噪声是影响飞机飞行性能和乘客乘坐舒适性的重要因素,在飞机设计过程中具有重要地位。本文通过建立猫头鹰翅膀简化翼型数学模型来探究猫头鹰翼型的降噪效果和气动声学特性。采用三维建模与3D打印的方法分别制作了NACA-0012翼型和猫头鹰翼型模型,在北航D5风洞中测试了猫头鹰翼型与NACA-0012翼型在不同迎角、不同风速下所产生的噪声,并进行了分析。发现在小雷诺数情况下(v≤25m/s)、0°迎角时,NACA0012翼型因尾缘分离与TS波失稳耦合作用产生了纯音,纯音频率随风速的增加向高频移动;相比于NACA0012翼型,猫头鹰翼型在各个工况下远场噪声声压级远远小于NACA0012翼型的远场噪声声压级,起到了显著的降噪作用。

出于可重复性考虑，车辆空气动力学和气动声学的研发工作主要在风洞中稳态流动条件下进行，然而在真实路况下车辆经受着非稳态湍流，这是由比如侧风阵风、路边障碍物与稳定侧风的组合影响或前方行驶的车辆所引起的.为了能够以可重复再现的方式来模拟该路面场景，开发了一套主动湍流发生器系统FKFS swing?，并运用于斯图加特大学的全尺寸气动声学风洞中，风洞由FKFS运营.该系统由垂直跨越风洞喷口的8个翼型组成，能够以高达10 Hz的频率动态改变流动角度.先前的研究表明，开口射流对主动偏转的动态响应改变了由位置和频率变化所产生的流动角度.一种用于量化该特性的方法被提出并运用于斯特劳哈尔数高达0.45的情况.本研究中，该方法被用于分析更高斯特劳哈尔数至1.2情况下的动态响应，这与非稳态气动声学相关.结果表明，在更高的斯特劳哈

声学风洞开口实验段的剪切层形态对气动噪声测量及声源定位有重要影响。以平行剪切层和扩张剪切层为对象研究了剪切层的厚度、扩张角、强度等因素对声波穿过剪切层传播规律以及声源定位的影响。剪切层的流场采用自相似的速度分布来构造，声传播模拟采用带源项的线化欧拉方程，声源定位使用基于Amiet理论的波束成形技术。研究结果表明:采用高精度的数值方法可以很好模拟声波穿过剪切层产生的折射、反射等现象;剪切层厚度、扩张角和强度等的变化对使用简化对流波动方程预测的垂直入射区影响较小，对上/下游区域影响较大，这主要体现在剪切层的存在改变了声传播的相位;剪切层厚度、扩张角和强度的增加，造成声波穿过有/无厚度剪切层的声场差别增大、基于Amiet理论定位的声源相对实际声源的位置偏移量增大。

介绍了采用CFD模拟再现用于研究侧风场景典型风洞试验的工作进展。对非结构网格进行了RANS，对笛卡尔网格进行了LES，并研究了各种方法的适用性。

收缩段是风洞系统中的重要组成部分,其壳体刚度会影响气流收缩曲面精度,进而对试验精确性产生影响。以大型超声速风洞收缩段作为研究对象,根据气动要求选取类球形承压壳体,对其进行结构分析,验证了类球形收缩段壳体的强度、刚度及支座承载能力,对类似结构收缩段分析提供了参考。

介绍了５７°三角翼布局战斗机模型在ＣＡＲＤＣ－直径３．２ｍ风洞进行的俯仰、偏航和滚转３个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为２０°、３５°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为０～０．０６，滚转振荡的减缩频率为０～０．２。另外利用基于频率域的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

为了恢复8m×6m风洞动力系统的负载能力，提高其稳定性和可靠性。利用两套额定值为485V，30A的小功率调速装置，通过改造，控制两桥串联的大功率晶闸管整流枢，驱动2600kW直流电动机实现转速控制，从而将8m×6m风洞模拟调速系统成功地改造成全数字调速系统。结果表明：通过改造进口小功率全数字装置，实现对大功率调速系统的全数字控制，其控制与模拟调速系统的相当，而技术上达到了世界上90年代的水平。

该文介绍了基于电液伺服驱动的双自由度尾撑机构控制系统，详细阐述了该电液伺服系统的控制对象、液压原理、控制方案、控制策略及软件实现。经试验证明，该系统具有运行平稳、安全可靠、定位精度高的优点。