二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼 -身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验 ,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8) ,α=0°。

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。

壁压法用于高速风洞大迎角实验力和力矩修正

用改进的壁压法 ,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响 ,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。

有侧壁干扰的机翼半模型风洞实验的N-S方程数值模拟

应用三维可压、雷诺平均 Navier-Stokes方程数值模拟了机翼半模实验风洞侧壁干扰和三维机翼半模与安装侧壁结合部流场。计算采用中心有限体积多步 Runge-Kutta时间步长格式 ,将 Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用本文方法计算了 3个算例 ,并与国外的有关实验数据进行比较 。

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。

多段翼型风洞侧壁边界层吹除控制实验研究

通过调研国内外相关文献资料,结合实验室建设项目:侧壁边界层控制系统研制,选取相对厚度为17%的GAW—1翼型进行了风洞侧壁边界层吹除控制下气动性能的实验研究。介绍了该系统的特点和实验方法,研究了侧壁边界层吹除控制对单段和多段翼型的二元性的影响规律。结果表明:(1)对多种吹气位置不同组合来说,以前缝关闭,中缝和后缝打开吹气为最佳吹气方式;(2)不同吹气系数对模型展向中间剖面和端部剖面的压力分布影响不同,存在对应的最佳吹气系数;(3)实验研究验证了NF—3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型气动特性实验的准确性。

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。

跨声速柔壁自适应风洞及试验技术研究

简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数，以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。

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。

高速二元柔壁自适应风洞消除三元波反射探索

介绍了近年来跨音速二元柔壁自适应风洞中消除三元波反射的试验技术研究,包括研究现况、试验方法、试验结果与分析等。通过初步探索,展示了跨音速二元柔壁自适应风洞的潜力与应用前景。

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．

风洞侧壁干扰的N—S方程数值模拟

应用三维可压、雷诺平衡Navier-Stokes方程对风洞测壁干扰和翼型模型与侧壁结合部流场进行了数值模拟。计算采用中心有限体积多步Runge-Kutta时间步长格式，将Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用该方法计算了两个算例，并与国外有关实验数据进行了比较，计算和实验吻合良好。

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。

柔壁风洞设计中的Elastica反问题

提出了计算柔壁风洞设计中大挠度反问题的分段线性化方法。将风洞的柔性壁简化为一端固支、一端可自由滑动的梁,其受到气压分布力、自重以及作动筒集中力的作用,需要通过离散分布的作动筒控制柔壁形状。柔壁在多种马赫数条件下的形状和气压沿长度方向变化规律已知,而要求解所需作动筒集中力的大小。通过对简单梁理论的修正,提出了分段线性化方法计算方法,得到了梁的变形方程组,并求得问题的近似解。然后采用非线性迭代方法得到在近似解作用下变形曲线,与气动设计曲线进行比较。

风洞洞壁干扰数值模拟研究

风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究。针对风洞实验的特点,发展基于“风洞洞壁静压监测反馈调节系统”的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性。此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进行对比,研究并分析了风洞洞壁对亚声速及跨声速风洞实验的干扰影响。结果表明,在亚声速情况下,风洞洞壁对流场的影响较小,而对于跨声速流动,洞壁干扰影响较强,激波位置向后移动,且移动幅度较大。

具有两个测量控制面的适应壁风洞——理论与实验(英文)

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。

低速开缝壁风洞洞壁干扰若干性能探讨

为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。

洞壁对过失速非定常三角翼涡破碎位置的影响

在南航低速风洞中用两组后掠角分别为６５°和７０°的三角翼模型进行了过失速非定常涡破碎位置测定实验。各组模型几何相似，展长与风洞宽度之比分别为０．１７５，０．３５和０．７。涡及其破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示并由相机记录。实验表明，同样攻角条件下。

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。