低速风洞绳牵引并联机构的动力学分析

现代飞行器对低速风洞试验的攻角范围要求很大,往往无法用传统支撑系统来实现.文中提出1个新型的绳牵引并联支撑系统,用来支撑缩小比例为1∶100的F-15E"攻击鹰"战斗机模型的低速风洞试验,该支撑系统使缩比模型的3个姿态角能实现±90 °的变化.通过做粗略风速为28.8 m·s-1的吹风实验,发现设计方案是可行的.对用于低速风洞大攻角支撑系统的绳牵引并联机构进行逆动力学分析,并建立机构的动力学模型求逆动力学解,仿真分析缩比模型进行纯平动和纯转动时各根绳的拉力值.由系统的动力学线性挠动方程求出机构系统的固有频率,通过仿真分析求出缩比模型单独绕某一坐标轴转动时,其在特定位姿处的最小固有频率.     

带悬挑女儿墙双坡屋面风压的数值模拟分析

考虑加设悬挑女儿墙对双坡屋面风压的影响,将悬挑女儿墙设置高度与房屋檐高的比值作为控制参数,利用计算流体力学软件CFX 10.0,以及SST k-ω模型和混合网格对一典型低矮双坡门刚厂房屋面平均风压进行数值模拟.分析悬挑女儿墙对屋面风压的影响,优化设计参数.采用计算流体动力学数值模拟方法,探讨常见的双坡屋面轻钢厂房模型在增设悬挑女儿墙后,其屋面风压的变化及影响,并与未增设悬挑女儿墙时的风洞实验结果对比.结果表明,增设悬挑女儿墙后能明显地降低屋面风荷载敏感区的负压峰值及风荷载体型系数.     

动态热湿气候风洞实验台研制

研制风速、温度、湿度、热辐射参数小时间步长（分钟）周期性控制的模拟实验环境,是实现建筑围护结构热工性能的重复性实验,研究多孔建筑材料在自然气候要素下被动蒸发降温问题的重要手段。热湿气候动态风洞实验台在具有可调低速风外,还通过设置红外灯、加热与制冷、加湿与除湿装置,初步实现了对室外自然气候要素太阳辐射、风速及温、湿度环境的模拟控制。热湿气候风洞环境测控系统以计算机为核心,通过数据采集卡完成数据采集、反馈和控制指令输出,实现了风洞中环境参数的实时检测、数值显示和数据保存等。经专业机构校正,风洞内四参数辐射照度、风速、温度和湿度控制精度分别为±10 W/m2, ±0.2 m/s, ±0.5 ℃和±5 %。     

低速风洞收缩段设计加工与流动数值模拟

介绍了一种简洁有效的低速风洞收缩段的设计、加工以及校验的方法。通过选择合适的收缩段曲线,绘制出收缩段的三维图,然后在三维造型软件中将收缩段曲面展开为平面,得到了所展开平面上的曲线坐标。将这些坐标输入到数控等离子切割设备,加工出制备收缩段所需的原料。最后通过数值模拟得到了该收缩段的流场特点。     

汽车散热器传热特性的风洞实验研究

通过风洞实验对整体结构相同而散热带波距不同的汽车散热器分别进行实验数据采集,获取了散热器冷却水进出口温度、水流量、冷却空气进出口温度、空气流量、散热量、风阻及水阻等相关实验数据.根据实验数据研究分析散热器的散热量、风阻与散热带波距的关系.对水口位置不同的散热器的换热情况进行了实验研究,分析比较它们的换热特性和流动特性;同时还进行了双排水管与单排水管管带式散热器性能对比实验研究.最后根据实验数据和分析结果进行优化设计.     

等离子体激励参数对圆柱绕流影响的风洞实验研究

为研究等离子体的激励参数对圆柱绕流的影响,在低速风洞中进行介质阻挡放电(DBD)等离子体激励控制圆柱绕流的实验。风速V_∞=8 m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=8.6×10~4。圆柱绕流的烟线流动显示、圆柱壁面和尾迹压力的测量和分析表明脉冲激励参数的变化对圆柱绕流的影响在尾流宽度、壁面静压分布、圆柱阻力、尾迹压力分布三方面均有所体现。激励频率在400 Hz左右时流动控制效果最佳。占空比在40%~80%范围内,流动控制效果较好。激励电压在9.2~13.2 kV区间内存在放电启动的临界电压值,在22~25.5 k V范围内激励效果最优。边界层分离点附近区域,激励对壁面静压和流速的影响较为显著。     

某型机机身前段安装大尺寸天线罩后的静压孔布局研究

某型机在机身前段安装的大尺寸天线罩改变了机身压力分布,自身还产生了尾涡流。采用CFD和风洞试验方法研究表明天线罩使机身前段压力升高,天线罩前方可找到静压力系数接近0且随迎角和侧滑角变化很小的区域用于布置静压孔。测试发现天线罩尾流区内总压降低可达6%。机身前段的压力系数随着雷诺数增加有降低趋势。     

鸭式布局探空火箭气动特性实验研究

采用风洞实验的方法对超音速鸭式布局探空火箭气动特性进行了研究。在马赫数为1.5和3.0、攻角为-8°~+10°的实验条件下,分别进行了箭身、鸭舵、固定尾翼、滚转尾翼的火箭模型组拆实验,并对各模型状态下的气动力和气动力矩特性进行了对比。实验表明,各组件(箭身、鸭舵、尾翼)对全箭气动力和气动力矩的贡献各有不同,滚转尾翼状态的滚转舵效明显大于固定尾翼状态并解决了跨音速附近固定尾翼滚转舵效反效的问题,尾翼滚转与否对鸭舵的俯仰舵效影响不大。实验结果对鸭式布局探空火箭的设计具有一定的参考意义。     

增阻尾翼对子弹弹道及速度的影响

针对增阻尾翼设计及其对子弹飞行弹道及速度的影响特性进行了研究.通过风洞实验对带不同尺寸增阻尾翼子弹的气动特性参数进行测试,建立了子弹阻力与马赫数之间的经验关系,并结合质点弹道运动方程组,计算和分析了尾翼尺寸及初始弹道倾角对子弹飞行弹道、速度的影响规律.结果表明,在子弹初始弹道高度为5 000m、初速为6Ma、弹道倾角为-75°～-45°条件下,当尾翼面积近似等于子弹最大截面积时,可以在1 500m高空处将子弹速度迅速降至1Ma以下.     

电弧风洞半椭圆喷管流场测试分析

在电弧风洞试验中,半椭圆喷管试验技术为平板模型提供了较宽的试验流场,可以有效提高电弧加热器的能量利用率,应用于热结构考核试验。以总温、皮托压力、模型表面热流、表面压力、红外热图温度、背温等多参数测试结合数值模拟的方法分析了流场均匀性及参数分布,试验区总温、皮托压力测试表明,波动小于3%的宽度均匀区可达喷管出口长边的75%以上。