三元模型在二元自适应风洞中的试验研究

本文简要叙述了西北工业大学开展应用二元柔壁自适应风洞进行三元模型试验的研究。介绍了西北工业大学加宽后的二元柔壁自适应风洞,同时介绍了西北工业大学的迭代法及联邦德国宇航院(DFVLR)一步法的基本思想及其试验结果。

跨音速自适应风洞的任意初始壁方案

提出一种新的二维柔壁自适应风洞进行跨音速三维模型实验时，基于任意初始壁状态的洞壁调整方案，讨论了在较高跨音速实验Ｍａ数的实验条件下，采用洞壁预调效应处理的洞壁自适应方案的实验结果。

柔壁自适应风洞低超音速实验技术研究

低超音速三维模型实验是在二维柔壁自适应风洞中进行的。将Wedemeyer理论推广到超音速流动,建立了洞壁调整量的计算方法;解决了洞壁预调量效应的计算问题。在此基础上提出洞壁自适应调整方案,它可用于堵塞比较大的模型实验和任意初始壁面。按此洞壁调整方案所作实验结果表明,二维柔壁自适应风洞作超音速三维模型实验时,可有效地抑制压缩、膨胀波经洞壁反射后对气动数据的影响。其消波效果和三维自适应壁风洞的消波效果基本相同,主激波反射的消波效果甚至优于后者。

高亚声速翼型柔壁自适应壁风洞实验技术

本文通过解跨声速小扰动方程求解假想外场，给出进行自适应壁风洞实验的迭代方案。用此方案，在堵塞比ε＝８％，实验段高弦比Ｈ／Ｃ＝１．５的情况下，对ＮＡＣＡ００１２翼型进行了高亚声速、迎角６°以下的验征性实验，实验结果与国外大风洞无干扰数据符合较好。同时，本文还给出了另一种自适应壁风洞实验方案：一步法，并将用此方法算出的壁面形状与迭代法的收敛壁面形状作了比较。结果表明：二者具有较好的一致性。本文研究表明：两种方案均有很好的应用前景。

翼型在自适应壁风洞中试验时的侧壁边界层三元效应研究(英文)

二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应 ,中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作用计算和试验方法进行了研究。作者介绍了 1 995～ 1 998年的研究 ,包含研究目的 ,方案 ,计算方法 ,在德国路德维希管风洞中的验证试验 ,结果分析和初步结论。

半模型风洞实验的洞壁自适应方案

提出了在二维柔壁自适应风洞中进行半模型实验的洞壁自适应方案,其特点是仅需在上下洞壁任意横向位置的一条流向测压线上测量壁压信息进行洞壁自适应调整;可根据实验模型的布局特征选择在水平面内可变形状的零洞壁干扰目标线,以改善模型区残余干扰分布特性。在西北工业大学二维柔壁自适应风洞中的实验研究表明可显著提高自适应壁风洞的效率,降低对实验设备的技术要求,并改善气动数据的准确度。

高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究

为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型，提高试验雷诺数，西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究。采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的三元计算方法，两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据。试验采用有对比试验数据的AEDC WIM1T洞壁干扰测压模型，堵塞比为3.38%。在所作的试验状态下其试验结果与AEDC 4T风洞的实验结果比较吻合，表明在高速二元柔壁自适应壁风洞中采用半模型试验是可行的。

优化跨音速自适应壁试验段设计的试验研究

分析了在矩形截面试验段中三元模型试验时的洞壁干扰分布。讨论了为扩大二元柔壁自适应壁风洞中进行飞机模型试验时的无干扰区，较合适的试验段宽高比。用两个翼身组合体模型，在西北工业大学高速二元柔壁自适应风洞中作了变试验段宽高比为Ｂ／Ｈ＝１．０，１．２，１．４时的测压试验。两个模型都在德国宇航院ＨＫＧ高速风洞中作了对比试验，研究结果表明，Ｂ／Ｈ＝１．４的柔壁试验段截面较为合适。

采用二维柔壁风洞抑制三维模型低超音速实验的洞壁干扰

基于超音速流动无约束化过程的分析，建立了洞壁自适应迭代调整方案以及最小干扰壁对比实验方案．进行了洞壁自适应技术的实验研究，首次在二维柔壁自适应凤洞中达到了国外三维自适应壁风洞消除洞壁干扰的效果。文中分析了二维柔壁风洞进行三维模型超音速实验的技术特点。探讨了提高其技术潜力的途径．

一座新的低湍流度风洞

回顾了低湍流度风洞发展概况，简介了西北工业大学低湍流度风洞总体布局及主要性能，说明了低湍流度风洞研制的技术进步点，简述了该风洞研制成功的作用和意义。

市场与技术

维修市场动态２月２６日，由西南航空公司和法国斯奈克玛、美国威利斯、北京凯兰三家公司合资组建的四川斯奈克玛航空发动机维修有限公司在成都宣告成立。该公司是中国首家进行航空发动机修理的合资企业。四川斯奈克玛航空发动机维修有限公司成立后，将以维修ＣＦＭ５６系...