一种翼型风洞试验数据的不确定度分析方法

对风力机翼型进行气动分析、优化设计以及风洞试验研究等工作,对提高叶片的风能捕获能力、减小叶片的质量和相应的系统载荷具有重要的意义。风洞试验数据分析是试验研究的重要环节,试验数据的不确定度分析对试验结果的可靠性有着重要的影响。风洞试验是一个多环节的复杂过程,如何有效地分析各类误差源的影响对获取真实可靠的风洞试验数据至关重要。本文给出了一种翼型风洞试验数据不确定度的分析方法,运用该方法对OA309标准模型翼型在马赫数0.4,0.8时,风洞试验得到的升力系数,阻力系数,俯仰力矩系数不确定度进行了分析,得到了实验误差范围,通过对结果进行分析发现:压力传感器的准确度对试验结果影响较大。Ma=0.4时,升力系数的不确定度相对自身而言较小,仅为1.4%,阻力系数的不确定度相对自身而言较大,最大为8.1%,俯仰力矩系数的不确定度为6.41%。

锥柱旋成体跨音速脉动压力风洞试验研究

为研究同时具有"锥—柱"和"柱—裙"拐角的飞行器跨音速脉动压力载荷特征与分布规律,在NF-6风洞中对具有该特点的某旋成体模型开展了试验研究,获得了脉动压力总声压级沿模型纵向的分布规律,及其随来流Ma数与攻角的变化规律。进而通过调整风洞试验段总压改变Re数,获得了脉动压力总声压级在不同Re下的变化规律。结果表明,当来流Ma数达到0.89时,由于激波振荡使旋成体膨胀拐角处出现较强的脉动压力,攻角的增加使脉动压力总声压级有所减小,而Re数的增加使得脉动压力总声压级有所增大,但这种趋势随着来流Ma数接近于1而逐渐减弱。对旋成体跨音速脉动压力载荷的试验研究,为飞行器载荷环境设计提供了依据。