哈尔滨空气动力研究所近期发展的几项流态观察与显示技术

本文介绍了哈尔滨空气动力研究所近期发展的三项流态观察与显示技术,即彩色氦气泡流态显示,复合式片光流态显示和计算机控制的彩色图像流态显示技术。给出了它们的基本工作原理,主要技术性能和应用。

近耦鸭式布局干扰气动力实验研究

使用能单独测量鸭翼部分气动力的“鸭翼天平”及全机气动力天平,对一可组拆的鸭式布局模型进行了干扰气动力的实验研究。发现在α<20°时鸭翼与主翼间的干扰是不利的,使升力下降。α>32°时干扰变得有利。α=32°时干扰升力可占到总升力的24％。若主翼为前掠翼,构成鸭式布局的气动特性更好。

低速风洞带螺旋桨动力模型支架干扰实验研究

本文给出了 FL-8风洞中螺旋桨处于不同位置的三个飞机模型支架干扰实验结果,分析了影响带螺旋桨动力的飞机模型支架干扰的因素。实验表明,由于螺旋桨滑流的诱导和夹带作用,使腹撑支杆附近的气流沿轴向加速;由于模型支杆的存在,将影响螺旋桨滑流的空间位置和尺寸,这些都将影响支架干扰量的大小,因此,一般不能用无螺旋桨动力模型的支架干扰数据代替有螺旋桨动力模型的支架干扰数据。实验结果还表明,滑流存在对阻力、俯仰力矩支架干扰有一定影响,其影响量与螺旋桨的位置和拉力系数有关。滑流对升力、滚转力矩和偏航力矩支架干扰无明显影响。除单发右停顺状态外,滑流对侧向力支架干扰无明显影响。

一个非常规前体机身的流动显示研究

描述了有类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果。计算和试验的参数范围：α＝０°～５０°，β＝０°～２０°，虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性。同时研究也表明，大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制。通过研究还表明，这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力。

边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA0012翼型表面边界层转捩点位置测量, 三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明:表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量测量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。

一个非常规前体机身的流动显示研究

本文描述了类似Ｅｒｉｃｋｓｏｎ前体的非常规机身的初步流动显示研究结果，包括测力，表面油流和激光片光流动显示结果和用层流Ｎ－Ｓ方程进行数值模拟的结果，计算和试验的参数范围为α＝０°～５０°，β＝０°～２０°虽然计算与试验所用的外形在后部一些不同，但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性，同时研究也表明，大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制，通过研究还表明。

风力机叶片气动弹性实验研究

风力机叶片在风洞中作气动弹性实验的模拟方法、简化原理、模型设计原理和数据处理等有关问题及其弯曲／摆振颤振模型的地面实验和风洞吹风实验结果，文中都进行了讨论，根据模型实验的频谱和时域图，分析模型可能发生颤振的速度，用＂频率重合理论＂确定了模型的颤振点以及发生颤振时的颤振速度和颤振频率。

低速三角翼滚摆试验研究

对80°和8O°／45°尖前缘平板三角器模型在低速风洞中进行滚摆试验，包括自激滚摆角时间历程测量，强边滚摆流动显示和翼面非定常压力测量。分析滚摆流动机理以及运动参数对涡流场的影响。

三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究

对后掠角分别为ｘ＝６０°、７０°和８０°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（７６°＋４０°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰谐波运动，振幅α＿ｍ＝３０°、６０°和９０°，缩减频率Ｋ＝０．０１～０．１２，基于根弦长雷诺数Ｒ＿ｅ＝２．７６×ｌ０￣５～８．２８×１０￣５。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和７０°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Ｒ＿ｅ数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。

24角形剖面的风洞试验研究及工程应用

为克服圆剖面在雷诺数临界区流动不稳定的缺点，对多种具有高边数多角形剖面的柱体进行了比较试验，优选出２４角形剖面。完成了２４棱柱体和圆柱体在亚、跨、超临界雷诺数下的测力、测压对比试验，揭示了２４角形剖面在全雷诺数范围的低速气动力特性。２４棱柱体的临界雷诺数只有圆柱体的三分之一左右。在临界区气动力变化没有圆柱体那么强烈，侧力小一半左右。在１．２×１０５＜Ｒｅ＜３．６×１０５区域，２４棱柱体的阻力比圆柱体低４０％。综合考虑减阻、减小侧力及流态稳定诸因素，２４棱柱体的有利工作雷诺数范围在２×１０５～４×１０５。该雷诺数范围正是３ｍ量级风洞常用风速支杆的工作雷诺数，２４棱支杆在３ｍ以上量级低速风洞中有推广价值。

绕旋转体复杂三维流动的实验研究

本文叙述了一个椭球体模型在风洞实验研究中所得到的一些主要结果,包括各种流态显示,截面速度分布、力的测量以及边界层性质的测量等。除油流结果外,其它结果都表明椭球体模型背风面上的流动是不对称的。

座舱盖跨声速阻力特性的试验研究、理论计算及工程应用

本文通过座舱盖跨声速阻力的试验研究及理论计算程序的设计,建立了高速座舱盖参数选择、工程估算及理论计算预测性能的方法,完成了试验前的理论设计工作。经4个系列13个座舱盖模型的试验,分别研究了座舱盖最大高度、最大宽度、细长比及风挡后倾角对阻力特性的影响,为高速飞机座舱盖气动设计的参数选择提供了一般准则;并为座舱盖跨声速阻力的工程估算提供了应用曲线。本文用有限差分法建立了可适用于不同外形的机身-座舱盖的压力分布及气动力计算的程序。

基于视觉反馈的机械臂位置模糊控制

针对传统的机械臂位置控制问题,提出了一种基于视觉反馈的机械臂位置模糊控制方法。该方法模拟人抓取物品的行为,通过视觉反馈判断目标物和机械臂的相对位置,从而决定机械臂的运动方向及速度,实现抓取功能。以三自由度机械臂为研究对象,搭建了二维模糊控制器,结合运动方向判断算法与视觉图像处理,控制机械臂末端运动到目标物所在位置。实验结果表明,该方法控制误差较小且不受机械臂杆长的约束,运算量较小,具有一定的应用前景。

低速大迎角三角翼旋涡流动的有粘与无粘数值模拟

通过人工压缩性方法求解了三维定常不可压Euler方程和雷诺平均Nayierstokes方程，应用Beam－Warming近似因子分解格式及其对角化形式，采用BaldwinLomax代数湍流模型。计算模型为70°三角翼，分析了有粘与无粘流动旋涡特性的影响，尤其是对Euler方程模拟大迎角分离涡、涡破裂的能力及其局限性提供了数值验证，计算结果与实验结果相一致。

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型（翼弦长300mm），当湍流度小于0.1％时，对附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于0．1％以后则影响明显；而对NACA0024对称翼型（弦长400mm）模型，其表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。对于两个不同尺寸的层流翼型模型（弦长分别为300mm和800mm）而言，当雷诺数大于某一位后转按点位置才受雷诺数的影响，对于NACA0024对称翼型模型，其表面阻面层的转捩点位置也不受雷诺数影响，且转捩点位置与变湍流度情况下在同一位置上。

小波神经网络及其在非线性时间序列中的应用

介绍将小波神经网络理论应用于非线性时间序列的拟合与预报，主要应用于太阳黑子，洛川数据等进行拟合、预报，并将拟合、预报的结果分别与投影寻踪学习网络及改进的ＢＰ网进行了比较，说明了小波网具有很好的拟合、预报性质．

低速闭口风洞模型张线支撑及内天平测量系统的研制

“张线支撑及内天平测量系统”已在ＦＬ－８ 闭口风洞中调试、使用。该系统使用了套管天平，套管内杆是天平与模型相连，与天平相连的套管是支撑体，张线的一端与套管的前后吊点相连，张线的另一端与风洞上转盘齿圈上的张紧机构和风洞下转盘下的配重相连。该系统的角度变化范围，模型侧吊时， α＝ ±３６０°，β＝ ±６５°，模型正吊时，α＝ ±６５°，β＝ ±３６０°实验表明：张线支撑与尾撑和腹撑相比，消除了由于支杆引起的模型振动，其支架干扰变小。

机翼滚摆非定常流场的PIV测量

对后掠角为 ８０°的三角翼模型在迎角为 α＝ ３５°时的自激滚摆（ｗ ｉｎｇ ｒｏｃｋ）非定常流场首次采用粒子图像测速仪 Ｐ Ｉ Ｖ（ Ｐａｒｔｉｃｌｅ Ｉｍ ａｇｅ Ｖｅｌｏｃｉｍ ｅｔｒｙ）进行瞬态全场速度场测量。对应的 Ｒｅ数为 Ｒｅ＝ １．０１ 和２１１ ×１０５ ，自激频率为３３ Ｈｚ 和３９ Ｈｚ，滚摆振幅为±２０°，测量截面为 Ｘ／ Ｌ ＝ ０．５２５ 和０７７５ 。每幅图像计有 １５１２８ 个速度矢，空间分辨率为０５ｍ ｍ 。图像采样频率１０ Ｈｚ。测量结果表明，不仅三角翼前缘涡在模型滚摆运动时相对翼面位置的迟滞特性、而且涡强的动态迟滞特性是引起和维持自激滚摆的主要原因。

流动显示技术的若干现状与发展

本文概述了流动显示技术的发展状况，介绍了几种新的流动显示方法；阐述了流动显示技术的发展趋势。

振动鸭翼复杂流场测量

研究鸭式布局飞机模型振动鸭翼对主翼面涡流场的非定常干扰影响，进行了有无鸭翼、鸭翼不同偏角和不同振动频率、不同振动平均偏角及不同模型攻角下的主翼面涡流场静动态流动显示和翼面及立尾上压力分布测量。分析上述参数对主翼涡大小和强度、主翼涡位置和破散特性、压力分布特性的影响及其造成该现象的上下洗效应、涡系干扰和动态迟滞特性等复杂流动机理。