某飞机部件测力风洞试验天平研制与应用

为满足某飞机部件高速风洞测力试验的需要,研制了四台部件测力天平,用来同时测量飞机机翼不同部件(全翼、外翼、翼尖弹、弹架组合)所受的气动载荷。由于是全模试验,天平的设计载荷不匹配,安装空间极度受限。设计时,全翼天平采用了机身中部安装方案、外翼天平与机翼加工成一体并且采用了新型多柱梁结构;翼尖弹天平和弹架组合天平采用了杆式天平方案。上述措施不仅满足了天平的测量需要,也确保了天平在模型中的安装位置以及测力的有效性。该部件测力试验已经在中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞完成。试验结果表明,天平测力结果准确可靠,精准度高,达到了预期的目标。     

一种层流翼型附面层流动的数值模拟和实验研究

论文通过数值模拟方法对NACA6412层流翼型的低速绕流特性进行了研究,采用修正的BaldwinLomax湍流模型对来流速度为25m/s、8°迎角时翼型的流场、背风区的速度型分布、不同弦向位置附面层厚度的变化规律以及转捩位置进行了模拟,数值模拟结果与风洞实验结果具有一定的相关性.     

公寓铝幕墙风荷载体型系数精细化分析

本文以北京冬奥运村公寓建设项目为工程背景,采用计算流体力学,基于大涡模拟对铝幕墙空腔装饰构件的风荷载体型系数进行研究．研究发现,在不同工况下,装饰构件法向风荷载体型系数整体大于切向风荷载体型系数,拐角区域的装饰构件会比平直区域的装饰构件受到更大的风压作用;建筑的风荷载体型系数的变化幅度会随着所在高度的增加而愈发明显．研究结论对该工程的幕墙设计及其连接件设计提供了精细化的荷载数据．     

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。     

Ab Initio方法研究NO分子红外光谱参数

分子光谱参数是红外辐射计算的基础数据,目前国内还没有类似HITRAN数据库的气体光谱数据库,在国家数值风洞工程的支持下,本文开发了高温空气光谱参数计算代码,目的是为目标红外辐射计算提供支持。NO是高超声速飞行器高温空气流场中的主要化学反应产物之一,其振转能级跃迁产生的辐射处于红外探测器的典型波段。本文基于ab initio计算的NO分子分裂后的分子势和永久偶极矩,计算了NO分子的线强度(温度达到了8000 K);在300 K和3000 K温度下,目前的理论计算结果与HITRAN数据库中的数据符合得非常好;本文还采用窄带模型计算了296 K和2000 K温度下NO分子X²Π_1/2态的吸收系数。目前所用方法可以不借助实验光谱常数,使低振动态和高振动态都得到比HITRAN数据库更多的线位置,可为国家数值风洞目标辐射特性计算提供NO分子高温光谱数据。     

激波管风洞中叶栅测压实验与计算研究

本文利用激波管平面叶栅风洞在四种工况下进行了某叶型叶表压力分布测量实验。该类短周期实验方式的测量精度是值得关注的大问题，为此文中对实验误差及短周期实验测量的合理性进行了分析。继而将实验数据与两种模型下的数值计算结果进行了比较，其中实验结果与按实际情况建立的模型１计算结果吻合。通过实验结果与模型２计算结果比较发现，实验中存在着影响叶栅通道流动周期性的因素，本文仔细分析了该因素可能产生的影响，为今后对该风洞实验段进行改造提供了基础。     

混合型波荡器的3维优化

 以波荡器辐射波和共振电子能及混合型波荡器的解析计算为基础，通过3维磁场的有限元计算，在欧洲光源横向优化基础上，给出了同步辐射和自由电子激光用混合型波荡器纵向优化参数，进而给出了用于DUV FEL混合型波荡器的设计计算参数。加侧位和顶部永磁块后，峰值磁场分别提高到0.722T和0.773T，辅助以1μm量级分辨率的磁间隙调节机械系统，磁场分辨率好于10^-4T量级。     

叶轮机中振动叶片非定常气动力的研究

采用“单一叶片振动方法”代替传统的“全部叶片振动方法”，用线性化的方法推导出计算振动叶片非定常气动力（引起叶片弯曲振动）及力矩（引起叶片扭转振动）方程。通过输入叶型及气流参数，它可以方便有效地估计出作用在振动叶片上的非定常气动力和力矩，以及振动叶片不稳定工况发生的条件和范围。并在氟里昂超音速风洞上进行了实验测量，结果表明，理论计算结果与实验测试结果符合较好。     

导弹高速动态空气动力特性

简介了导弹高速动态实验采用的设备和实验方法 ,研究了折合频率 ,平均迎角和空气压缩性对基本十字翼导弹纵向动态气动特性的影响。文中应用了俯仰气动阻尼特性识别导弹纵向动态的稳定性     

网格湍流微结构的实验研究

本文试验研究了网格湍流从前期到后期整个连续衰变过程即湍能和Taylor微尺度随时间的变化规律,以及高阶速度相关系数的变化规律,试验结果是在一个低湍流度、低速风洞内,用TSI热线风速仪测得的,而拟均匀各向同性湍流是用在风洞试验段入口处加网格产生的,本文的试验结果与文献[1]提出的涡旋结构理论的计算结果做了比较,发现理论计算的和曲线与本文实测值非常吻合,本文的实测结果与Townsendt早年的试验以及Beanett七十年代末的试验也做了比较。结果表明,这些试验结果彼此也很一致,因而,所有这些试验结果与理论计算值都相互获得了验证。