风沙流中沙粒冲击速度的分布函数

根据风沙流通量和速度随高度的变化推导出了风沙流中沙粒冲击速度的分布函数,与以往建立的风沙流中起跃沙粒垂直初速度的分布函数稍有不同。用最新引进的粒子动态分析仪对53000多个沙粒冲击速度的风洞验证结果表明,所建立的冲击速度的分布函数与风洞实验结果吻合得相当好,80％以上的拟合相关系数大于0.95。     

高超声速风洞实验数据的多维空间相关理论与关联方法

本文首先回顾了国内外高超声速飞行器气动力/热风洞实验数据关联方法领域的研究进展,讨论了风洞实验数据关联方法发展的思路及其局限性.在此基础上,我们提出了具有普适性的高超声速风洞实验数据多维空间相关理论,发展了一套基于多维空间相关理论的具有泛函优化特征的数据关联方法.多维空间相关理论揭示了不同类型风洞实验数据之间的内在规律,为合理利用已经获得的有效风洞实验数据奠定了基础.选择一定体量的多空间数据,应用发展的泛函优化数据关联方法,能够得到具有全局最优特征的风洞实验数据多空间集合的解析关联函数,探索反应高超声速流动规律的相似性参数.通过几个典型算例的对比分析,评估了实验数据多维空间相关理论应用的可行性、泛函优化数据关联方法的关联能力及其解析函数的关联精度.研究结果表明:高超声速风洞实验数据多维空间相关理论及其泛函优化数据关联方法能够充分并有效地利用已有的高超声速风洞实验数据,获得更合理的全局关联函数和更高精度的风洞实验数据关联结果,从而支撑利用风洞实验数据深入发掘流动规律和相似参数的研究.     

森林保护用低速风洞的研制

介绍一种用于森林保护科研试验的低速风洞的构造、性能和设计原理。风洞实验段尺寸１ ．２ ｍ ×１ ．２ ｍ ×１ ．８ ｍ ,可在０ ～６ ｍ／ｓ 范围连续平稳地调节气流速度。试验表明,风洞实验段的气流场均匀稳定,适合研究飞行昆虫携带电荷的规律,还可用于雾滴的传输和沉降机理及林火行为的研究。     

基于多通道风洞实验的数值模拟研究

风洞不仅是航空航天发展的保证,也是风沙物理学研究的重要依托.对于风沙地貌、风沙环境的研究以及防护治理都有举足轻重的作用.以建设多通道风洞实验平台为背景,通过在UG中对平台进行建模,再利用商用软件ANSYS对三种不同进风口角度的风洞模型进行数值模拟分析,对比在三种不同角度情况下风洞实验段中的流体流线分布情况、流体速度矢量场分布情况及流体压力场分布情况,确定了最佳进风口角度的风洞模型,为后期建设提供了有力的技术支撑和理论基础.     

结冰风洞液态水含量测量方法研究

液态水含量是影响结冰形状和结冰类型的重要结冰云雾参数。获知结冰风洞中的液态水含量,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。本文提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段。测量结冰风洞中液态水含量的方法。该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到物体表面水滴的总收集系数;其次,计算不同液态水含量所对应的结冰质量。建立液态水含量与结冰质量的关系曲线;在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的结冰质量,通过在液态水含量与结冰质量的关系曲线上进行插值,进而得到实验液态水含量的大小。用本文提出的方法进行结冰风洞液态水含量测量。只需一般的质量测量工具即可进行。操作方便,成本低廉,避免了常规的液态水含量测量或标定需要专门设备的不足。采用25和35m,s两种速度条件对0．3m×0．2m结冰风洞的液态水含量进行了测量,两种条件得到的结果一致,相差不超过0．01g／m^3,说明本文提出的方法是合理的。研究显示,0．3m×0．2m结冰风洞在开启一个喷嘴时,液态水含量值在0．15g／m^3左右。     

基于流场品质的风洞导流片空间布置参数优化

运用计算流体力学(CFD)研究风洞拐角导流片在初始空间布置参数时风洞实验段的流场品质,并通过多岛遗传算法在保证弦长为1 917.1 mm不变的情况下对风洞拐角处导流片的数目和安装角进行优化,得到导流片最佳的空间布置参数:数目为27片,安装角为47°,此时速度偏差均方根的平均值的优化目标值为0.078 45％,相对CFD计算值0.079 70％误差仅为1.5％.与初始空间布置参数的导流片对比,在一定程度上改善实验段流场品质.     

建筑数值风洞的基础研究

假设计算区域的上空面和二侧面为自由边界，地面和建筑物的各面为壁函数的边界，计算网格为３６×３０×２７，构造１０ｍ×１０ｍ×１０ｍ建筑数值风洞，采用ｋ－ε湍流模型，对该数值风洞进行了风绕流数值计算。得到了建筑表面压力分布及建筑周围速度矢量图，与实验结果比较表明，该数值风洞是可行的。     

整车气动声学风洞数值模拟

通过实际测量建立气动声学风洞计算域模型,考虑了试验段与外界的联通、脉动压力和瞬态气流交换,以便更好地重现风洞试验段流场的流动特性和非定常特性。将数值模拟结果与风洞实测结果在速度分布、静压梯度、风洞压力平衡口流场、缓冲口流场等具有代表性的流动和压力等特征物理量进行对比分析,结果表明：风洞计算域的数值模拟结果能够较好的贴合风洞的实际流动特征。使用实车模型分别在风洞计算与传统长方体计算域进行数值模拟计算,并与风洞试验结果进行对比分析,结果显示：应用风洞计算域的数值模拟结果更接近风洞试验结果。     

NF-6跨音速连续式风洞实验数据的实时采集与显示

连续式风洞实验数据的实时采集与显示对提高实验效率和测控技术的发展具有重要意义.详细阐述了在LabWindows/CVI环境下实现实时气动力系数的显示,并分析了NF-6风洞各系统的拓扑结构、采集数据类型、传输方式、结构原理,以及所采数据在风洞运行控制和模型试验中的作用.NF-6风洞的实际运行表明,所研制的系统运行穗定、可靠性高,满足风洞实验要求.     

变弯度机翼准定常流动分离特性的实验研究

研制了一种可实现弯度主动变形的机翼模型,搭建了相关的风洞测力及流场显示实验平台．低速风洞测力实验揭示了机翼弯度连续准定常变形下的流动分离特性,发现其与固定弯度下的流动分离有着显著区别,采用前缘和尾缘两种分离机制分析和解释了造成这种差异的原因．相关的流场测量结果验证了上述解释．在流动分离条件下,研究表明可变形飞行器外围流场结构不仅与当前时刻的飞行器外形及来流条件有关,而且还和流场变化的历史过程相关．     

汽车风洞实际流场对声源识别的干扰与修正

为了提高汽车风洞外场声源识别精度,对因实际流场与空风洞之间区别产生的偏差进行分析.关注汽车绕流场与射流剪切层的速度分布,分别对车辆所在自由空间、空风洞与带实际车辆的风洞3种流场进行数值仿真及试验验证.通过无限薄剪切层及实际流场分层声传播模型,预测有无车辆两种风洞状态下的声漂移量,并与实际整车声学风洞声传播试验结果进行比较.结果表明,放入车辆后,风洞势流核心区因受汽车阻塞而流场速度分布不均匀,进而剪切层区域流场受到汽车绕流场干扰而外扩.进行实际流场分层修正后,车表后方声源漂移结果精度大幅提高,能有效提高实际风洞外场声源识别精度.     

中间开缝钝体后回流流场流动特征的研究

对三角形钝体柱后形成的回流流场进行了实验测定和理论分析，实验在矩形风洞中采用靠背毕托管对开缝钝体和一般钝体后的回流流场进行测量，获得流场在主流方向上的速度分布，进而由流函数的定义求出流场流函数分布图谱。     

MF-1钝锥边界层稳定性及转捩天地相关性研究

影响高超声速边界层转捩的因素众多,而地面风洞实验无法充分模拟这些因素,使得风洞实验的转捩数据与真实飞行数据通常存在很大差距.为了把地面风洞实验的转捩数据换算到真实飞行状态下,提高转捩预测精度,选用零度攻角7°半锥角的钝锥模型,利用中国空气动力研究与发展中心的MF-1飞行实验、Φ1m高超声速风洞实验数据以及国外飞行实验和风洞实验数据,通过LST和eN方法,对天地工况的稳定性与转捩进行了对比分析.结果表明,天地之间的稳定性与转捩存在较大差异,天上飞行的壁温比小于地面风洞,导致其第二模态频率大于地面风洞.给出了第二模态最不稳定频率的经验关系式,该关系式同时适用于真实飞行工况和风洞实验工况.研究还发现转捩时的N值(N_T)受钝度雷诺数影响很大,钝度雷诺数越大, N_T越小,甚至当钝度很大时,在边界层模态失稳之前转捩就已经发生.钝锥前缘弓形激波后的流场存在熵层,钝度会影响熵层进入边界层的位置(熵吞点).研究表明,转捩点/熵吞点的相对位置与N_T体现出较好的相关性,且天地趋势一致.通过最小二乘法,给出了转捩点/熵吞点相对位置与N_T的经验关系式,该关系式可方便高效地对类似条件下的高超声速边界层转捩进行预测.     

应用粒子图像速度场仪测试圆柱绕流涡的结构

利用粒子图像速度场仪（PIV）的2帧互相关技术,在风洞中测量雷诺数为500的圆柱绕流.通过展示一个涡的产生、发展及脱落的连续瞬时速度矢量场、流线图、速度量级等势线图和涡量等势线图,分析圆柱后涡系发展及涡量输运规律.     

太阳能被动蒸发风洞研制

随太阳辐射动态周期变化的空气温度、湿度等气候参数小时间步长控制的模拟实验环境,可以实现建筑围护结构热工性能的重复性实验,是研究多孔建筑材料及室外环境铺装材料在自然气候要素下被动蒸发降温问题的重要手段。介绍的动态热湿气候动态风洞实验台,在传统风洞风速模拟与控制实验技术基础之上,通过增加太阳辐射模拟和空气温湿度控制,初步实现了对室外自然气候中太阳辐射、风速及温、湿度环境的模拟控制。经过对可视化程序设计的风洞环境测控系统的调试,风洞内四参数辐射照度、风速、温度和湿度各指令值与模拟值的平均偏差分别为-0.6%, 2.9%, 0.7%和-0.7%,该风洞实验台可以用于含湿建筑材料太阳能被动蒸发降温问题的研究。     

一种回流式实验教学用风洞的设计

利用风洞设计原理,设计了一种低湍流回流式实验教学用风洞,获得了风洞的整体构造形式及各部件关键结构参数,并对该型风洞的湍流度进行数值估算,结果符合小于5‰的设计要求。该型风洞的成功设计,论证了我院自主研发该型风洞的能力,同时为风洞的设计提供了关键基础技术数据,对我院相关专业实验教学的建设和完善起到了促进作用。相关研究成果,对实验教学用风洞的设计具有一定的参考价值。     

江苏工学院风洞工程研制

最近江苏工学院建成一座实验段为1×1.4×3.0m,新型的低速闭口回流式风洞。它是教学和科研所需的重要实验设备。文中介绍了风洞的结构、性能、测量控制系统、自动数据采集和处理系统以及标模实验结果,分析了风洞的特点和用途。     

高架污染源大气扩散数值计算

应用ｋ－ε湍流模型，对平原地区高架烟囱排烟的大气扩散现象做了数值计算，绘出了流场的速度矢量图及浓度等值线图。数值计算结果与风洞实验数据以及经验模式计算数据的定性比较表明，本文所用的数值计算方法是可行的。     

Viper Jet无人机等离子体流动控制飞行验证

以往的地面风洞实验研究表明等离子体流动控制具有极大的实用价值。为探索等离子体流动控制应用的关键技术,开展了低速无人机等离子体流动控制飞行验证研究。首先,设计了无人机试飞实验系统和试飞方案,据此进行激励特性测试和地面风洞实验,测试了毫秒脉冲等离子体激励的放电特性,在风洞中验证了毫秒脉冲等离子体流动控制对Viper Jet无人机失速分离的控制效果。然后,进行了Viper Jet无人机等离子体流动控制飞行验证,结果表明AC-DBD激励能有效减小飞机起飞与降落滑跑距离。     

用数值模拟方法确定跨音速风洞几何参数

用多块搭接网格技术及雷诺平均N-S方程数值模拟跨音速翼型风洞流场,着重研究了不同驻室高度、不同引射缝高度以及实验段上下壁不同开闭比对风洞马赫数分布的影响,并研究了实验段上下壁干扰对翼型测压实验的影响,通过计算得到了最优的驻室高度、引射缝高度以及最优开闭比。计算结果表明,不同的驻室高度和引射缝高度对实验段马赫数分布有很大影响;而实验段上下壁开闭比对风洞实验段的阻塞度有很大的影响,随着开闭比的逐渐增加,翼型上的激波位置也逐渐向前移动,只有在合适的开闭比下,翼型的激波位置和压力峰值才与无干扰结果一致。研究结果对风洞建设和性能改进有一定的参考意义。