0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟 Numerical evaluation of aerodynamic design of slotted test section in 0.6m closed-circuit transonic wind tunnel.pdfVIP
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0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟 Numerical evaluation of aerodynamic design of slotted test section in 0.6m closed-circuit transonic wind tunnel
第31卷第6期 空气动力学学报 V01.31,No.6
2013年12月 ACTAAERODYNAMICASINICA Dec.,2013
06
文章编号2013)06—0752
0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟
丛成华1’2,廖达雄1’2,王海锋2,陈吉明2
(1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;
2.中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所,四川绵阳 621000)
摘 要:为验证0.6m×0.6m连续式跨声速风洞开槽试验段设计方案和流场指标实现程度,通过数值模拟对试验
段高亚声速和低超声速流场特性进行了研究,将全槽与半槽方案进行了对比。计算表明:当前气动设计方案较为
合理,试验段均匀区长度、流场偏角能够达到设计要求。在高亚声速条件下,半槽方案更优;通过抽气可以建立低
超声速流场,抽气量过大时会降低试验段马赫数均匀区长度,使用全槽方案时试验段对驻室的扰动更小。对再入
调节片附近的流场分析表明,开槽附近的流动具有明显的非定常特征。
关键词:跨声速风洞;试验段;开槽;流场特性;数值模拟;气动设计
中图分类号:V211.3 文献标识码:A
TransonicWind
tunnel)为代表的跨声速风洞,支撑
0 引 言
了其基础与应用基础研究和工业制造的发展。在试
在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下, 验方面,Wright在Langley8英尺风洞中研究了开槽
作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟 外形对低超声速和高亚声速流动均匀性的影响[1];
真实化、测量精细化、试验高参数化和手段综合一体 Nelson研究了开槽宽度、深度、外形、间距对马赫数
化方向发展,除依靠提高风洞试验测量精度和改进试
验技术的途径外,必须尽快建立高性能大型连续式跨 进行了研究[3
声速风洞。 获得了槽壁附近的流场特性,获得了不同情况下流动
在跨声速风洞中,试验段被包围在驻室内,与大 的偏角数据、马赫数分布、总压比分布;为提高槽壁试
气隔绝。试验段壁板采用开槽通气壁,一方面是使试 验段性能,Bhat对驻室分区抽气进行了详细的研
验段人口为声速的气流继续膨胀,得到Ma1.0的究邸]。近年来,随着计算流体力学的发展,数值模拟
低超声速流动;在高亚声速试验时还可以避免试验时 在开槽试验段设计中得到了应用。Karlsson研究了
风洞发生堵塞。槽壁试验段内的流动比较复杂,在槽
壁附近存在边界层流动、剪切流、分离流动、漩涡,流 不同边界条件下模型的气动力参数后认为粘性效应
场中有亚声速区又有超声速区,开槽试验段的设计水 是影响槽壁模拟的关键∞1;Glazkov对槽壁试验段进
平对提高试验段流场品质具有决定性作用。 行了数值模拟,槽壁附近的速度分布和试验数据较为
为提高试验段气流品质,从20世纪50年代开吻合凹]。随着对试验数据的要求越来越高,近年来国
始,针对跨声速风洞试验段壁板的设计就开展了大量 外对槽壁试验段的研究主要集中在降噪和降低洞壁
干扰和修正方面。
的试验与数值模拟研究工作,建成了以美国NTF(Na—
tionalTransonic 在国内,对槽壁试验段的研究始于20世纪80年
Facility)和欧洲ETW(European
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