低速风洞的消声降噪改造设计研究

对搬迁改造中的西北工业大学低（变）湍流度风洞进行了降噪设计研究。根据低速风洞噪声的机理及频率特性和该风洞的结构形式及风扇转速,采用两种降噪方法——主动降噪和被动降噪,对风洞进行降噪设计。主动降噪设计方法包括风扇动力段的气动、结构及振动的声学优化设计,被动降噪设计则采用在风洞洞体上安装微穿孔板,利用共振吸声技术进行降噪。结果表明：结合上述措施,55m/s风速下,相同测点和相同运行条件下,风洞噪声值下降约30%;76m/s最大设计风速下,风洞环境噪声被控制在78dB以下。     

具有两个测量控制面的适应壁风洞理论与实验

本文研究了具有两个测量控制面的适应壁风洞。在超临界马赫条件下,做了二维NACA-0012翼型实验。在近洞壁处的两个控制面上测取了静压。基于上述测量,叙述了在适应壁风洞中得到无干扰流场的迭代方法。给出了为外场计算这两个控制面上静压的函数关系。评述了所选取迭代方法的收敛性。得到了一步收敛公式,并且在数字模拟风洞中得到证实。结果指出,应用一步迭代公式,所选取的迭代方法可以加速使流场收敛到无界条件。     

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。     

多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验

本文设计了一种尾缘(TE)上游多孔渗透结构,通过在全消声低速射流风洞,利用远场麦克风测量研究了不同工况和材料物性下尾缘辐射噪声的影响。结果表明:所设计的多孔渗透结构产生了额外的方腔噪声特征,相对密度4.7%的泡沫金属所产生的附加噪声最小,颗粒状多孔材料比泡沫金属产生的附加噪声小。对称流动条件下多孔平板尾缘噪声中出现的方腔单音噪声特征,在人工非对称流动条件干涉下消失,表明压差推动渗流穿过表面是这种设计的关键。缩小人工非对称流动与非对称曲面翼型产生的压力条件之间的差异以及避免过大面积多孔设计是改进的方向。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

大型民用飞机尾旋运动的系统辨识研究

为了研究某常规布局大型民用飞机的尾旋特性,首次利用一个满足动力相似的缩比模型在Ф5m尾旋风洞中进行研究试验,利用机载传感器所采集的模型运动参数来研判飞机模型的尾旋特性。目前,对于此类飞机模型尾旋运动中所承受的气动力矩研究还十分缺乏,以飞机模型尾旋试验结果为基础,采用飞机六自由度运动学方程来还原模型在尾旋运动中所承受的气动力矩系数,同时利用常规风洞测力试验结果来检验所还原的气动力矩系数的可靠性。进一步采用多元高次方程对模型尾旋运动进行了系统辨识研究,建立了能辨识飞机在尾旋运动条件下的气动力矩系数的数学模型,成功的辨识了重要的气动力系数的导数(Cmα,Cmδe,Cmq,Cnβ,Cnδr,Cnr,Clβ,Clδr,Clp),与相关参考值比较显示其结果具有较高的可信度。     

动态失速风洞实验数据处理中频谱分析与数字滤波

动态失速风洞实验是一种非定常实验,其测量所得数据属于随机数据范畴。由于强迫振动频率范围较大,要从中获得有效的实验结果,除了做豁达一截止频率的模拟滤波外,还必须对其进行数字滤波处理。数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理;滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量,同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号。     

砂尘环境试验风洞压力特性及控制策略

砂尘环境试验风洞的压力调节方式不同于常规回流式风洞,为了研究风洞中压力变化的动态特性,进行合理分析与简化后,应用集总参数法建立起风洞压力控制点、试验段及加砂段压力变化的动态特性模型,给出了相应的控制策略.通过仿真试验得出不同扰动因素对压力分布的影响规律,在此基础上对砂尘环境试验风洞的压力控制系统进行了仿真研究.能够有效优化风洞结构、提高承压能力及确定各部件控制精度.     

一种用于热校准风洞的数据采集系统集成及软件设计

简要介绍了研华ＡＤＡＭ４０００系列模块的性能及其特点,并详细阐述了利用该系列模块组成一种用于热校准风洞的数据采集秕 及ＬＡＢＴＥＣＨＣＯＴＲＯＬ组态软件包在整个中的应用。     

底部边界排气的减阻效应

本文利用底外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．×１０＾７／ｍ到２．８×１０＾７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量