洞壁干扰相关论文
准确可靠的翼型气动性能预测对于飞行器的研制至关重要.在数值模拟技术日益工程化的今天,对通过风洞试验获得翼型气动性能的要求也......
本文开展了高速来流条件下无尾飞翼布局支撑干扰和洞壁干扰的数值模拟技术研究.在支撑干扰的数值模拟中,以尾支撑作为主支撑,腹支......
洞壁干扰是影响直升机模型风洞试验数据,尤其是小前进比状态的试验数据精准度的重要原因之一.为了获得高质量的试验数据、开展洞壁......
为减小跨声速风洞的洞壁干扰,满足飞行器地面气动实验的精度要求,开展跨声速孔壁的几何参数优化设计就显得尤为必要。诸如最优的开......
二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应，中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作......
运用DBM—01模型,对江工1.4×1.0m低速闭口回流风洞进行了动校试验研究。结果表明,试验值与标准值基本吻合,说明该风洞性能符合设......
本文介绍一种在均匀与非均匀流中钝体或流线体模型风洞试验壁压信息洞壁干扰修正法,给出了基本原理及具体的修正公式。用几组共14......
本文根据缩比为1/10和1/13的S导弹模型分别在0.6m~2风洞所进行的全弹零升前阻与底阻的实验结果,并综合了在该风洞中进行的喷流、通......
第23届洛杉机奥运会上出现了一种新型的自行车，这种车轮无辐条的新型赛车（饼型轮），使名不见经传的美国队夺得了3块金牌。奥运会后不久，......
本文发展了一种数值方法,用于对高速风洞的透气壁和洞壁干扰进行直接数值模拟,获得不同尺寸的模型对洞壁压力的干扰量,以及洞壁对......
流体力学只有机真和立尾的尖头机身的不对称背涡及共气动特性·,····,··············,。····一北京航空航......
用两个几何相似大小不同的前缘后掠角 70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验 ,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞......
该文介绍了一种三维跨音速洞壁干扰修正方法。计算模型是等弦长的后掠机翼，马赫数和迎角的修正是用机翼上某个展向位置剖面上，在风洞......
该实验以三角形截面高层建筑为对象，研究相邻物体干扰对风荷载的影响问题，主要分析对静压和脉动压力的影响。整个实验分为八个风向、......
在直升机的研制过程中风洞试验具有不可替代的重要作用，但是在风洞中进行旋翼气动试验时存在显著的洞壁干扰，测量结果必须经过修正才......
该文对高速风洞三维非线性洞壁干扰进行了试验与计算研究.通过试验,我们研制出了精细的壁压测量技术,能够合理测量开孔壁风洞流场......
风洞试验是飞行器设计所依赖的主要技术手段,然而风洞实验中存在且难以预计的洞壁干扰,特别是翼型风洞试验中以侧壁边界层的增长、......
风洞作为空气动力学研究和飞行器设计的主要实验手段，其洞壁干扰效应一直严重影响着模型气动实验数据的准确性，限制了模型有效实验尺......
跨声速风洞采用透气壁形式来减小激波干扰、阻塞效应、洞壁升力效应以及洞壁附面层增长,但是这也导致风洞壁面处的流动变得复杂,给......
通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁......
宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高.通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据......
二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应，中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作......
水平轴风力机风轮气动性能计算能准确描述风力机的运行状况,为风力机风轮气动设计结果提供评价和反馈。为探索风轮气动性能高精度......
介绍了 0 .6m× 0 .6m自适应壁试验段的总体结构布局、测控处系统 ,研制中解决的主要技术难点问题和达到的主要技术指标。该试验段......
宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可......
介绍了近年来跨音速二元柔壁自适应风洞中消除三元波反射的试验技术研究,包括研究现况、试验方法、试验结果与分析等。通过初步探......
利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态......
本文对二维跨声速洞壁干扰修正的壁压法——FFT 法和匹配法进行了改进;两个算例的计算结果显示了这两种改进方法的有效性。文中还......
本文介绍了一种多角柱体在闭口风洞中的表面压力洞壁阻塞干扰特性的实验研究,其结果表明,柱体表面压力分布的洞壁阻塞干扰与表面相......
本文简要叙述了西北工业大学开展应用二元柔壁自适应风洞进行三元模型试验的研究。介绍了西北工业大学加宽后的二元柔壁自适应风洞......
为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格......
用上、下二根 Calspan 式管可满意地测量亚声速风洞通气壁附近的流动状态,从而可以用来进行洞壁干扰修正或自适应壁风洞迭代计算。......
亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院ＮＨ－１高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁......
本文研究洞壁干扰对ＰＴ８－９９全机模型气动力的影响，结果表明，它对机压力分布的影响主要在机翼前缘力变化大区域和后部激波区，且随来流马赫数增......
叙述了８ｍ＊６ｍ风洞洞壁升力效应的模拟方法，计算了８ｍ＊５ｍ风洞的升力干扰因子，并和８ｍ＊６风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比......
用点壁压信息洞壁干扰修正方法，计及洞壁阻塞干扰轴向迁移加速度效应，对两组大阻塞度模型测压试验作了检验修正，并与国内外常用的几种......
简要叙述了在西北工业大学二元柔壁自适应风洞中利用面元法进行二元半机翼模型试验的研究情况，分析了面元法的基本思想和部分试验结......
介绍了0.6m×0.6m自适应壁试验段的总体结构布局，测控处系统，研制中解决的主要技术难点问题和达到的主要技术指标。该试验段流场......
通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Ｅｕｌｅｒ方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条......
简要介绍了ＣＡＲＤＣ高速所结合风洞试验和ＣＦＤ两种手段，发展的跨声速三维非线性洞壁干扰修正方法。......
二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应，中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作......
本文以近期国内外风洞试验结果说明了跨声速洞壁干扰研究的重要性，简述了国内外跨声速洞壁干扰修正方法，重点介绍了ＣＡＲＤＣ近年来在跨声速洞......
提出了在二维柔壁自适应风洞中进行半模型实验的洞壁自适应方案,其特点是仅需在上下洞壁任意横向位置的一条流向测压线上测量壁压......
本文采用涡格法作为洞壁干扰和支架干扰的修正方法,该方法需要知道包含在高速风洞通气壁边界条件中的透气性参数Q。应用理论计算配......
采用格子波尔兹曼方法（Lattice Boltzmann Method，LBM），进行了槽道流动的直接数值模拟。与经典的KMM结果比较了边界层速度型、均方根速......
基于自研软件平台UNSMB，采用CFD/CSD耦合的颤振时域分析方法，对某带舵面垂尾的风洞模型进行了跨声速颤振特性分析。研究了洞壁对颤振......
对纵向静稳定性作洞壁干扰修正时,应考虑由于攻角改变平尾在风洞实验段中位置的变化。根据尾翼实际位置确定尾翼处的干扰因子τ。......
