4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件

针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。

开/闭口运行对高速受电弓气动噪声特性影响的风洞试验研究

针对北京中车赛德公司自主研制的高速受电弓开展160~324 km/h风速下的气动噪声风洞实验,对比分析风速、开/闭口运行状态对受电弓气动噪声特性的影响规律,并预测更高风速下的受电弓气动噪声。研究结果表明:受电弓气动噪声及其传播特性与风速、运行状态密切相关,弓头及附近区域受到脱落涡的影响易出现单音噪声。远场噪声总声能以风速的5.6~6.0次方增加,通过数据拟合推测400 km/h风速下开/闭口状态受电弓远场噪声总声压级分别为106.8 dB和106.6 dB。

地面效应影响下的高速火箭橇气动特性数值与风洞试验研究

精确预示地面效应下高速火箭橇的气动特性及流场规律对高速火箭橇的设计和评估具有重要意义。本文应用有限体积方法,研究了湍流模型对火箭橇气动特性计算精度的影响,建立了基于realizable k-ε湍流模型的火箭橇气动特性的高精度数值计算方法;结合风洞试验方法,研究了雷诺数和地面效应对高速火箭橇流场流动规律的影响,分析了火箭橇气动特性。结果表明,火箭橇阻力系数随雷诺数增大而减小,升力系数和俯仰力矩系数随雷诺数增大而增大,但雷诺数对高速火箭橇气动特性的影响较小;地面效应会使火箭橇流场发生激波-激波干扰、激波-边界层干扰和激波反复反射等复杂气动现象,大幅提升了火箭橇的升力系数和俯仰力矩系数,但对阻力系数的影响较小。研究为高速火箭橇气动外形的设计及运动稳定性的评估提供依据。

高速列车受电弓射流降噪仿真分析与风洞试验研究

针对高速列车行驶过程中受电弓区域产生的气动噪声问题,提出一种基于射流的主动降噪新方法。通过建立1∶30缩比受电弓空腔射流降噪装置模型,探究不同射流速度对空腔噪声的抑制效果。采用LES湍流模型和FW-H声学模型对受电弓空腔流场和声场进行求解,分析不同射流速度对湍动能、涡量、表面声功率级及远场噪声值的影响,得出来流马赫数M=0.117时的最优射流速度为40 m/s;在最优射速下,受电弓空腔表面最大声功率级降低了4.503 dB,远场噪声值在2.5 m接收点处降低1.43 dB,在8.333 m接收点处降低1.16 dB,达到降噪设计目标。在此基础上,进行1∶30缩比模型的风洞试验,测试受电弓空腔后壁面监测点的脉动压力,并对其进行傅里叶变换(FFT),得到300~5000 Hz范围内噪声频谱特性;在射速40 m/s下,后壁面中间、边缘监测点处总声压级分别减小0.53、0.49 dB。将仿真与试验数据进行对比,得出总声压级最大误差为3.54 dB,误差值占总声压级的2.4%,验证了气动噪声计算方法的准确性。

主梁断面差异对大跨桥上风屏障防风性能影响的风洞试验研究

风屏障防风性能受下部结构形式影响较大,为了分析大跨桥梁主桥与引桥主梁断面差异对风屏障防风性能的影响,以某一新建高铁线路的大跨斜拉桥的主桥与引桥为背景,通过风洞试验研究主桥与引桥上列车在不同线路、风屏障高度和透风率等工况下的气动力系数、表面风压系数。研究结果表明:当风屏障参数相同时,主梁断面差异会导致列车气动特性产生较大区别,其中背风侧列车受到的影响较大,且列车位于流线型主桥断面上时气动特性对风屏障参数的变化更敏感;在不同参数风屏障下,主梁断面差异对于列车气动力的影响主要体现在列车迎风面与顶部风压的变化;主梁断面差异对于背风侧列车的侧倾力矩系数影响最大,列车位于主桥断面上时的侧倾力矩系数受风屏障参数变化影响最显著;设计风屏障时,应根据主桥与引桥的主梁断面分别选择适合的参数,以减少主梁断面差异对列车行车舒适性带来不利影响。

复合式常规旋翼高速直升机机身气动布局风洞试验研究

复合式常规旋翼高速直升机是国内外高速直升机重点发展的几种构型之一。本文首先简要介绍了某300kg复合式常规旋翼高速直升机的机身气动布局形式,针对该机设计并加工了1∶1.5机身风洞试验模型,在4m×3m风洞开展了机身气动特性风洞试验。通过对比不同机身部件组合状态在不同迎角、侧滑角条件下的气动力及纵横向气动导数,获得了全机及各部件气动性能。根据风洞试验结果,结合已建立的旋翼气动力模型和螺旋桨气动力模型,建立了全机飞行力学模型,并分析了不同飞行速度下全机的静稳定性,验证了该复合式高速直升机具有合理的机身气动布局,研究结果可为复合式常规旋翼高速直升机的进一步发展提供参考。

Aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor by wind tunnel test and numerical calculation

Focusing on aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor of a high-speed helicopter in hover and forward flight, a wind tunnel test is conducted in the 8 m ? 6 m low-speed straightflow wind tunnel of China Aerodynamics Research and Development Center. In the experiment,a 4 m diameter composite model rigid coaxial rotor is designed and manufactured, and firstorder flapping frequency ratio of the blade is 1.796 to ensure sufficient stiffness at the blade root.Rotor aerodynamic performance is measured under hovering and high advance ratio conditions.Also, the numerical method is used to calculate aerodynamic characteristics in typical states of the rigid coaxial rotor for analysis purpose. The rotor lift-drag ratio and lateral lift offset in the experiment are emphatically analyzed for the rigid coaxial rotor. The results indicate that in forward flight condition, the rotor lift-drag ratio first increases and then decreases with the increment of advance ratio and lift offset. When advance ratio remains constant, with the increment of lift offset, the lift-drag ratio of rigid coaxial rotor first increases and then decreases.

高速列车车门凹腔结构的流致振动特性

流致振动是高速列车设计和运维过程中需要重点关注的问题之一。针对高速列车司机室车门区域的凹腔结构,利用数值计算、风洞试验和实车线路试验相结合的方法,分析车门区域的流场特征和车门出现流致振动现象的主要原因,据此对车门两侧凹腔结构和扶手进行优化,并对封堵凹腔和扶手内移2种优化方案进行实车试验验证。结果表明:司机室车门上游凹腔结构诱导的展向涡导致车门表面出现高频的脉动压力,列车运行速度越高,压力波动幅值越大,但波动频率锁定在83 Hz,当压力幅值超过车门承受的限值后,车门将出现流致振动现象;气动拉力和气动侧向力是诱发司机室车门流致振动的主要气动载荷,车门宜设置在车体横截面不变区域;通过优化凹腔结构和扶手的形状能够消除司机室车门的流致振动现象;合理改变扶手位置能够减弱凹腔结构引起的流致振动现象;如果要消除流致振动现象,应将扶手改为盖板结构,或者将扶手截面形状改为非圆形截面。

CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究

大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。

基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究

为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性，逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法，本文针对GBM-04A战斗机标模，确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方，采用全模型测力和表面升华法对边界层转捩效果进行了试验研究。结果表明，对GBM-04A标模而言，粗糙元的最佳高度为h=0．09～0．11mm，在此范围选择粗糙元高度，不仅可以在模型上得到满意的人工转捩效果，而且不产生附加阻力；柱式转捩带具有传统金刚砂粗糙带不可比拟的显著优点，适合在高速风洞试验中推广应用。

翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等。所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用。

高速列车模型风洞试验数据的影响因素分析

研究列车风洞试验模拟方式和试验条件等因素对试验数据尤其是气动阻力数据的影响规律。研究结果表明:与有路基相比,在无路基状态下,头车、中间车、尾车和全车气动阻力都明显增大;路基前端伸出车头的长度不少于3倍车身宽度,路基前端斜坡坡度不大于35°,则路基前端长度和坡度的变化对气动阻力数据的影响较小;与单腿支座相比,双腿或多腿支座下模型各节车厢的气动力重复性精度更加优良;一般可以不考虑阻塞影响修正,而应根据模型区域的轴向静压梯度作相应的修正;固定地板表面附面层厚度偏大,将导致气动阻力试验结果偏小。

风洞地面效应对高速列车空气动力学特性的影响

本文采用数值模拟方法对高速列车模型风洞试验中存在的地面效应问题进行研究。通过风洞试验验证了数值模拟方法的有效性,利用数值模拟比较了移动地面、静止地面和不同离地间隙工况下,1∶8缩比3节编组高速列车模型的气动力以及模型周围流场的变化规律。研究表明:移动地面较之于静止地面使模型气动阻力增加6.3%,升力减小130%;随着离地间隙的增大,高速列车模型阻力逐渐增大,升力也逐渐增大;不同地面工况下,3节车对气动力变化量的贡献有很大差别。鉴于地面效应会严重影响高速列车模型的气动特性,对风洞试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用合理的试验手段对其进行消除。其中,采用移动地面法可以很好消除地面效应,而采用抬高模型法不能完全消除地面效应的影响。

窄条翼导弹模型摇滚特性试验研究

开展了钝头体-窄条翼-尾舵布局导弹模型自由摇滚试验研究,马赫数范围0.4～0.8,迎角10°～35°,给出了试验结果。试验结果表明窄条翼导弹模型具有α=20°和α=35°两个摇滚区间,迎角范围很小;随着马赫数增大,摇滚的振幅减小,频率增大。分析表明,摇滚运动减弱了流动非对称性;摇滚运动与窄条翼和尾舵间的非定常涡作用密切相关。

2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究

介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。

风障对桥上高速列车气动特性影响的风洞试验

为考虑侧风作用下风障对桥上高速列车气动特性的影响,以高速列车与双线简支箱梁桥为原型,自主研制了缩尺比为1:20的风障-车-桥模型风洞试验模型装置。测试高速列车的头车、中车及尾车各自的气动力。分析风速、列车位于桥梁的横向位置、不同风障高度与透风率、风偏角对高速列车气动系数的影响,最后以静力轮重减载率作为风障防风效果评价指标,给出风障气动选型参数建议值。研究结果表明:雷诺数对车-桥系统的气动性能影响有限;桥梁上设置风障可明显减小列车所受气动力;列车位于迎风侧线路时运行时所受气动荷载较大;随着风障高度的增大,列车气动力系数减小;当风障增加到某一高度后列车气动系数基本不再随风障高度变化,但随着透风率增大而增大;当风偏角小于等于20°时,高度为4 m,透风率为0%风障的挡风效果较好,而当风偏角大于20°时,高度为4 m,透风率为30%风障的挡风效果较优。研究结论可为实际工程中风障气动选型提供参考。

日本列车横风和强风对策研究

随着我国列车提速和高速客运专线的发展,列车的空气动力学问题变得越来越突出和重要。对该问题进行研究时,借鉴铁路发达国家的研究成果是有意义的。日本的铁路发展较早,现代化程度较高,同时因地域关系,台风和龙卷风发生频繁,由此引发的列车事故严重,相关的研究也深入。本文分别介绍了日本列车横风灾害和横风导致列车倾覆机理及计算模型的研究、列车空气动力学专用大型风洞研究、不同外形列车与铁路构造物(桥梁、路堤等)组合的风洞试验研究成果和足尺模型在自然风环境下的测试结果、列车倾覆临界风速研究和保障列车安全运行的管制制度和设置防风栅研究等,为我国高速列车的空气动力学研究提供参考。

方形截面导弹动态摇滚特性研究

介绍了高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了方型截面导弹大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,方形截面导弹呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡和等速滚转。最后对摇滚的机理进行了探讨与分析。

高速风洞自动化试验调度系统研制

为解决原有的风洞试验人工调度模式存在的安全隐患问题,设计和研制一套自动化试验调度系统。该系统结合高速风洞试验场所分散的实际情况,采用NI公司基于以太网的分布式模块作为现场信息采集设备,使用科研主干网作为信息通道,以网络服务器作为试验信息和调度的统一发布平台。应用结果表明:该系统实现了高速风洞试验调度的自动化,保障了风洞运行的安全,实现了风洞试验运行信息的实时发布,优化了风洞试验流程,取得了满意的效果。

小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。