翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

运用Navier Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁干扰进行模拟 ,将简单代数湍流模型扩展用于机翼 /风洞侧壁结合区流动 ,分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素 ,如翼型展长、风洞侧壁边界层厚度及侧壁边界层抽吸等 ,对实验结果的影响 ,得出了一些有用的结论。计算格式空间采用中心有限体积离散 ,时间采用多步Runge Kutta时间步长格式进行积分。

翼型与风洞侧壁交接角区分离流动研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分.结果显示,在翼型模型风洞试验时,模型/侧壁拐角区、模型表面、侧壁表面和模型后形成复杂的黏性分离流动和二次分离,对实验结果产生很大的影响.

自然层流超临界翼型的设计研究

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼型ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想，设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法，首次提出了利用弱激波形成足够顺压梯度的自然层流超临界翼型设计思想，解决了维持层流所需的有一定顺压梯度压力分布形态和无激波超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾。风洞实验结果表明，所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。

风力机翼型风洞实验中粗糙带形式的选择研究

由于模型尺寸与实验风速的限制,低速翼型风洞实验雷诺数通常小于实际值,造成翼面转捩点偏后,翼型表面流动与实际不相符。为了尽量真实模拟实际流动,风洞实验一般采用粗糙带在翼型表面前缘进行固定转捩。实践表明,粗糙带的种类及其参数对实验结果有重要的影响,需要非常仔细地选择。另外,由于风力机叶片长期在野外工作,污染造成表面粗糙度增加,这部分的影响一直没有得到很好的研究。本文采用风洞实验的方法,对ZZR、ZZT、T和H型等四种粗糙带在风力机翼型风洞实验中的作用及附加影响进行了研究。研究结果表明,在风力机翼型实验中,ZZT型具有转捩效果好和附加阻力小的特点,H型则对昆虫尸体的影响有较好的模拟效果。

一种新型低噪声水下动力螺桨翼型的实验研究

翼型是各种螺桨设计的基础。为了进一步提高水下动力螺桨的抗空化特性，降低噪声，西北工业大学翼型研究中心研制了一组ＰＱ翼型。该翼型通过理论计算优化并经一系列的风洞、水洞试验研究，结果表明，ＮＰＵＰＱ系列翼型在满足初生空化数设计指标的情况下比ＮＡＣＡ６６（Ｍｏｄ）系列翼型有更大的空化斗，显示了更好的空化特性；前者的流体动力特性与后者相当或更好。

高载荷函道螺旋桨翼型高速风洞实验研究

给出了由西北工业大学翼型研究中心设计的四个高载荷函道螺旋桨翼型在FL-2l风洞进行的部分典型实验结果，进行了分析，并与数值计算结果进行了比较，结果表明，四个函道螺旋桨翼型在设计马赫数范围内均具有高升力条件下高升阻比的气动性能。

层流翼型转捩与分离实验研究

为满足型号研制的需要，针对层流翼型实验中出现的一些气动现象，对层流翼型的转捩与分离及其对翼型气动性能的影响进行了实验研究。

GAW—1两段翼型缝道参数优化中的雷诺数影响研究

多段翼型是飞机上最为常用的增升装置。缝道参数对多段翼型的性能有很大影响。对于多段翼型的最终构型往往是由风洞实验最终确定的。然而，由于实验雷诺数与使用雷诺数的不同，实验最佳参数未必在使用时有最佳效果。针对GAW-1两段翼型在中等雷诺数范围，用实验的方法研究了其缝道参数随雷诺数变化的规律。研究发现，在雷诺数在（1—2）×10^6范围内，缝道变化有一定的规律，即ΔGap=-0．00154cΔRe。研究结果与方法对中小型无人机增升装置的应用有一定的参考价值。

Kirchhoff方法在旋翼前飞噪声预测中的应用研究

将CFD(计算流体力学)技术与噪声预测的Kirchhoff方法相结合,发展了前飞状态下直升机旋翼远场气动噪声的定量预测方法,得到了旋翼噪声的时域解。先用具有解析解的"点源"流动代替旋翼流动,通过比较计算值与理论值,验证了该预测方法的可行性和可靠性;尔后针对AH 1/OLS旋翼模型的两种前飞状态进行计算,通过比较计算值与实验值,进一步验证了本文方法及其所发展的程序的正确性。

多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动

使用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程、采用可用于较大分离区的Ｊｏｈｎｓｏｎ－Ｋｉｎｇ紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流，特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有１７％相对厚度的ＧＡＷ－１翼型带３０％襟翼翼型为例进行了计算，计算结果与实验结果吻合很好，证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。

进气道实验中动态数据采集及处理方法研究

本文介绍了进气道实验中动态数据采集及处理方法 ,研究了滤波器截止频率以及进气道不同流量对动态畸变指数的影响 ,对在干扰状态下得到的数据以传统方法、统计方法、误差方法进行了分析及处理 ,并对所得到的实时数据进行了频谱分析 .

基于N-S方程的旋翼翼型优化设计方法

将N-S方程流场分析程序和序列二次规划结合起来,提出了一种工程实用的直升机旋翼翼型设计方法,以提高旋翼翼型在悬停、前飞和机动等多个设计点及在多种约束条件下的气动性能。由N-S方程计算得到的升力、阻力等气动参数构成目标函数,应用数值优化程序对其进行最优化。计算实例表明:本方法设计质量高,所需机时少,易于实施,有较大的工程应用价值。

螺旋桨风洞实验气动声学相似准则研究

从气动方程和声学方程两方面共同考虑,结合螺旋桨气动声学风洞实验研究的特点,推导出几何相似螺旋桨风洞实验中应模拟的相似参数。证明了几何相似的低速螺旋桨在临界雷诺数以上时,保证前进比和对应马赫数相等就可以保证声学相似并推导出相似螺旋桨声压级的换算公式。为实际的实验设计和数据处理工作提供了理论依据。

采用长细管法进行脉动压力转捩探测的实验研究

为了简便地使用测量模型表面脉动压力特征的方法探测边界层转捩位置,需要研究脉动压力传感器接在传统测压模型外的适用性,即通过长细管将模型表面的脉动压力信号传递到脉动压力传感器上的方式是否可得到转捩的特征信号。首先采用信号发生器驱动扬声器,在无风条件下,测量了长细管对不同频率声压信号的传递损失情况。证明了所采用的长细管系统具有合适的工作频带。然后在西北工业大学NF-3低速风洞二元实验段、实验风速为30m/s的条件下,对弦长为800mm、展长为1.6m的翼型模型沿弦向进行了脉动压力信号测量,并通过改进的数据处理技术判断了模型表面的转捩位置。研究结果表明,采用长细管系统进行脉动压力方法转捩探测具有一定应用价值,值得进一步深入研究。

翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制

介绍NF 3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统 ,采用电机位置和速度闭环方法 ,已经获得模型姿态角的精度在± 0 .0 5°以内。为进一步提高测控性能 ,对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器 ,测量模型的实际角度 ,并作为反馈信号。这种位置全闭环系统 ,可使角度精度达到± 0 .0 0 83°。对于三元实验 ,用一个加速度计固定在模型内 ,实时测量模型的实际攻角 ,并对实验结果进行预处理 ,从而减少因气动弹性角产生的误差。

鼻锥声学特性试验研究

该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题。在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声)。在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特殊形式的鼻锥。但风速达到某个数值以后,传声器自噪声仍会太大以至于无法进行声学测量。所以,在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。根据自噪声主要取决于鼻锥的边界层与透声孔干扰的论断,笔者用风洞实验的方法研究了三种形式鼻锥的声学特性,试图寻找降低自噪声水平和提高实验风速的方法。研究表明,在透声孔上覆盖纱网可以降低传感器自噪声。在本文的实验条件下,加纱网可以降低自噪声约5dB或在保持自噪声水平相同的条件下提高实验风速约10m/s。

两种鼻锥在高速气流中声学特性的研究

为了在气流当中进行噪声测量,传声器上必须加装适当形式的鼻锥以降低传感器自噪声。否则,传感器自噪声会过大而影响正常的声学测量。所以,当在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。如何降低传感器自噪声成为高速气流中声学测量的关键。鼻锥的形式对传感器自噪声有重要的影响。为了发展低噪声鼻锥,采用实验的方法,在闭口风洞声学实验段中,研究了两种形式鼻锥在风速为10m/s～50m/s时的声学特性。实验结果表明,半球型头部的鼻锥在风速为30m/s～50m/s时比常见的鼻锥自噪声小约3～11(dB)。因此,使用半球型头部的鼻锥可以改善测试条件或提高实验风速。

增压连续式跨声速风洞的防喘振措施——直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一。直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论。在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上 ,通过数值仿真 ,分析了直接放空对风洞和压缩机的影响。结果表明 :对于增压连续式跨声速风洞 ,直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程 ,不能有效地使工作点脱离喘振区。

旋翼前飞气动噪声高效数值算法研究

采用“双时间法”数值求解旋翼前飞非定常欧拉方程 ,并在此基础上 ,运用改进的 Kirchhoff方法 ,将近场流动解作为声源信号 ,积分求得旋翼前飞时产生的远场气动噪声 (高速脉冲噪声 ) ,从而发展了一套“流场→声场”的高效算法。为了保证网格生成效率 ,采用无限插值理论生成绕旋翼O-H型代数网格 ,并考虑了桨叶作变距运动的网格生成问题。解决了前飞噪声计算所遇到的计算机存储量过大、CPU时间过长的问题 ,并给出了定量计算结果 ,可作为研究旋翼声场机理及直升机降噪设计的基础。

N-S方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法

通常生成复杂外形物体的单域贴体网格很困难,为了克服这点,采用嵌套网格生成技术。以三段翼型为例,首先对某三段翼型分别生成贴体计算网格,再采用嵌套网格技术,生成嵌套网格,最后采用N-S方程对该翼型的粘性绕流进行数值模拟。计算结果验证了嵌套网格方法能较好地模拟多段翼型上的粘性绕流、多缝道流动及最大升力。