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World File Search System风洞试验
风洞试验中RPT侵入研究...
摘要：快速成型技术 (RPT) 是一种可行的替代生产方法，通过创建要构建产品的数学 (CAD) 模型，制造业可以减少时间和成本。本综述的主要目的是为研究人员提供一个平台，让他们了解哪些快速成型材料和工艺足以构建风洞模型，以及这些模型是否满足亚音速测试的结构要求，同时仍具有以低预算生成用于教育目的 (初步设计研究) 的精确空气动力学数据所需的高保真度。随后，本文讨论了航空航天工业中快速成型的时间缩短和成本效益。关键词：航空航天、成本效益、时间缩短、快速成型技术、RPT 模型和风洞测试。
低速动态风洞试验分析
I. 简介 HIS 论文是北大西洋公约组织 (NATO) 牵头的研究系列论文之一，该系列论文探索了计算流体力学 (CFD) 方法在稳定性和控制分析方面的能力。本文介绍了一种通用无人作战飞机 (UCAV) 配置的动态风洞试验。在后续出版物中，我们将把 CFD 预测与这些实验测量结果进行比较。北约科学技术组织 (STO) 应用车辆技术 (AVT) 任务组 201 以前身任务组 AVT-161 1-9 的研究工作为基础。AVT-201 的另一个重点是预测偏转控制面效应。本文介绍了从一系列具有多个后缘控制面的通用 UCAV 配置的风洞试验中获得的受迫振荡实验数据。我们还收集了一组补充静态数据，并在参考文献 10 中报告。
球形穹顶风洞试验及风致振动分析
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究侧重于风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建具有不同网格尺寸和形状的网状球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行比较。提出了一种非均匀分布抽头的新处理方法。不同的处理方法会导致具有不同物理意义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其指定为模态载荷相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义为结构响应的空间分布，其优点是只考虑运动方程中已知的变量，不需要任何准静态或动态假设，最后给出了该矩阵在背景响应中的应用。
球形穹顶风洞试验及风致振动分析
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究侧重于风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建具有不同网格尺寸和形状的网状球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行比较。提出了一种非均匀分布抽头的新处理方法。不同的处理方法会导致具有不同物理意义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其指定为模态载荷相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义为结构响应的空间分布，其优点是只考虑运动方程中已知的变量，不需要任何准静态或动态假设，最后给出了该矩阵在背景响应中的应用。
风洞试验和风致振动...
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究主要针对风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建了具有不同网格尺寸和形状的网面球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行了比较。提出了一种新的非均匀分布抽头处理方法。不同的处理方法导致具有不同物理含义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其称为模态-荷载-相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义是结构响应的空间分布。其优点是它只考虑运动方程中的已知变量，而不需要任何准静态或动态假设。最后，给出了该矩阵在背景响应中的应用。
球形穹顶风洞试验及风致振动分析
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究侧重于风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建具有不同网格尺寸和形状的网状球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行比较。提出了一种非均匀分布抽头的新处理方法。不同的处理方法会导致具有不同物理意义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其指定为模态载荷相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义为结构响应的空间分布，其优点是只考虑运动方程中已知的变量，不需要任何准静态或动态假设，最后给出了该矩阵在背景响应中的应用。
1/8 比例翼内风扇模型的风洞试验结果
在兰利 14 英尺乘 22 英尺亚音速风洞中测试了一个 1/8 比例的翼内风扇概念模型。这一概念是格鲁曼航空航天公司（现为诺斯罗普格鲁曼公司）考虑为美国陆军开发的设计（定为 755 型）。悬停测试在隧道附近的模型准备区进行。随着风扇推力的变化，距压力仪表地平面的高度、俯仰角和滚转角都会发生变化。在风洞中，随着风扇推力的变化，攻角和侧滑角、距风洞地板的高度和风速都会发生变化。在模型准备区和风洞中，针对几种配置测量了模型上的空气载荷和表面压力。主要的配置变化是改变安装在风扇出口以产生推进力的叶片角度。在悬停测试中，随着模型离地面高度的降低，推力消除法向力在风扇转速恒定的情况下发生了显著变化。最大的变化通常是高度与风扇出口直径之比小于 2.5。通过使用叶片将风扇出口气流偏向外侧，可以显著减少这种变化。在风洞中，对许多叶片角度配置进行了滚转、偏航和升力控制测试。还评估了襟翼偏转和尾翼入射角等其他配置特征。尽管 V 型尾翼增加了静态纵向 s
