洞壁干扰

摘要： 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,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象.针对宽体客机标模在FL-26风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究0.8≤Ma≤0.92范围内的模型洞壁干扰耦合效应.结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量.

摘要： 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越来越高.针对翼型风洞试验技术进一步发展的目标和实现的技术路径,在资料调研的基础上,结合翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室的研究进展,对翼型静/动态性能测试技术、模型表面流动转捩探测技术以及翼型试验中洞壁干扰控制与修正技术的最新进展和存在的问题进行了总结与分析.研究表明:1)翼型试验有其固有的特殊性,需对硬件条件的建设给予足够的重视;2)现代数据信号处理技术是翼型静/动态试验技术发展的重要方向;3)对洞壁干扰的控制与修正方法仍需结合具体试验场景加强研究.

摘要： 为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验.试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65％～90％.结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70％试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求.

摘要： 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风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础.研究表明:支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 bA,需进行相关修正.

摘要： 低速风洞测试干扰主要有2种干扰:一种是洞壁干扰,一种是安装支架干扰.以Suboff潜艇模型为例,通过数值模拟的方法验证了洞壁干扰效应和支架干扰效应对阻力测定试验结果的影响.同时验证了低速风洞试验经典的映像修正法和镜像修正法的可靠性,运用该方法对风洞试验的数值仿真结果进行有效的修正.

摘要： 翼型动态失速导致气动非线性特征突出,与洞壁效应耦合给风洞试验数据带来极大的不确定性,该文通过试验和数值手段揭示了翼型动态试验洞壁效应产生机理和影响规律,结果表明:相比于静态试验,由于洞壁的存在,动态试验翼型的尾流区的总压和静压分布更不均匀,动态试验翼型在相同迎角下的洞壁干扰更严重,表现为翼型在大迎角段,洞壁干扰导致模型中间截面附近和端部截面附近的速度分布和压力分布差异更明显,且相比于压力面,吸力面流动的二维性变得较差。侧壁干扰抑制了翼型中间截面附近的流向分离,诱导了端部附近的展向分离流。上洞壁和下洞壁的非定常压力系数随翼型实时迎角变化也呈迟滞环曲线,迟滞环方向相反,且脉动一阶主频率与翼型俯仰振荡频率一致。风洞洞壁干扰下,翼型动态失速三维涡结构呈“Ω”型。风洞上下壁干扰使得翼型线性段的升力系数和升力线斜率均增加,诱导翼型提前失速;在负行程,则使得翼型升力系数降低。侧壁干扰在负行程诱导了翼型表面的展向流动、减小了翼型弦向流动速度,引起翼型升力系数减小,正行程范围则影响较小,且翼型失速延迟。FL-11风洞翼型动态试验的上下壁干扰效应为主导因素;但是侧壁干扰不可忽略,特别是在翼型振荡周期的大迎角和负行程范围。

摘要： The slotted wall is increasingly adopted in advanced transonic wind tunnels.However,in China,understanding of its interference is relatively limited,and studies on assessment and correction of the interference have not been carried out.In this paper,characteristics of interference of the slotted wall with the standard model of advanced civil configuration are evaluated and corrected based on the homogeneous boundary condition of the ideal slot and the classical method.On the basis of accuracy verification,the difference and regularity of slotted wall interference in ETW and 2.4 m transonic wind tunnels are compared and analyzed.The results show that the corrected data are in good agreement with ETW reference data,and both corrections and interference factors coincide with ETW evaluations.Compared with traditional experimental techniques used for porous walls,the method proposed is clear,simple and fast,and can be conveniently applied to other wind tunnel with similar slotted walls.It can be used as an auxiliary means of wall signature method to improve the quality of domestic experimental data,and can provide reference for the design and debugging of domestic advanced transonic wind tunnels.%目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作.本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞(ETW)槽壁干扰的差异和规律.结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致.与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴.

摘要： In order to meet the elaborateness requirements of modern wind tunnel testing and improve the accuracy of wind tunnel test data,the nonlinear method of transonic porous wall in-terference corrections based on wall pressure is developed.The measured wall pressure informa-tion is adopted to construct the porous wall boundary conditions,and the flow field around the test model in the wind tunnel is simulated numerically with the N-S equations.Unlike the linear correction methods,this method can be used for a variety of complex shapes of the aircrafts to correct the porous wall interference in the subsonic or transonic wind tunnel.The characteristics of wall interference corrections is studied combining with test data of the low aspect ratio flying wing model conducted in the FL-2 wind tunnel.The results indicate that the wall interference has a rising trend with the Mach number increasing,the interference reaches to the maximum at about Ma=1.0,and the corrected results of the FL-2 wind tunnel test data are in good agreement with the test results of the FL-26 wind tunnel approximately without interference.%为了满足现代风洞试验精细化要求，提高风洞试验数据精准度，开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件，通过求解 N-S 方程，模拟试验模型在风洞中的绕流场，建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法，本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正，结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据，对其在 FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明，洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势，Ma ＝1．0左右达最大，经过修正的 FL-2风洞的跨声速试验结果，与 FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。

摘要： 在 FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验，并在 FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于 RANS 的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究，并与试验结果进行了比较。结果表明，飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律，三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。%Force test on wall pressure measurement has been conducted in CARDC FL-24 wind tunnel,and the corresponding verification test has been carried out in CARDC FL-26 wind Tunnel for a flying wing calibration model with low aspect ratio.Three types of transonic wind tunnel wall interference correction method,i.e.,small perturbation wall pressure signature cor-rection method,full potential equation method and RANS based wall pressure signature correc-tion method,are adopted to calculate wall interference.The calculation results are compared with test result.It shows that the wall interference tendency of low aspect ratio flying wing calibration model is different from that of a wing-body-tail configuration.The three methods have their indi-vidual applicability when they are used for flying wing configuration wall interference correction.

摘要： In order to provide a basis and some references for experimental study on aerody—namic noise of landing gears,a numerical simulation is carried out for a four—wheel rudimentary landing gear (RLG)model using the delayed detached eddy simulation (DDES)based on the S—A turbulent model.Slip wall boundary condition with different section areas are used to mimic wind tunnels with different sizes,and the non—wind—tunnel case is simulated with far field boundary conditions for the side walls and the floor.The blockage ratioβis varied from 0 to 8.8%.Time—averaged surface pressure coefficient and surface sound pressure level (SPL)are calculated from the simulated unsteady flow field.The results show that the mean surface SPL decreases with in—creasingβin general.There is a thresholdβranged of roughly 4% ~ 5%.The mean surface SPL varies sharply whenβis within this range,and is insensitive withβwhen it is out of this range. The mostβ—sensitive part is the front wheel,while the most insensitive is the back wheel.This demonstrates a close relation between the aeroacoustic properties and mean flow properties at dif—ferent blockage ratios.%为了解风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响，用基于 S—A 湍流模式的延迟分离涡模拟（DDES）对四轮基本起落架模型进行了数值模拟。通过不同截面积的滑移壁面计算域模拟模型安装在不同截面积风洞中的效应，并通过将底面和侧面设为远场边界条件模拟了无风洞起落架的流动条件。阻塞度从0变化到8．8％，根据所得到的非定常流场计算了时均表面压力分布和表面声压级分布。计算显示表面声压级总体上随阻塞度增大而减小；存在一个4％～5％的阻塞度阈值范围，在此范围内表面声压级发生突然变化，大于或小于该阈值范围时表面声压级受阻塞度的影响不大；对阻塞度变化最敏感的部件为前轮，而后轮最不敏感。这说明不同阻塞度下模型的气动噪声特性与平均流动特性密切相关。

摘要： 在翼型非定常风洞试验中,洞壁干扰对试验数据的准确性有很大影响.本文基于运动嵌套网格粘性流动数值模拟方法,提出了一种翼型非定常风洞试验洞壁干扰的评估、修正方法.针对翼型俯仰振荡运动的特点,生成不随翼型运动的H型背景网格和随翼型作俯仰振荡运动的绕翼型的C型网格,并进行网格嵌套.通过改变边界条件,分别对翼型在“自由来流”和“风洞试验”状态下的流场进行数值模拟,并以气动力/力矩和流动参数在两种边界条件下的差值评估动态试验的洞壁干扰,并进行洞壁干扰的修正.其次,结合数值模拟的绕翼型流动的流线图,分析了翼型做俯仰运动时风洞洞壁的影响.结果表明,本方法能够正确模拟自由来流和风洞试验条件下翼型静态和动态试验的流场,并对翼型风洞静态和动态试验的洞壁干扰进行评估与修正;与自由流情况相比,风洞洞壁并未改变翼型做俯仰运动时的流动结构,为进一步探究简化的修正方法提供了基础.

摘要： 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,以及洞壁对模型所受气动力的干扰量.并以这两个干扰量来评估洞壁干扰是否过大,以确定试验模型的尺寸是否可以提高.本文利用该方法对某无人机在2.4m风洞中的洞壁干扰进行了探讨和研究.研究结果表明获得的壁压数据规律合理,在所研究的马赫数范围内,洞壁干扰修正量很小,试验模型的翼展可以突破60％试验段宽度的限制.

摘要： 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,腹支撑作为辅助支撑,完全模拟了试验中采用的两步法,并将计算结果与支撑干扰的高速实验结果做了初步的对比;在洞壁干扰的数值模拟中,采用风洞试验提供的壁压信息作为约束条件,利用一维流动的特征关系式处理洞壁边界,得到了无尾布局的洞壁干扰量.在本文的数值模拟范围内,尾支撑对无尾布局的阻力特性影响显著,对升力和力矩特性影响不明显;洞壁干扰在本文的计算范围内是一个小量.

摘要： 旋翼模型在风洞中试验时,存在复杂的洞壁干扰,尤其是在小速度前飞状态下,干扰作用较为严重.为了提高旋翼模型风洞试验数据的准确度,需进行洞壁干扰修正.本文参考Heyson的修正方法,对8米×6米风洞的旋翼模型试验结果进行了修正计算,并与等效机翼修正方法的修正结果进行了比较.

摘要： 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、开展洞壁干扰特性及修正方法的研究十分必要.本文就某旋翼模型在CARDC8米×6米风洞的12米×16米及8米×6米试验段的对比试验结果,分析了在8米×6米试验段进行小前进比试验的洞壁干扰特性.

摘要： 在NF-3风洞的二元试验段开展了风力机翼型极大迎角(±180°)条件下气动特性的试验技术研究.针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法.试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验.

摘要： 本文采用非结构混合网格生成技术，考虑风洞试验段上下壁、左右侧壁的干扰，利用协FLUENT流体计算软件进行翼型风洞实验的数值模拟。为数据处理人员分析、修正实验数据提供参考.

摘要： CARDC自1990年建成12m×16m/8m×6m低速风洞直升机旋翼模型试验台以来,在8m×6m风洞进行了包括Bo-105、直九、原理样机、战术通用直升机等多种直升机旋翼模型的试验;在12m×16m试验段进行了某型直升机的旋翼及旋翼／机身组合模型试验,为该型直升机的研制做出了贡献。2003年以来,通过开展某工程配套技术改造项目。建成了2m旋翼模型试验台、尾桨及旋翼／机身组合模型试验台,配套研制了高性能的专用设备。大大提高了CARDC的直升机气动力试验能力。“十五”以来,还开展了直升机试验技术研究、直升机试验数据修正方法研究和旋翼／机身／尾桨干扰试验技术研究等项目,掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术、悬停地面效应试验技术,初步建立了旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法、悬停试验数据的Re数影响修正方法,进一步提高了CARDC的直升机风洞试验技术水平。目前,CARDC具备了较强的直升机风洞试验研究能力,掌握了一些先进的试验技术,可以为新型直升机的研究和发展提供技术支持。展望未来,我国的直升机事业将迎来大发展的机遇,也对直升机风洞试验设备和技术提出了更高的要求,CARDC应该在直升机气动噪声、气—弹稳定性、机—舰相容性等方面开展试验技术研究。

摘要： 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、六个位置布局。在风洞中测定静压和脉动压力分布。在水洞里做流场显示。还用实验方法确定洞壁干扰的修正量。对静压测量值作了阻塞效应和洞壁干扰的修正后给出楼面的体型系数。结果表明，楼群干扰对楼的风荷载影响很大，其中迎风面受影响最严重，它的体型系数可减小几倍，由正压变为负压。干扰有一个最大的作用楼距，当楼距大约于截面三角形高度b五至七倍以后，影响基本消失。在相邻物体干扰下，迎风面的脉动压力均方根值可能增长几十倍。（本刊录）

摘要： 该文介绍了在FL-7跨音速风洞中使用分段可变开闭比壁板减少桐壁干扰的一种实验方法。

摘要： 本发明公开了一种将洞壁吸附爬壁机器人用于水电站引水发电洞的检查方法，机器人利用吸附履带（1）配合负压室（2）和抽水泵（7）实现了机器人在洞壁上的吸附，同时利用驱动轮（9）配合姿态控制装置实现机器人的姿态调整和移动。本发明设计的水下吸附式爬壁电视检查机器人及检查方法，不用人工潜水检查，具有安全、检查图像覆盖全洞段各方向、检查范围大、图像清晰、信息真实全面、检查效率高，可广泛用于大中型水电站的引水隧洞、大坝表面的水下检查工作。

摘要： 本发明公开了一种TBM护盾后方洞壁围岩塌方检测方法，包括：获取TBM开挖过程中刀盘中心点的坐标，并根据刀盘中心点的坐标建立施工坐标系下TBM施工理想开挖轮廓曲面模型；获取TBM开挖过程中护盾后方洞壁围岩实测点云数据，并根据实测点云数据建立施工坐标系下TBM施工实际开挖轮廓曲面模型；将理想开挖轮廓曲面模型和实际开挖轮廓曲面模型进行对比，计算洞壁围岩的塌方量。本发明相对于一般方法中通过设计曲线及轮廓参数建立的理想开挖轮廓曲面模型，本发明中建立的理想开挖轮廓曲面模型更接近于实际情况，能够进一步提高塌方量计算的准确性。

摘要： 本发明公开了一种洞壁吸附爬壁机器人及水电站引水发电洞的检查方法，机器人利用吸附履带(1)配合负压室(2)和抽水泵(7)实现了机器人在洞壁上的吸附，同时利用驱动轮(9)配合姿态控制装置实现机器人的姿态调整和移动。本发明设计的水下吸附式爬壁电视检查机器人，不用人工潜水检查，具有安全、检查图像覆盖全洞段各方向、检查范围大、图像清晰、信息真实全面、检查效率高，可广泛用于大中型水电站的引水隧洞、大坝表面的水下检查工作。

摘要： 本发明涉及矿业工程领域，且公开了一种矿业工程井下作业洞壁支撑安全防护架，包括防护架主体，所述防护架主体为两组，所述防护架主体的顶端设置有支撑板，所述防护架主体的顶端套接有限位套，所述限位套的内部滑动连接有支撑杆，所述支撑杆的顶端与支撑板的底端固定连接，所述防护架主体表面的底端通过内嵌轴承转动连接有第一移动轮，两组所述防护架主体通过调节机构相连接，所述支撑杆的底端固定连接有限位导块，所述限位导块的表面滑动连接有限位导轨，该装置可根据施工挖采进度，对已挖采坑道的上方洞壁实时跟进的进行预支撑，持续确保作业人员的安全，防止出现土层松动导致的突然坍塌事件，可同步进行水雾喷洒降尘。

摘要： 本实用新型公开了一种洞壁标墩，包括锚杆、标体、对中标盘，所述对中标盘设在所述标体的上端，其特征在于，所述标体通过所述锚杆与洞壁连接，所述标体的外表面涂覆有白色涂料，所述白色涂料上设有一根或多根反光条，标体的外表面涂覆有白色涂料，白色涂料上再设有反光条，这样找点容易且不易人为破坏，利于测量标墩和观测，同时设置有对中标盘，观测精度较高、架站快，利于隧洞施工项目。

摘要： 本发明提供了一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法，通过奇点代替原有的翼型模型，再根据奇点计算出压力系数修正公式，并通过压力系数修正公式对风力机翼型的洞壁干扰修正。这种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法中的奇点的布置方式通过较少的点源点涡个数进行模拟模型，极大的减少了洞壁干扰修正的计算量。

摘要： 本发明提供一种基于POD的非定常洞壁干扰修正方法，包括以下步骤：多尺度试验模型在相同的风洞实验条件下，分别进行风洞实验，得到气动力系数随迎角变化的实验条件下的气动力系数变化曲线，并计算得到c＝0时的气动力线斜率kc＝0；对实验条件下的气动力系数变化曲线进行POD分析，获得主模态下的气动力系数变化曲线，并计算其气动力线斜率km；对主模态重构后的气动力系数变化曲线进行平移操作，得到c＝0时的无洞壁干扰修正时的气动力系数变化曲线。具有以下优点：本发明提供的一种基于POD的非定常洞壁干扰修正方法，可以准确、可靠、快速的针对动态翼型进行非定常洞壁干扰修正，提高动态翼型非定常洞壁干扰修正的结果可靠性。

摘要： 本发明提供一种基于POD的非定常洞壁干扰修正方法，包括以下步骤：多尺度试验模型在相同的风洞实验条件下，分别进行风洞实验，得到气动力系数随迎角变化的实验条件下的气动力系数变化曲线，并计算得到c＝0时的气动力线斜率kc＝0；对实验条件下的气动力系数变化曲线进行POD分析，获得主模态下的气动力系数变化曲线，并计算其气动力线斜率km；对主模态重构后的气动力系数变化曲线进行平移操作，得到c＝0时的无洞壁干扰修正时的气动力系数变化曲线。具有以下优点：本发明提供的一种基于POD的非定常洞壁干扰修正方法，可以准确、可靠、快速的针对动态翼型进行非定常洞壁干扰修正，提高动态翼型非定常洞壁干扰修正的结果可靠性。

摘要： 本发明公开了一种低速动态试验洞壁干扰修正方法，包括风洞和动态试验模型，所述动态试验模型分别安装有试验模型转轴，所述动态试验模型上端、下端均安装有轴承，所述风洞上端、下端分别有风洞上壁面、风洞下壁面，所述风洞两侧分别有风洞左壁面、风洞右壁面。本发明在轴承与风洞上壁面和风洞下壁面的连接处均通过密封处理，这样在使用时可以有效的防止漏气的情况出现。

摘要： 本发明提供了一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法，通过奇点代替原有的翼型模型，再根据奇点计算出压力系数修正公式，并通过压力系数修正公式对风力机翼型的洞壁干扰修正。这种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法中的奇点的布置方式通过较少的点源点涡个数进行模拟模型，极大的减少了洞壁干扰修正的计算量。