| 单词 | 自适应壁风洞 |
| 释义 | 【自适应壁风洞】 又称“自修正风洞”。风洞是主要的空气动力地面试验设备，但由于存在洞壁干扰效应，不能完全真实模拟飞行器在大气中的自由飞行状态，因而需要对风洞试验数据进行洞壁干扰修正。低速时已有经典的修正方法。高速时，至今尚无较好的修正方法。70年代，国外气动专家提出了自适应壁风洞概念，从理论上阐述了可以研制出一种能主动调节状态的洞壁以消除洞壁干扰，使试验段内模型存在时的流动满足无约束流动的要求。 20世纪30年代末，英国国家物理实验室(NPL)为解决高速风洞试验中的跨音速堵塞问题，曾建造了几个柔壁试验段。经过试验表明即使粗略地流线化柔壁，已满足当时的高速试验要求。此项研究延续至40年代后期，美国宇航局(NACA)研制出了通气壁试验段，提供了被动地调节跨音速试验段边界流动的方法，且由于当时缺乏精确计算边界流动的计算机以及能够有效地代替人工调整柔壁时繁重劳动的自动化设备，致使柔壁试验段研究中止了20余年。50～60年代航空航天事业的迅速发展，对风洞试验的速度、试验数据的准确度提出了更高的要求。常规的跨音速通气壁试验段已日益不能满足飞行器设计人员的要求。70年代前期，西尔斯(W．R．Sears)、菲里(A．Ferrl)和古德伊尔(M．J．Goodyer)等分别明确地提出通过主动调节洞壁状态以使风洞模型试验能模拟自由飞行状态的自适应壁风洞的概念。它与30～40年代柔壁试验段风洞的区别在于无需事先计算绕模型的流动，仅需应用迭代方法使洞壁附近控制面内侧测量的真实流动参数与控制面外侧计算的假想流动参数相匹配。这样就可以认为此时风洞内绕模型的真实流动已经是无约束流场的一部分，消除了洞壁干扰效应。此时从模型上测得的气动力数据较好地模拟了飞行器在自由大气中飞行的气动性能。70年代中期，美、英、德、法等国家先后建立了多座二元自适应壁风洞，主要分成两类：一类是可调节开闭比的通气壁自适应壁风洞；一类是可调节洞壁型线的柔壁自适应风洞。80年代初，英国南安普敦大学和联邦德国柏林工业大学等已解决了Ma=0．85时的二元翼型自适应壁试验技术，并找到了Ma≈0．90时消除激波从洞壁反射的方法。在此基础上，柏林工业大学、联邦德国宇航院(DLR)、美国空军飞行动力试验室(AFFDL)、阿诺德工程发展中心(AEDC)和赛文吉洛泊(Sverdrup)技术公司等先后设计建造出不同型式的三元自适应壁试验段，进行了旋成体、翼身组合体等模型的三元流动试验技术研究。低速时，汽车模型的风洞堵塞比可高达ε=30%。高速Ma=0．85时，ε可达3．5%左右，大大高于常规跨音速风洞所规定的ε＜1%。与此同时，南安普敦大学、法国宇航院和美国宇航局等则认为三元自适应壁试验段结构较复杂，希望利用已有的二元自适应壁试验段进行三元流动的试验技术研究，也取得了很好的进展。其中魏德迈尔(E．Wedemeyer)于1982年从理论上阐述了其可能性，编制了试验运行计算程序，并被北大西洋公约组织内部研究机构采用。如法国宇航局在T2低温自适应壁风洞中在Ma=0．7时对鸭式飞机模型的进行试验取得的结果，与同一模型在比T2的试验段面积大40倍的阿亨(Aachen)大学2．42m风洞的接近无干扰环境中取得的实验结果吻合良好，也和在哥廷根0．8m的橡胶管三元自适应试验段得到的结果相一致。自80年代中期至今的研究较注重将自适应壁风洞的研究成果应用到生产试验中，其中美国宇航局兰利(Langley)研究中心致力于充分利用0．3m TCT低温自适应壁风洞的高雷诺数能力来研究新型翼型的性能。Ma=0．765时，CAST－10翼型在高弦比h／c=1．44的TCT风洞中自适应壁试验结果与在加拿大NAE1．5m风洞中高弦比h／c=6．67时的试验数据十分吻合。目前正在试验先进试验机X－29的机翼模型，已公布了Ma=0．88时的自适应壁试验结果。英国南安普敦大学现有低速SSWT和高速TSWT自适应壁风洞各一座，其口径较小，试验段高度仅15．2cm，侧重于应用性研究，目前主要致力于跨音速全范围内的翼型与机翼的自适应壁试验技术研究。二元研究计划从高亚音速和低超音速分头向Ma≈1逼近，已在Ma=0．95和Ma=1．05时获得了良好的试验结果。在Ma=1．20低超音速时也取得了突破性的进展。对机翼半模型的试验研究亦很成功。还培养了多名此领域具有较高的研究水平的博士研究生。法国宇航院利用0．4m T2低温自适应壁风洞，近年来既完成了10余个翼型的生产性自适应壁试验，又对三元流动的自适应壁试验技术、残余干扰修正和侧壁效应等进行了较全面的研究。德国宇航院近几年利用其较大的HKG高速风洞，进行了一系列的利用其二元多支点柔壁喷管局部充当柔壁试验段的试验，初步研究了跨单速柔壁自适应壁风洞的试验技术。并和中国航空研究院(CAE)下属西北工业大学于1987年建立了“自适应壁风洞总体设计与试验技术研究”国际合作研究课题，在完成了低速三元流动的合作研究基础上，从1990年起将西北工业大学的1个小型高速风洞扩建成柔壁自适应试验段，在扩建过程中遇到以下的几个技术难题：(1)消除低超音速时三元模型试验产生的激波从洞壁上的反射(已基本完成)；(2)最佳的扩大无干扰区的跨音速自适应壁试验截面形状(正在进行)；(3)克服Ma≈1时的堵塞等复杂流动的自适应壁试验技术，正在进行风洞改装设计，至1995年底，已完成上述三项研究。进行柔壁自适应壁风洞试验时，计算所需的流动参数为柔壁形状和壁面静压分布较易于精确测量，且不致扰动主流，可得到较好的流场品质，避免了通气壁引起的噪声，并有可减少通气所需的抽气功率、缩短气流稳定时间、提高吹风效率等优越性。因此，1986～1991年柔壁自适应壁风洞由12座增至18座，而通气壁自适应壁风洞由6座减少了3座。1990年4月北大西洋公约组织空间研究与发展咨询组下属流体力学小组的“自适应壁风洞－技术与应用”12工作组会议最终报告的简编、1991年6月12个国家在西北工业大学举行的“国际自适应壁风洞研究与洞壁干扰修正学术会议”论文集及其圆桌技术讨论会均提出，该领域在20世纪内的研究热点为：(1)近音速的自适应壁风洞设计与试验技术；(2)非定常流的自适应壁试验技术；(3)非线性流动条件下的残余干扰修正技术；(4)减少自适应壁风洞的侧壁干扰技术；(5)应用到生产性试验中去的方法。【参考文献】：1 Goodyer M J，et al．AIAA Journal，1982，4(20)∶227～2342 Ganzer U．On the use of adaptive walls for transonic wind tunneltesting，AGARD-CP－335，1982，13∶83 We de meyer E．Wlnd tunnel testing of three dimensional models in wind tunnel with two adaptlve wail．VKI-TN147，1982，10∶304 Wolf S W D，et al．AIAA 88－2036，1988，5∶105 Archambaud J P et al．AIAA 88－2038 cp，1988，5∶96 Wedemeyer E，et al．The use of 2=D adaptive wall test section for 3－D flows，1988，5∶10(西北工业大学贺家驹教授撰) |
| 随便看 |
科学参考收录了7804条科技类词条，基本涵盖了常见科技类参考文献及英语词汇的翻译，是科学学习和研究的有利工具。