叶片型线的直叶栅,由叶片表面不同位置以不同的质量流量比喷射冷气,进行型面压力分布变化规律的实验研究。结果表明,前缘正对来流方向喷射冷气时压力变化较小。压力梯度和主流速度的不同使得压力面喷射冷气对压力分布的影响要小于吸力面喷射冷气时的情况。冷气射流对主流的滞止作用所造成的压力升高值比卵型涡导致的压力降低值小。从型面压力降低程度可以定性看出不同位置喷射冷气时卵型涡强度的大小。     

使用“双腔负压法”实现激波管高声压级校准

提供了在激波管中使用“双腔负压法”实现高声压级校准的方法,该方法克服了静电激励法高声压级校准中只能给出了传声器的电学特性的特点本文初步描述了使用该方法的激波管系统的组成,实验步骤以及ＨＣ１６传声器初步实验的结果。”