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World File Search System跨音速
对一些跨音速风洞试验的观察...
作为对风洞结构、仪器和流动质量定期健康监测的一部分，在贝尔格莱德军事技术学院 (VTI) 的 1.5 m T-38 三音速风洞中对 AGARD-C 校准模型进行了一系列测试。测试包括测量跨音速马赫数范围内的力和力矩，目的是根据标准模型测试所采用的程序，将模型获得的空气动力学特性与其他风洞实验室的空气动力学特性进行比较。设施间相关性基于在加拿大国家研究委员会（后来作为国家航空研究所运营）的 5 英尺三音速风洞、罗马尼亚国家科学技术创造研究所的 1.2 m 三音速风洞和调试期间的 T-38 风洞中物理上相同模型的测试结果。对相关测试结果的分析证实了 T-38 测试段的流动质量良好、风洞结构和仪器状况良好以及数据缩减算法的正确性。在“正常”和“倒置”模型配置中获得的俯仰力矩系数数据中观察到了细微的差异，初步得出结论，这种影响可能是由于风洞试验段后部的流动略有不对称造成的，AGARD-C 模型以对俯仰的高灵敏度而闻名
稳定跨音速气动和气动弹性建模...
Jury : Prof. Grigorios Dimitriadis, University of Liège (adviser) Prof. Vincent E. Terrrapon, University of Liège (co-adviser) Prof. Koen Hillewaert, University of Liège (president) Dr. Romain Boman, University of Liège Prof. Laurent Joly, ISAE-SUPAERO Dr. Carlos Breviglieri, Embraer S.A. A.S. 博士Marco Carini, ONERA
跨音速边界层吸入机身风扇的设计
CENTRELINE 机身风扇的空气动力学。在实验性低速 BLI 风扇装置中，两种风扇设计已投入使用并进行了测试。首先分析了严重且持续的轮毂低径向变形对设计用于清洁流入的传统自由涡流风扇的影响。报告了向轮毂的径向流动迁移。发现叶片的内部分在增加的入射角和工作负荷下运行。相反，尖端部分显示以负入射角和减小的负载运行。BLI 变形导致工作输入和效率总体下降。设计了针对 360° BLI 优化的第二个风扇。它的特点是：前缘 (LE) 与流入重新对齐，中跨负载工作分配，通过定制工作和弦分布控制扩散因子，并增加尖端部分的操作范围。Castillo Pardo & Hall (2019) 报告称，与基线设计相比，工作负荷和效率有所增加，操作范围也有所改善。
50 年的跨音速飞机设计 - 航空航天计算实验室
本文追溯了 Kuechemann 创办《航空航天科学进展》杂志 50 年来远程喷气式运输机的发展历程。本文特别关注跨音速空气动力学。在 Kuechemann 的一生中，人们对跨音速流动和后掠翼设计有了很好的定性理解，但跨音速流动仍然难以定量预测。在过去的 50 年里，随着复杂数值算法的引入和可用计算能力的惊人提升，这种情况已经完全改变，结果是空气动力学设计现在主要通过计算机模拟进行。此外，基于控制理论的气动形状优化的发展使得只需两次模拟就可以设计出具有竞争力的后掠翼，如本文所示。虽然远程喷气式飞机的外观没有太大变化，但信息技术的进步实际上已经通过计算机辅助设计 (CAD)、计算结构力学 (CSM) 和多学科优化 (MDO) 的同步进步改变了整个设计和制造过程。他们还通过采用数字电传操纵和先进的导航技术改变了飞机的运行。& 2011 Elsevier Ltd. 保留所有权利。
用于初步飞机设计的稳定跨音速气动和气动弹性建模
评审团：Prof.列日大学 Grigorios Dimitriadis 教授（顾问）；列日大学 Vincent E. Terrrapon 教授（联合顾问）；列日大学 Koen Hillewaert 博士（校长）；列日大学 Romain Boman 教授。 Laurent Joly 博士，ISAIAH-SUPERIOR卡洛斯·布雷维格里尼（Carlos Breviglieri），巴西航空工业公司A.S. 博士马可·卡里尼（Marco Carini），ONERA
跨音速风洞哥廷根 (TWG) - DNW Aero
手机：+31 6 12 97 52 82 电话：+31 527 24 85 05 传真：+31 527 24 85 82 电子邮件：info@dnw.aero
致力于改进 ONERA 跨音速 S3Ch 风洞的近期模拟和实验工作概述
现代 CFD 技术为风洞升级提供了新的机会。在这里，我们应用 RANS 模型来计算 ONERA Meudon 中心 S3Ch 跨音速风洞回路的流量。通过在风扇位置实施驱动盘以及在沉降室热交换器位置实施总压力和温度损失来设置流量。该方法针对沉降室和测试段中可用的一组简化实验流量数据进行了验证。将结果与标准设计指南一起考虑，以确定对该回路的修改，以提高流动质量。当风洞在不久的将来移至不同位置时，将实施新回路。另一部分工作致力于计算测试段的自适应顶壁和底壁。作为升级当前工具的尝试，该工具使用测试段内流动的线性化势模型，我们考虑了 RANS 方法并定义了一个新的优化过程，以尽量减少壁对目标流动的影响（与自由飞行条件下的流动相比）。新方法应用于跨音速条件下机翼翼型的特殊情况，仅考虑模拟数据时就显示出接近完美的校正。