某型电动飞机气动特性数值模拟与风洞实验

为了验证某型大展弦比电动飞机气动设计的合理性以及为飞行性能及品质计算提供数据,采用有限体积法离散求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程,并选用Spalart-Allmaras湍流模型对该电动飞机流场进行CFD数值模拟。结果表明,该型电动飞机气动设计合理,巡航速度升阻比最高可达23,具有较高气动效率;通过CFD数值模拟得到了全机升力系数、阻力系数和升阻比。为了验证CFD计算结果,对该型电动飞机进行了缩比模型风洞实验,结果显示,CFD数值模拟法计算结果与风洞实验结果高度吻合,说明CFD计算结果准确。该方法可为大展弦比电动飞机气动设计提供指导。     

大展弦比后掠机翼静气弹效应对气动载荷的影响实验与分析

通过实验与理论分析结合的方法,针对静气弹效应对大展弦比后掠机翼气动载荷影响的问题进行了研究。加工了三副刚度各不相同的机翼,在一系列工况中进行风洞实验,对各个模型的气动载荷进行测量,通过对比可以得到机翼弹性对气动载荷的影响量。在理论分析中通过工程梁理论计算弹性机翼变形,通过升力面理论计算弹性变形引起的气动力增量,在二者之间迭代收敛后得到机翼弹性对气动载荷的影响量,并将其与实验结果进行对比。对比结果表明理论分析和实验吻合程度较好,表明了在机翼气动载荷计算中计入静气弹效应后,大展弦比后掠机翼的弯矩会有显著的降低,对于减轻结构重量有重要的意义。     

快速成型弹性风洞模型高速气动特性研究

利用光固化快速成型技术加工了内部金属骨架、外部光敏树脂外形的弹性轻质AGARD-B模型.采用气动与结构并发分析方法对其跨声速气动特性进行了初步研究,完成了风洞验证实验.研究结果表明:在马赫数0.6和1.2、较小攻角(α≤4°)的条件下,弹性轻质模型气动力特性与金属模型基本吻合;较大攻角(α>4°)条件下,因弹性轻质模型刚度比全金属模型小,试验过程中受气动载荷作用,特别是升力的影响,结构机翼变形较大,导致气动力特性与全金属模型差异较大,故气动力系数需要进行弹性变形修正.初步实验结果指出:在跨声速范围内,弹性轻质模型可直接用于气动布局选型设计与研究、基本状态等研究;但同时弹性轻质模型刚度不足,易变形.     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

预处理方法在低速弹箭流场计算中的应用

基于Weiss-Smith预处理矩阵和全局截断预处理参数,采用有限体积方法对雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散。对流项离散采用二阶线性重构和AUSM ＋-up格式,时间推进方法采用多重网格下的LU-SGS方法。结合M PI消息传递方法,建立了一套计算低速流动的并行数值方法。计算了低速椭球体的流场和气动力,压力系数和切应力系数计算结果与文献实验结果对比吻合度较好。生成了末敏弹的流场计算网格,对绕末敏弹流场进行了数值模拟。对多重网格下多进程的加速比和并行效率进行了测试,显示了程序良好的并行效率。计算的气动力结果与实验结果吻合。综合结果表明：本文的数值方法能够用于低速弹箭流场和气动力计算,为新型弹箭的设计和定型提供保证。     

两种椭圆翼型高速气动特性实验研究

新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16％相对厚度,相对弯度分别为0％和3％的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。     

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

民机机头气动特性的实验研究

在1.2m量级亚跨超声速风洞采用DPIV、测压、油流显示三种实验技术对某型飞机机头模型气动特性进行了实验研究,得到了两个机头模型在巡航马赫数和快速巡航马赫数条件下的气动特性,实验结果表明：在巡航马赫数条件下（Ma=0.785）,机头顶端气流速度和压力分布平滑,不存在流动分离和超音速区域;在快速巡航马赫数条件下（Ma=0.820）,机头顶端存在局部很小区域的超音速区,强度很小,不存在流动分离;相同马赫数条件下,对于确定模型,随着攻角增大（由3o增加到6o）,气流在模型上进入高流速区或超音速区的位置有所提前,位置相差约为半个到一个测压面间距;相同马赫数和相同攻角条件下,气流在两个机头模型上进入高流速区或超音速区的位置存在差异,位置相差约半个测压面间距。三种实验方法结果相互吻合,实验数据符合气动规律,可作为机头气动设计的依据。     

风洞中灰尘在不同特性玻璃表面上粘附形貌和粘附程度的实验研究

为探究室外环境中玻璃上灰尘的形貌特征和粘附程度,本研究选择三种生活中常见的玻璃安装的角度以及三种不同特性的玻璃,利用风洞实验可控环境条件和实验参数的特性,通过工业相机拍摄得到灰尘在玻璃上的粘附形态．本方法解决了过去玻璃积灰实验周期长、难定量、误差大的问题,并利用改进的区域自适应阈值图像识别算法,分别得到不同角度下玻璃上灰尘的总数、灰尘粒径大小、不同粒径灰尘的占比、灰尘平均长轴长度等．结果表明：相同时间内,同种角度下没有涂层的玻璃比有涂层的玻璃更易吸附灰尘,且没有涂层玻璃上面积较大的灰尘更不容易脱落．同种玻璃,放置角度越大,灰尘数量越多．同种玻璃上颗粒物面积大于15 μm2灰尘颗粒数量占灰尘总数的41.9 %左右．所有实验组玻璃上的灰尘平均长轴长度均在11~18 μm之间,灰尘的长宽比均分布在1.34 上下．此项研究可为定量研究玻璃积灰奠定基础,并为工业领域中玻璃防尘、除灰技术等提供技术参考．     

不同交通流状态下桥梁气动导数的风洞试验研究

为了考虑实际运营车辆对桥梁气动导数的影响,根据车辆密度模拟了三种交通流状态,基于强迫振动装置,分别对每个交通流和无车状态下的桥梁气动导数进行风洞试验研究,讨论了不同攻角下不同车流的车辆对桥梁气动导数的影响,探究了车辆对气动导数影响的百分比以及气动导数变化量的变化规律。研究结果表明:不同攻角下不同车流的车辆均对直接导数A*2、H*4和交叉导数A*4、H*2影响显著,A*2、A*3变化量随着折减风速有一定的变化规律。虽然不同攻角下不同车流的车辆对气动导数的影响程度及影响规律不同,并且车流的繁忙程度对大多数气动导数的影响规律不明显,但是车辆对桥梁气动导数的影响不容忽略。     

高速列车受电弓风洞试验研究

为了研究高速列车受电弓在较高速度下的整体气动特性、弓网接触压力以及受电弓对支持绝缘子的作用力等综合性能,在FD-09低速风洞中进行了测力试验。试验采用测力天平和力传感器进行测量。通过在FD-09风洞试验段内安装收缩地板的方式首次将受电弓试验风速提高到了380km/h,可以满足高速列车受电弓高速性能研究的需求。研究结果表明：受电弓相对列车运行方向对受电弓升力特性有显著的影响,对弓网接触压力也有较大的影响;通过调节导风板的角度可以有效控制弓网接触压力;受电弓对支持绝缘子的作用力表现为前面拉力后面压力。     

天津电视塔塔楼风作用风洞模拟实验

通过风洞实验,给出了天津电视塔塔楼表面的平均风压系数、脉动风压系数分布及风压系数变化范围,同时给出了塔楼空气调节系统进排风口附近的环境风压,包括无进排风状态和有进排风状态,还对排风均压室结构的改变对环境的影响进行了试验.     

扑翼飞行器带翼刀机翼气动特性实验研究

通过进行微型扑翼飞行器低速风洞试验,研究了带弯度机翼下翼面翼刀对扑翼飞行器升阻特性的影响。文中进行了带翼刀机翼和不带翼刀机翼在不同迎角下的风洞吹风试验。试验结果表明,带翼刀机翼升力系数大于不带翼刀机翼升力系数,从而证明了翼刀可以阻止机翼下表面气流展向流动,起到增加机翼升力的作用。当扑翼在小迎角飞行时,带翼刀机翼可以有效地提高扑翼的气动效率,改善扑翼的飞行性能。研究结果可为带翼刀机翼在扑翼飞行器上的应用提供技术支持。     

低Re数下变弯度机翼的非定常气动特性实验研究

利用变弯度机翼模型及相关的风洞实验平台,开展了以弯度变化速率影响为重点的机翼非定常特性研究。实验结果显示,在低Re数(~105)下,机翼弯度非定常变化得到的升阻力系数曲线与准定常条件下的结果存在显著差异。具体表现为:准定常状态下,曲线表现出明显的可逆性;而弯度非定常变化时,曲线在弯度递增区和递减区之间存在明显的迟滞效应,而且随着变形速率的增加,这种迟滞也越明显。流场显示结果表明,这种小St数下出现的流动迟滞是由于弯度变形导致的流动分离的分离点相对机翼运动迟滞所造成的。这说明弯度变化时,分离流场结构的响应时间尺度与弯度变化周期相当,也揭示了该条件下机翼弯度变化对流动的抑制作用主要是通过改变分离区的大小来实现的。     

脊状表面航行器模型减阻特性的风洞实验研究

针对航行器提高航程和航速的需要,开展脊状表面湍流边界层减阻的实验和数值仿真研究。在航行器模型的外表面加工具有特定形状、尺寸的脊状结构,导致湍流边界层的流动稳定性增强,壁面摩擦阻力降低。在风洞中对具有光滑表面和脊状表面的航行器模型在不同风速和攻角下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,具有横向脊状表面的航行器模型在一定来流速度范围内具有很好的减阻效果,实验获得的最大减阻量为23.5%。数值仿真结果则发现,在脊状结构内形成了稳定的"二次涡",边界层内湍动能和湍流猝发强度降低,很好地揭示了减阻机理。     

阻塞效应对高层建筑风洞试验的影响分析

风工程界对单体建筑风洞试验阻塞效应进行了大量研究并取得初步成果,有关群体建筑风洞试验阻塞效应的研究却鲜有报道.基于此,本文对具有较多周边建筑的某实际高层建筑进行了两种缩尺比的刚性模型测压试验.结果发现阻塞效应的不同使两组模型的风压数据出现显著差异.分析表明:对于具有较多周边建筑的风洞试验,较大阻塞比导致的阻塞效应可能引起试验数据严重失真,阻塞效应对模型侧面风压的影响较迎风面、背风面更为显著;现有的阻塞效应修正方法不具有普遍适用性,阻塞比这一整体性指标无法描述模型不同部位的阻塞效应.     

大跨度脊谷式膜屋盖风载分布的实验研究

基于台州某风雨操场脊谷式张拉膜屋盖缩尺模型风洞试验的数据结果,选取典型测点,研究了屋面迎风前缘、过渡区及中轴区的平均风压和脉动风压系数的分布特性。同时,鉴于屋盖的不规则曲面造型,表面风压梯度变化较大,采用单一体型系数反映屋面风载已不能满足要求。文中在结合屋盖自身复杂体型和风压分布特征基础上,按各榀各边片将屋面划分为不同区域,对5个不利风向角下的区域体型系数进行统计分析,并给出各区域体型系数建议取值。最后,针对这类体型屋盖特点和风压分布特性,得出一些结论和建议,为进一步研究该类屋盖的风荷载特性和结构抗风设计提供了依据。