亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究
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,然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换,用同样方法算出模型在自由流中的绕流场,从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性,采用重叠网格技术,对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。
0.6m风洞自适应壁试验段研制
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。该试验段流场较测和利用DLR-GOTTINGEN一步迭代控制算法调整柔壁外形,获得模型阻塞度分别为1%和2.8%两个标准模式结果。结果表明:0.6m×0.6m自适应壁试验段研制是成功的,流场品质优异,已基本具备了在M≤0.9,-4°≤a≤10°范围内进行全模型纵向测力试验并获得近于无干扰数据的能力。
高速风洞超大迎角试验技术初步研究
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术.气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术,包括大迎角机构、模型、天平等.1.2m风洞超大迎角试验结果与2.4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求,表明1.2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功.
尾支杆干扰非线性修正方法的初步研究
利用CFD方法,采用两套网格重叠的形式,研究了一种对尾支杆干扰进行修正的非线性方法。运用本方法,研究了尾支杆等直段长度、直径和锥角对模型气动特性的影响,研究了四个模型有攻角时的尾支杆干扰,并对GBM-04A模型的零阻进行了尾支杆干扰的修正。
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