低速风洞在设计和使用中需要考虑的因素
丛磊
汕头大学工学院，汕头515063
[摘要] 低速风洞试验作为研究结构物在风力作用下动力响应特性的一种重要手段，在其洞体设计和使用中需要考虑诸多内外因素对试验结果的影响。本文总结了影响低速风洞试验结果的一些相关因素，包括洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响、试验段槽道对流场方向的影响、收缩段的边界层修正、低速风洞试验数据库系统的建设以及无线数据采集技术在低速风洞中的应用研究。
[关键词] 低速风洞洞体几何特性试验段槽道边界层修正数据库系统无线材及技术
1 前言
低速风洞作为研究土木工程结构无在风力作用下动力响应特性的一种实验装置，其对测试结果的精确性具有很高的要求，但在试验中不可避免的要受到许多不可控因素的影响。因此，如何得到研究中所需要的比较令研究者满意的精确数据是许多风工程研究人员需要解决的问题。本文通过总结一些国内外对风洞试验技术的改进研究，希望对现有风洞的改进与新建风洞的建设有所帮助。
2 影响低速风洞测试精确度的因素
2.1 低速洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响
2.1.1 实验段
实验段为风洞中模拟原型流场进行模型空气动力实验的地方,是风洞的重要组成部分。为了能模拟原型流场,实验段尺寸和气流速度的大小,应满足实验Re 达到一定值的要求。此外,实验段气流应稳定,速度的大小、方向在空间的分布应均匀,原始紊流度、噪声强度、静压梯度应低。实验段气流的这些特性的好坏,总称为流场品质。实验段的尺寸由模型的尺寸来确定。
一般实验段内部沿轴向(顺来流方向)有扩散角,或沿轴向逐渐减小各截面的切角部分所切除的面积,使横截面积沿轴向逐渐增大,以减小由于壁面附面层沿轴向增厚而产生的负静压梯度的绝对值。
2.1.2 收缩段
收缩段主要是使来自稳定段的气流均匀加速,并改善实验段的流场品质。收缩段的设计应满足如下要求:气流流过收缩段时,气流单调增加,避免气流在洞壁发生分离;收缩段出口处气流速度分布均匀,方向需平直,并且稳定。收缩段能否满足这些要求,主要取决于两个方面:收缩比和收缩曲线。
收缩比定义为收缩段入口处横截面积与出口处横截面积的比值。在一定的实验段横截面积和速度条件下,收缩比取得大一些,可使稳定段的速度相对降低,使稳定段、蜂窝器和整流网在提高流畅品质方面的效果相对好一些,而引起的气流能量损失也相对小一些。同时收缩段的长度也会对实验段流场品质造成影响,为了得到更好的实验段流场品质,收缩段长度至少应达到收缩段入口直径或边长的018倍。
收缩段的曲线形状对实验段气流速度分布的均匀程度有较大的影响,曲线的形状应该使流速沿壁面单调增加,不产生附面层的离体现象,并使管壁在收缩段入口处及出口处平行于流向。这种管壁曲线在入口处收缩率比较大,而在出口处比较小。
2.1.3 稳定段
稳定段是一段横截面不变的足够长的管道。其特点是横截面面积足够大,气流速度较低,在稳定段内一般都装有整流装置。稳定段的功用在于使来自上流或外面的紊乱不均匀的气流稳定下来,使旋涡衰减,使速度大小和方向的分布更为均匀。稳定段的长度常常采用入口直径的015倍。稳定段内一般安装蜂窝器和整流网以改善实验段内气流品质。
2.1.4 扩散段
扩散段可以使气流减速,使动能转变为压力能,以减小风洞中气流能量的损失,降低风洞的需用功率。气流在管道中的能量损失,与流速的3次方成正比。流速低,损失则小。扩散段使来自实验段的气流迅速减速,以减少整个风洞的能量损失。但是扩散段本身也会引起气流的能量损失,包括摩擦损失与扩压损失两部分。扩散段是由它的面积比和当量锥角两种因素来描述的。当量锥角指的是与真实的扩散段具有相同长度、入口和出口面积的假想圆锥断面的锥角。
扩散段的能量损失系数N主要取决于扩散段的面积比和扩散角。面积比越
大,N 越大。通常面积比很少超过215~4。扩散角取决于扩散段的平均Re 数,一般约在5b~8b 之间[1]。
2.2 低速风洞试验段槽道对流场方向的影响
现代大型低速风洞出于各种测量上的考虑,在试验段一般装有移测架;该架可安置有关探测仪器的探头,如多孔探针等在试验段内作三维运动,从而方便灵活地测试试验段中指定区域的流动特性,一些国外大型风洞也采取了类似的做法。
2.2.1 槽道影响的实验研究
下面以西南交通大学低速工业风洞为例,分析了这种槽道结构对试验段方 向场的影响。
西南交大风洞的小试验段尺寸为:2.4米x2.0米x16米。为了摸清槽道影响,我们主要针对槽道如图2所示的敞开、半封闭以及全封闭这三种状态下对试验段上方方向场作了测量。
测试点选择为:
选用一根6孔探针,用支杆装在移测架上,探针头部距移测架大约2米。这一距离经测试基本可保证探头不受后面移测架支撑的干扰。
设探针的α孔(攻角)、β孔(偏航角)系数为αA 、αB 和βA 、βB 则α孔、β孔感受的气流偏角为:
其中0α、0β为探头安装角。每次试验时,x 、y 一定,探针按指定台阶沿z 方向
由下向上移动,这样一次可得到7个点的气流偏角。经过在不同槽道状态下的对比测量,便可发现槽道的影响。
2.2.2 试验结果
根据上述安排,测得结果如图3~图5所示。对攻角α,无论是在全封闭还是半封闭状态,在中央剖面y=1.2m、,y=1.5m处沿z方向分布的均匀性很好。与敞开时相比,封闭和半封闭时对应的β沿z方向的均匀性明显得到改善。敞开时,随着高度z的增加,β变得越来越大,这显然是由于槽道结构导致的气流偏角所致。当靠近侧壁(y=2.lm)时,敞开状态下试验段上方的β更大,而且分布不均匀;当槽道半封闭时,β的幅度得到控制,但沿2方向分布的均匀性尚不理想,改成全封闭以后,β分布的均匀性得到了改善。
通过这样一个对比试验使我们感到,大型试验段开设槽道对试验段方向场有一定影响,特别是对那些靠近槽道的区域,气流偏角以及偏角分布的均匀性明显变坏,在兼顾移测架使用的同时对移测架槽道在结构上采取适当措施是必要的[2]。
2.3 低速风洞收缩段的边界层修正的影响
收缩段是低速风洞的重要部件，它的作用是均匀加速气流，使其达到试验段所需要的流速。收缩段设计时，要保证气流在沿收缩段加速时，洞壁上不出现分离；收缩段出口截面的气流均匀、平行且稳定；收缩段不宜过长。收缩段设计的好坏直接决定了试验段的流场品质。
2.3.1 边界层位移厚度
边界层位移厚度定义为边界层外边界上的主流被向外挤出去的距离：
其中，U为主流速度（主流的速度在物面法向有变化时，U指的是边界层外边界是边界层法向方向坐标点y处沿x方向的流速。
处的流速），)
v
(y
x
2.3.2 边界层位移厚度计算方法
首先选择一典型的收缩型面，并对收缩段内流场进行高精度的数值模拟求解，得到各内点的流动参数。
在收缩段壁面上等距选取了11个站点。对于每一站点，根据壁面的倾角找到当地的切向和法向方向，建立当地坐标系，并得到当地的切向和法向速度。根据边界层位移厚度计算公式得到各点的边界层位移厚度，再投影到y方向，光滑连接各点的边界层位移厚度即得到收缩段沿程的边界层位移厚度曲线。
图6 典型收缩段壁面上各点的切向和法向方向
2.3.3 边界层位移厚度的分布规律
在收缩段入口边界层位移厚度为0，之后壁面压力有一个弱的增加，逆压梯度的存在使得边界层位移厚度明显变厚，壁面流动变慢，而中心流速增加；再往下，在壁面转折点前，流体的加速性影响到壁面附近，压力急剧下降!边界层厚度变薄，流动趋于稳定。过了转折点，流体继续加速，在收缩段出口，壁面上有一个小的逆压梯度区，而边界层位移厚度则一直在增加。
图7 收缩段型面和边界层位移厚度图8 收缩段中心和壁面的压力分布总体来说，对比流场模拟结果!收缩前段是否进行边界层修正对收缩段壁面的压力系数无明显影响。进行边界层修正后，收缩段出口附近的逆压梯度会略增。边界层修正后，收缩段出口截面附近轴心的压力系数减小，速度增大，而壁面的压力系数与未修正时相当，中和壁面的压力系数差值减小，因而截面速度均匀性会得到显著提高。
收缩段出口截面的速度分布表明（图9）进行边界层修正后，原来速度较低的中心处的速度得到提升，出口截面的速度分布明显比未修正时均匀。
将用双三次曲线得到的边界层位移厚度用到mitozinsky曲线设计的收缩段中,收缩段出口速度均匀性也可得到很大提高(图10)。在各种收缩段型面曲线中，mitozinsky曲线因前部收缩剧烈，型面与双三次曲线差别最大!而其它曲线介于两
者之间。因此其它曲线采用双三次曲线的边界层位移厚度进行修正的结果应介于二者之间，故对不同收缩型面可用同一的边界层位移厚度进行修正而流场均可得到改进，不必针对每种收缩型面曲线均计算相应的位移厚度，大大节省工作量。
图9 出口截面的速度分布图10 mitozinsky曲线修正后的出口截面速度分布同时，边界层位移厚度受收缩段口径影响较大，尤其是收缩段的前半部分，至收缩段出口处无量纲的边界层位移厚度已基本相同。收缩段口径越小，雷诺数越小，则无量纲的边界层厚度越厚。随着收缩段口径增大，雷诺数变大，则无量纲的边界层厚度也变薄了。而且，收缩比小则边界层位移厚度越小[3]。
3 低速风洞数据采集与处理系统
3.1 低速风洞试验数据库系统
低速风洞试验数据库系统应用较先进的开发平台,采用客户/服务器模式,研制开发了风洞试验数据实时入库程序、风洞试验数据查询程序、数据库维护和使用授权程序等软件。通过多种技术手段较好地解决了风洞试验数据库系统涉及的数据实时入库、数据库数据存储的动态平衡、数据查询、数据安全管理以及数据的可视化等关键技术问题。
3.1.1 系统的主要功能
系统的功能主要包括数据的实时入库,信息的查询,信息的安全管理,以及数据的可视化。
数据的实时入库,即风洞试验现场产生的数据在计算完毕之后,由风洞试验的二级分布式系统通过局域网络传送至数据库服务器。风洞试验的二级分布式系统是风洞试验的测控处系统,负责风洞的设备控制,数据采集和处理,风洞试验数据从这里实时地传送至数据库服务器。数据的实时入库保证了数据库信息的时效性,
使有关科研人员能够及时掌握试验数据,给决策领导及时提供试验信息。
信息的查询,这是数据库系统中使用最频繁的功能。信息的查询设计基于方便、快捷、准确、灵活的原则。用户可以按照人机交互方式按照试验的时间,试验所进行的开车次序,试验风洞外界条件,试验模型的状态、条件,试验的型号任务等条件进行查询。
系统维护和安全管理,由于系统数据是实时自动入库,随着试验的进行,数据库存储器的占空比就随时可能失去平衡,因此数据库系统必须具备自动转储维护功能,保证数据库不会被数据所拥塞,随时有合理的利用空间。同时,风洞试验任务涉及许多密级以上的型号,数据库的使用也必须首先解决安全问题。
数据的可视化,风洞试验的大量结果是一大堆浩瀚的数字,如何使从数据库中查询的数据更具可读性,我们根据这些物理量的变化规律建立了可视化的图形处理系统。
3.1.2 系统的软硬件组成
系统的硬件组成包括:AlphaStation 600A工作站、可读写磁光盘MODISK、HP 文件服务器、网络工作站、光纤网络系统。
系统的软件组成包括:WINDOWS NT、WINDOWS 98、NOVELL、SQLSERVER、POWER BUILDER、VISUALBASIC。
3.1.3 系统的应用软件
应用程序包括:风洞试验数据实时入库程序、风洞试验数据用户授权和维护程序、风洞试验数据库查询程序、服务器触发器程序、数据格式转换程序、风洞试验运转计划管理程序。
3.1.4 系统实现的关键技术
系统实现的关键技术包括：1）数据的实时入库，2）数据库的动态维护[4]。
3.2 无线数据采集技术在低速风洞中的应用
在低速风洞试验过程中，需要连接大量的线缆，如电源线、控制线、各类信号线等，往往要花去大量的时间，然而，正式试验的时间并不长，试验结束后还要进行线缆拆除，过程异常繁琐。在风洞试验过程中，对于运动的或实际环境无法布线的试验模型，采用无线测量技术无疑是最好的选择如果模型本身较小，要
连接大量的电缆，会给试验造成很大的影响，即使模型本身可以容纳大量电缆，采用无线方式也能减少大量人力物力，提高试验效率；做如旋转机械模型的风洞试验时，采用传统有线测量方式就无法完成旋转机械模型上各种实验数据的测量。
3.2.1 无线网络的特点
线数据采集适用于具备以下特征的场合：
（1）要求尽快出结果的测试&在搭建测试环境时务求快
速、简便；
（2）短暂而且需要频繁更改配置的测试；
（3）极端恶劣条件下的测试&对于高温、严寒、高湿腐蚀性等测试环境，无线方式比有线方式更可靠耐用；
（4）接线费用很高的测试；
（5）运动状态下的测试。
3.2.2 无线数据采集系统的技术基础
无线数据采集系统是基于NI推出的Wi-Fi与以太网数据采集设备（DAQ），可实现测试硬件和软件平台扩展到无线远程监视应用。
3.2.3 无线数据采集系统的设计
根据无线数据传输的特点与实际工程应用的需要，系统设计主要包括以下几方面：（1）信号输入部分；（2）数据采集模块；（3）无线模块外盒；（4）无线路由器；（5）数据采集计算机.
3.2.4 采集软件的开发
其总的设计思路是，根据实际需求，基于其驱动程序设计数据采集程序，程序能满足风洞数据实时采集的需要，并方便保存数据，以备数据分析。
采集程序应具备的功能有：（1）采集参数设置。对采集模块参数配置，如采样率，采样方式等，并实时采集信号；（2）信号实时显示。同时用实时数字与实时曲线的形式显示采集信号输出情况；（3）数据保存。可以实现数据的实时保存，可以选择保存路径及保存格式。
3.2.5 所需面对的问题
影响系统可靠度的因素包括：（1）风洞的建设质量；（2）无线传输距离问题；
（3）抗干扰问题；（4）数据传输稳定性问题。
4 结论
低速风洞实验是研究结构物在风荷载条件下其动力响应特性的一种手段，对其加以适当改进有助于帮助研究人员更好地研究结构物在真实风场中的动力表现。因此，在信息化高速发展的今天，研究人员应该积极应用当今世界一流的技术手段来获得更加准确的试验数据，要尽可能的消除人为造成的测量误差。本文通过总结近几年相关风洞改进技术，希望对风洞试验技术水平的提高有所帮助。
参考文献
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[5] 岳廷瑞, 尹熹伟. 无线数据采集技术在低速风洞中的应用研究. 计算机测量与控制. 2013, 21(8)
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高2.5 m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有
关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽5.5 m、高4.4 m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长43.8 m，宽13.1 m，最大高度为6.18m；试验段长18m，横断面宽3m，高2.5m，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长96.5m，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m×3.5m×21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国Polytec公司的四台激光测振仪，可进行建筑物模型气动弹性试验。此外实验室还配备了高频底座天平、
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低速风洞在设计和使用中需要考虑的因素 丛磊 汕头大学工学院，汕头515063 [摘要] 低速风洞试验作为研究结构物在风力作用下动力响应特性的一种重要手段，在其洞体设计和使用中需要考虑诸多内外因素对试验结果的影响。本文总结了影响低速风洞试验结果的一些相关因素，包括洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响、试验段槽道对流场方向的影响、收缩段的边界层修正、低速风洞试验数据库系统的建设以及无线数据采集技术在低速风洞中的应用研究。 [关键词] 低速风洞洞体几何特性试验段槽道边界层修正数据库系统无线材及技术 1 前言 低速风洞作为研究土木工程结构无在风力作用下动力响应特性的一种实验装置，其对测试结果的精确性具有很高的要求，但在试验中不可避免的要受到许多不可控因素的影响。因此，如何得到研究中所需要的比较令研究者满意的精确数据是许多风工程研究人员需要解决的问题。本文通过总结一些国内外对风洞试验技术的改进研究，希望对现有风洞的改进与新建风洞的建设有所帮助。 2 影响低速风洞测试精确度的因素 2.1 低速洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响 2.1.1 实验段 实验段为风洞中模拟原型流场进行模型空气动力实验的地方,是风洞的重要组成部分。为了能模拟原型流场,实验段尺寸和气流速度的大小,应满足实验Re 达到一定值的要求。此外,实验段气流应稳定,速度的大小、方向在空间的分布应均匀,原始紊流度、噪声强度、静压梯度应低。实验段气流的这些特性的好坏,总称为流场品质。实验段的尺寸由模型的尺寸来确定。 一般实验段内部沿轴向(顺来流方向)有扩散角,或沿轴向逐渐减小各截面的切角部分所切除的面积,使横截面积沿轴向逐渐增大,以减小由于壁面附面层沿轴向增厚而产生的负静压梯度的绝对值。
A.风洞实验的基本原理是相对性原理和相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止风洞实验 空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，其试验结果可以推算出其实飞行时作用于飞机的空气动力。[1] B.风洞实验原理及实验仪器 一、实验目的 通过参观，让学生了解风洞实验装置的构造、作用，常用的风洞实验仪器及作用，风洞实验的过程和风洞实验的原理。 二、风洞系统简介 风洞作为一套完整的空气动力实验装备，其构造是较为复杂的。按风洞实验段气流速度的大小，一般可分为：低速风洞（M≤0.3），高亚音速风洞（0.3≤M≤0.8），跨音速风洞（0.8≤M≤1.5）。超音速风洞（1.5≤M≤4.5）。高超音速风动（4.5≤M≤10），极高速风洞（M>10）。 1．以805实验室HG-4号超音速风洞为例，它主要由以下几部分组成： l 气源系统：由大型空气压缩机提供清洁干燥的高压空气； l 风洞本体：由高压管道、紧闭阀、快速阀、调压阀、稳定段、喷管、试验段、攻角机构、可调节超音速扩散、亚音速扩散段等组成；
l 控制系统：控制系统及模型状态等； l 测量系统：测量系统系数、模型空气动力及模型转速，并作为纹影显示及摄影等， l 消音系统：降低噪音。 实验过程：空气压缩机把压缩空气打进储气瓶储存起来，压缩空气经管道流向风洞。实验时，预给调压阀一开度，开启紧闭阀至完全打开后，开启快速阀，压缩空气经稳定段至喷管，到达试验段时已获得所需超音速流场，待稳定后测量系统工作。最后气流经扩压段扩压向出口消音塔排去。 2．低速风洞构造、作用：低速风洞的动力由风机提供、风速可通过调整风机的转速来调节。低速风洞有稳定段、实验段和扩压段，没有喷管。为了节约能源和降低噪音，低速风洞常做成环流式的。 3．常用仪器：风洞的常用仪器有压力传感器和天平，测温传感器、压力传感器和温度传感器是监测风洞流场必不可少的仪器。而天平则是用来测量实验模型在风洞中受力情况的一种多元传感器，它是通过受力产生形变，给出形变电信号经换算求出受力的一种精密仪器。 三、思考题 1．超音速流动是如何建立的？ 2．超音速流场建立的条件如何？ 3．风洞实验是如何测得模型气动力的？ C.优点
综合电子设计 小型模拟 风洞系统 刘石劬 22011231 尹哲浩 22011214 赵正扬 22011212 董元 22011207
一、引言 二、设计思路 2.1 整体功能设想 2.2 模块实现方式确定 三、设计内容及部分电路仿真 3.1 输入模块设计部分 3.1.1 按钮功能电路实现与仿真 3.1.2 控制输入电路实现与仿真 3.2 控制模块设计部分 3.2.1 硬件选型及论证 3.2.2 风扇控制信号的分析 3.3 整体原理图与PCB设计 四、整体实物图即测试结果 五、课程收获与心得 六、参考文献
一、引言 风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备，通过对流体力学方法的计算，可以研究物体模型所受不同方向、不同大小的气动阻力影响，为汽车、高速列车等等的选型提供大量的参考依据。同时，风洞也是试验高速飞行器必不可少的一种设备，是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施]1[。随着时代的发展，飞机研究制造业的竞争越加激烈，尤其在军事领域，现有风洞试验设备的模拟能力已经成为制约第四第五代战斗机的研制和未来高超声速飞行器发展的瓶颈。 这次课题设计，我们想以自己现有的能力和一些简单的器材来完成一个简易的小型风洞设计，用以模拟产生不同风力大小的气流。我们采用电脑CPU风扇作为风力的发生装置，以输入信号的占空比来调节风扇转速的大小，并可以根据风扇所发出的风力大小来实现结果的反馈。 二、设计思路 2.1 整体功能设想 风扇的输入信号可以控制风扇实现不同的转速，也可以让风扇的工作处于测试模式下，即风扇的转速按预定的延时变化，风力将由大至小，再由小变大循环往复。也可以通过键盘，让帆板到达指定高度。 2.2 模块实现方式确定 (1) 输入模块：使用者将通过按钮进行输入信号的控制，工作时不会存在两个按钮同时有效的情况。本模块的大体部分会以门电路的形式构成，功能上通过计数器不同的计数值来形成不同的输入信号，但必须保证信号的频率一致。最后，所有档位的信号必须以同一个输出端口输送至风扇，对风扇进行相应的控制。 (2) 控制模块：采用MSP430F6638作为主控芯片，它是由TI公司推出的16位超低功耗、具有精简指令集（RISC）的混合信号处理器。用LSM303作为检测角度的传感器，用AVC 8038风扇作为风力来源。
风洞试验与数值模拟 ――北京大学在数值模拟方面的技术进展 一．科学研究的方法： 人类在认识自然、认识科学的过程中，曾经创造出了两种方法，即：理论研究和实验研究。理论研究得出的结论，要经过严格的论证，这是十分必要的，但在工程实践中却难以应用。实验研究，结论清晰、直观，也就是俗话说的“看得见，摸的着”，但它的局限性太大，因而应用范围有限。 上世纪四十年代，电子计算机的横空出世，改变了人类的生活和思想。随着近年来计算机软硬件技术的突飞猛进，以前大量无法解决的工程实际问题，已经可以用新的计算方法来加以解决了。因此，第三种科学研究的方法发展出来了，那就是计算科学的方法（或称为数值模拟、数值计算）。它不仅具有理论研究的严谨性，又具有实验研究的直观性，更加具备极其广泛的应用范围。如今，计算科学在科学研究中所占的比重越来越大，并必将成为今后科学技术发展的主流。 二．什么是“风洞试验”： 风洞，从外观上看酷似一座洞，它是通过产生出可人工控制的气流，对试验模型周围的气体的流动进行模拟，并可量度气
流对物体的作用，以及观察流动现象的一种管道状试验设备。 而风洞试验，是实验研究工程问题的一种方法。它是依据运动的相对性原理，将试验原型同比缩小的模型固定在风洞中，人为制造气流流过，获取各测试点的试验数据，并以此寻找出工程问题的解决方案。 风洞试验主要针对相似模型进行测力试验、测压试验和布局选型试验。 三．风洞试验在“挡风抑尘墙”工程实践中的局限性： “挡风抑尘墙”的作用就是降低露天堆场上方的风速，以达到抑尘效果。这是属于流体力学范畴的一类问题。流体力学是物理学的一个分支，是主要研究流体（包括气体和液体）与其中的物体相互作用的一门科学。 研究流体力学的方法同样有理论研究和实验研究。 在理论研究中，以理论流体力学的基本控制方程组和基本定律为出发点，采用适当的前提假设(如空气的不可压缩性假定)，经过严格的数学推导，求解出方程中的未知量(如压力，速度等)。 鉴于理论流体动力学的基本控制方程组及其边界条件的强烈的非线性特性，只能在几种简单的情况下得到方程组的解析解，在复杂的情况下(如三维流场，复杂外形等)就无法获得解析解，这就决定了理论研究方法在“挡风抑尘墙”研究中具有很多的局限性，工程实践中很难采用这种方法。
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽m、高m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长 m，宽m，最大高度为；试验段长18m，横断面宽3m，高，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m××21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国
实验空气动力学课程设计(风洞综述) .概念及原理 风洞(wind tunnel )，是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是空气动力学实验最常用、最有效的工具。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。 原理: 用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。为确保实验准确模拟真实流场，还必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，通常只能选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 .风洞发展简要回顾 风洞设备的发展大致经历了低速风洞发展阶段、超声速风洞发展阶段、跨声速风洞发展阶段、高超声速风洞发展阶段、风洞设备更新 改造和稳定发展阶段、风洞设备发展适应新需求、探索新概念风洞发展阶段。20世纪90年代，随着经济全球化和型号发展数量的减少，一方面，风洞设备在数量上呈现出过剩状态；另一方面，又缺少能满足未来型号精细化发展要求的高性能风洞。 三.近期风洞改造和建设 工业生产型风洞的更新改造最主要特点是风洞设计的多功能性、可扩展性、技术的先进性，风洞建设也呈现出创新的特点。主要包括：吸收试验段内的大部 分噪声, 提高风洞试验Re或模拟能力等。另外还有：感应热等离子体风洞（通
过高频电发生器以感应偶合的方式将亚声速或超声速射流加热到极高温度（5000C?10000C）,这种等离子风洞主要用于防热研究） 四.风洞发展的未来趋势 1）“安静”气流风洞 不仅气动声学风洞需要“安静”的风洞，高品质的任何类型风洞都 需要“安静”的风洞。 2）亚声速高升力飞行风洞风洞Re模拟能力直接影响试验数据的准确性。经过多年论证研究, NAS提出了高升力飞行风洞（HiLiFT ）的概念。它是利用磁悬浮推进技术推动试验模型在含有静止气体介质（空气或氮气）的管道中运动,
简易风洞及控制系统（专科组G题） 作者：王康、赵辉、张帅帅 赛前辅导教师：吉武庆 文稿整理辅导教师：吉武庆 摘要 本文介绍了简易风洞控制系统的设计方案。本设计以STC89C52R单片机为主控芯片，利用涡轮式轴流风机来为小球的运动提供动能。通过在风洞表面安装的8个光电式光线传感器来检测小球位置，而后通过PID 算法对轴流风机的抽风量进行进一步调校. 从而形成一个完整的闭环控制系统。 关键词：PID算法，PW调速，闭环控制 Abstract This paper introduces the design plan of a simple wind tunnel control system. The design STC89C52RCmicrocontroller as the main control chip, using turbine type axial flow fan to provide kinetic energy for the movement of the ball. To detect the location of the ball in a wind tunnel by surface mounted 8 photoelectric light sensor, and then through the exhaust volume PID algorithm flow fan on the shaft was further adjusted. So as to form a complete closed-loop control system. Keywords: PID algorithm, PWM speed control, closed loop control
SHFD低速风洞 旋成体机身模型测压试验数据处理 报告 院系： 专业：飞行器设计与工程 班级： 学号： 姓名：
风洞试验任务书 姓名：班级：学号：2 指导教师：完成日期：2015年9月20日 实验小组：第二组 组长：（学号：） 小组成员：
摘要 本次的试验就是测量旋成体机身表面的压强分布，绘制压力曲线，采用SHFD低速风洞对旋转体机身进行吹风试验。分别完成其纵向实验和横向实验，通过压力扫描系统可以在计算机中得到旋转体机身表面各截面上测压口的压力。通过计算可以得到其压力系数，最后通过tecplot软件即可画出各个截面的压力分布情况以及上下子午线的压力分布情况。 关键词旋成体机身风洞试验纵向试验横向实验tecplot
目录 第一章实验名称及要求 (1) 第二章实验设备 (2) 2.1 风洞主要几何参数 (2) 2.2 风洞动力系统 (2) 2.3 控制和数据采集系统 (2) 2.4 压力扫描系统 (3) 2.5风洞流场的主要技术指标 (4) 2.6 试验模型 (4) 第三章实验原理 (8) 3.1风洞实验原理 (8) 3.1.1 相对性原理和相似准则 (8) 3.1.2 主要测量过程 (8) 3.2测压实验原理 (9) 第四章实验方法及步骤 (11) 4.1 实验准备 (11) 4.2计算雷偌数 (11) 4.3分配任务 (12) 4.4 实验过程 (12) 第五章实验数据处理 (13) 5.1 实验数据修正计算 (13) 5.2 纵向和横向实验曲线图及分析 (14) 结论 (21) 参考文献 (22) 附录 (23)
第一章实验名称及要求 1.1 实验名称 旋成体机身测压试验 1.2 实验要求 通过试验深化对空气动力学的理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力实验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。熟悉低速风洞标模试验的气动力变化规律，初步掌握风洞试验数据的修正、处理和分析的方法，掌握科学计算、试验曲线绘图软件的应用。
什么是风洞 风洞一般称之为风洞试验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。 发达国家如何发展空气动力学 空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。 美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。 前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。 英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。曾经发明了世界上第一座风洞的英国人更是不甘落后，除了政府加强对空气动力学的领导规划之外，充分利用大学进行基础学科的研究。据有关资料透露，在英国的46所大学里，至少有30个以上高水平的空气动力研究试验室。 日本在战后受到限制的情况下，航空工业曾有过长达8年的空白。但在此期间，其基础研究——空气动力学则进展神速。仅60年代，就先后仿制出11种飞机，自行设计8种飞机。
《桥梁风工程》之——风洞试验技术 主要内容简介 第一章风洞试验的理论基础——相似性 （概述、相似性基本要求、无量纲参数的来源、基本缩尺考虑） 1.1 概述 理论流体力学——物理实验——数值模拟（风工程研究的“三大手段”）； 桥梁、建筑结构在结构设计方面，只要求结构在风荷载作用下具有足够的强度、刚度和稳定性即可，即确保桥梁结构、建筑结构的安全性、舒适性和耐久性即可；（这区别于航空器的设计——力求其周围运动空气对其的阻力最小），主要关注绕尖角的流动和分离流动，因此，称为“钝体空气动力学”。个别建筑、桥梁已开展了实际结构的实测。 Fig.1 Research methods of Wind Engineering of Bluff Body 1932年，Flachsbart O.“建筑物气动特性的模拟应当在具有与自然风相似的风洞气流中进行”。 几何缩尺——经济性和方便性 由于缩尺几何引出了物理相似的一系列问题，相似性准则是风洞试验的理论基础。应该说明的是，由于模型的几何缩尺，导致部分物理现象不能准确反映，如雷诺数效应。因此，在实际设计模型试验时，需要进行一系列权衡，确保主要问题能模拟即可。（科学与艺术结合！） 1.2 模型相似性 在分析一切物理问题，特别是需要通过实验进行研究的问题时，通常需要确定一组无量纲的控制参数。该组无量纲参数通常是根据描述所研究物理系统的偏微分方程得到的，用一个具有对应量纲的参考值遍除所有关键变量，使之无量纲化，于是得到大量的无量纲组合参数，它们就是控制系统的物理特性的因子。如果这些控制参数组从一种情况（原型物）到另一种情况（模型）保持不变，则自然保证了相似性。具体风洞试验相似性无量纲参数推导见下。
风洞特种实验技术综述 摘要：风洞特种实验技术主要包括：动力模拟试验、多体干扰与分离试验、风洞尾旋试验、风洞模型自由飞试验、铰链力矩试验、结冰试验等。本文对这些实验技术进行概念性综述。 关键词：风洞特种实验技术概念综述 一动力模拟试验[1] 1动力模拟试验的目的 对于航空喷气发动机,不论是涡喷式、涡扇式还是冲压式,其前部都配置进气道,而后部配置尾喷管.这样进气道前面的进气流和尾喷管后面的尾喷流,都会对飞行器的外部绕流产生干扰影响,从而改变飞行器的气动特性———即通常称为“发动机进排气动力影响”。 2动力模拟试验的实验技术的概念 发动机动力模拟风洞试验技术,就是要在风洞试验中,实现其发动机进气和排气流动效应的模拟,以便测定出发动机进排气流对飞行器的气动影响量 .随着目前大推力发动机被广泛采用,动力对飞行器性能的影响更显示出重要性.动力模拟试验已成为飞行器研制中必不可少的风洞试验项目. 二多体干扰与分离试验 1多体干扰与分离试验的重要性[2] 多体干扰与分离动力学是亚轨道飞行器、重复使用跨大气层飞行器和通用再入飞行器研制中的一个关键技术问题,关系到演示验证能否成功 2多体干扰与分离试验的实验技术[3] 试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。 三风洞模型自由飞试验[4] 1风洞模型自由飞试验的意义 它为新型气动布局飞机稳定性与操纵性研究、飞行控制律验证与优化、大迎角过失速机动能力实现、推力矢量以及垂直起降技术发展、主动流动控制技术的发展起到了重要的推进作用。 2水平风洞模型自由飞试验技术 水平风洞模型自由飞是通过远程控制实现飞机模型在风洞试验段无系留六自由度自由飞行的试验技术，可为缩比模型提供在风洞中模拟全尺寸真机飞行运动的仿真试验环境。 3 水平风洞模型自由飞试验平台的关键技术 关键技术包括：动力相似模型设计加工技术；动力模拟技术；舵机运动控制技术；模型姿态实时精确测量技术；飞行控制系统设计与集成技术。 四风洞尾旋试验[5] 1 立式风洞 立式风洞是一种具有垂直试验段的低速风洞。风扇垂直向上抽气,并使上升气流产生的浮力恰好平衡自由飞模型的重量。对于飞机的尾旋研究,大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的试验研究都在立式风洞中进行。
一、试验名称： 低速风洞全机模型气动力和力矩测量试验 二、试验目的及要求 通过试验，深化对空气动力学理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力试验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。了解风洞试验数据的修正和处理方法，初步掌握低速风洞测力的空气动力特性的规律和分析方法，试验数据曲线的绘制软件的应用。 三、试验设备 本次试验采用沈阳航空工业学院SHDF低速闭口回流风洞（见图1）： 1、风洞主要几何参数 风洞试验段：闭口宽×高×长= 1.2m×1.0m×3m，四角切角。 风洞收缩段：收缩比n = 8，长1m。 风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径4m，总长2m。蜂窝器为正六角形孔，对边距20mm，深300mm。阻尼网共6层，20目。 图1 SHDF低速风洞平面图 2、风洞动力系统 变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。变频器功率75kW；电机为四极，功率75kW。桨叶翼型为RAF-D, -E，共6叶。
3、控制和数据采集系统 风洞的控制系统是由计工业控制计算机（研华610H）、风速传感器（DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成，用VB语言开发的控制程序，对风速进行闭环控制，风速的控制精度为±0.2m/s。模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑）做垂直面内转动（称为迎角α）。迎角α转动范围为-15°~+25°，侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，β转动范围为-180°~+180°。由旋转编码器实施测量转动角度。数据采集系统是通过数据采集处理程序驱动，将杆式应变天平受力（或力矩）变形感应到的电压变化信号和压力传感器输出的电压信号，通过信号调理器（XL 2102E）及高精度稳压电源（XL 2101）对信号进行滤波、放大后，送入12位数据采集卡（PCL－818L）变为数字量，进入计算机中央处理器处理。 4、DFD风洞流场的主要技术指标 5、DBM-4041标准模型 试验采用的模型为4041标准模型，为全钢制模型，模型比例1:3。该模型是国际、国内通用的低速风洞标准模型，具有气动力在较大雷偌数范围内变化不敏感的优良特性，而且有国内外多个风洞的试验数据可作比较参考。主要参数如下：
汽车试验学： 国内外汽车风洞 发展现状 学校：华南农业大学 学院：工程学院 班级：11级车辆一班 姓名：梁杰豪 学号：201131150411 指导老师：吕盛坪
国内外汽车风洞发展现状 摘要：本文首先对汽车风洞作简要介绍，了解风洞的主要特点，同时分别讲述 介绍了国内外的汽车车风洞试验现状，分析了近期国内外汽车行业对风洞试验的研究方向和主要技术，并就分别列举了国内外汽车风洞的发展历史。最后作一发展总结。 关键词：汽车风洞、国内外风洞、风洞发展 1 引言 “汽车风洞”最开始的时候其实不是用来测试汽车，而是用来测试飞机、研究飞机的气动性能的。实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济地取得实验数据。为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。 且外，汽车空气动力学在汽车开发中的重要作用，促进了汽车风洞及其试验技术的快速发展。汽车的空气动力学特性，可以通过对汽车外形的改变而提高。在汽车设计生产过程中，汽车外形一般在开始生产制造之前就被冻结，这时再进行汽车空气动力学研究，很难对外形进行修改和改进。为了在设计初期就可以开展汽车空气动力学研究，需要制作一种可以修改的模型，并且能够进行汽车空气动力学试验。汽车油泥模型，就是在汽车外形评价和汽车风洞试验需要的基础上发展起来的模型。制作好的油泥模型需要一个汽车不行驶就可以完成汽车空气动力学研究的试验环境，汽车风洞正好可以满足这一要求。 2 汽车风洞的特点 汽车空气动力学的研究，得益于航空空气动力学的发展。最开始的时候，人们并没有意识到空气对汽车的影响。随着航空和船舶行业的发展，人们渐渐将流体力学的理论应用到这些领域之中。而汽车作为一种类似的交通工具,是否也需要同样的理论呢？在不断探索与研究过程中，人们给予了肯定的回答，从而推动了一门新的专业——汽车空气动力学的诞生和发展。直到现在，一些从事航空空气动力学的学者，也进行过汽车空气动力学的研究工作。但是汽车空气动力学又是一门不同于航空空气动力学的学科，很多专门从事汽车工程研究的学者为汽车空气动力学的发展做出了重要的贡献。 为了适应航空空气动力学发展的需要，各国建设了航空风洞。随着汽车工业的发展，人们开始重视汽车空气动力学作用，将一些航空风洞改造成为专业的汽车风洞。直到上个世纪80年代左右，才有大量的专业汽车风洞建设，从而推动了汽车风洞技术发展。 风洞是指能人工产生和控制气流,以模拟飞行器或汽车等物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状的试验设备，它是进行空气动力试验最常用!最有效的工具。汽车风洞,是专门用来进行汽车空气动力学研究的一种管道状设备，它与传统的航空风洞有很多不同,因而有自己独
国家科学技术进步奖三等奖（1995年） 获奖编号：1995-J-07-3-003 NF-3低速翼型风洞研制 主要完成人： 乔志德、郗忠祥、尹迪义、苏耀西、周瑞兴 主要完成单位： 西北工业大学 项目简介： NF-3低速翼型风洞是按照满足军，民用高性能翼型发展的需要建成的我国和亚洲最大低翼型风洞，属航空，航天科学技术领域。构成机翼的翼型对飞机的性能有很大影响，翼型技术是外国向我国航空工业实行技术封锁的高技术项目之一，因此，要自行研制飞机，必须研究发展我国的先进翼型。NF-3风洞是发展先进翼型所必须的试验设备，它的建成填补了我国低速，高雷诺数和低紊流度风洞实验设备的空白，是我国航空工业完成的一项重要基础建设。NF-3风洞是国内和亚洲同类风洞中雷诺数最高（R>700万）的低速翼型风洞；其紊流度低于国内同类风洞，达到了国外同类风洞的先进指标；测控系统实现了计算机自动控制和数据实时处理；具有二元，三元和螺旋桨三个实验段，其流场品质和风洞测量精度均已达到国军标要求，翼型实验与国外实验结果吻合。建成以来，已进行过航空，航海等工业部门10个单位18个模型的风洞实验，发展了低噪声先进翼型系列，实验结果已用于飞机，船舶，建筑等工程设计，为上述军，民产品的及时定型投产做出了贡献。 我国建成亚洲最大增压连续式高速翼型风洞 发布时间：2003-10-8 https://www.doczj.com/doc/175450628.html,消息（16：00新闻）风洞主要用于测试飞机的外型设计是否合理，我国自行研制的亚洲最大增压连续式高速翼型风洞，今天在西北工业大学进行了首次通气实验。 随着现场总指挥的一声令下，开始了风洞的首次通气运行。压缩机以每分钟1900转的速度将达到实验要求的气流送入风洞的实验段内。工作人员则通过计
实验八：风洞实验段速度和压力测定 一、实验目的 测定一座风洞实验段的速度和压力。二、实验仪器与设备 1. 直流式下吹低速风洞，稳定段界面500mm ×200mm ，出口矩形界面500mm ×200mm 。最高出口流速≤40m/s 。 2. 皮托管，修正系数k （已知修正系数），排管压力计，其修正系数为1， 工作液为酒精，比重取0.8，斜角为30°。 三、实验标定原理 风洞试验中，试验段的来流速度是一基本流动参数，必须给出。开口风洞中，一般用风洞出口截面中心位置处的流速指示来流速度。根据不可压缩伯努利方程： 02 2 1P V P =+ ρ （1） p k V ?=ρ 2 （2） 皮托管 图1：开口风洞实验段 其中：Δp 为皮托管测得的总压0p 与静压p 之差，为风洞实验段动压。可以由排管压力计读出，k 为皮托管标定系数，ρ为工况下气体密度。由此可以得出风洞实验段的工作压力和速度。 图2：皮托管结构示意图 图3：皮托管测速示意图 四、实验操作步骤 1. 实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
2.在教师指导下把皮托管安装在低速风洞实验段内，皮托管总压孔应对准 来流方向，不要偏斜。 3.用导管连接皮托管和排管压力计，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。 注意斜管压力计的初始读数。 4.启动风洞，调节风洞变频器频率（不小于10Hz为宜），记录排管压力计 的读数。 5.改变风速（变频器频率），重复步骤4，记下10～15组数据。 6.关闭风洞，记录大气压强和室内温度。 7.整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。 五、实验结果 实验原始数据就是酒精柱长度测量值，由排管酒精压力计测量，并填于表1。 排管压力计初始读数： mm 表1：压差测量值（毫米酒精柱）变频器工作频率：f= Hz
循环风洞干燥实验装置 说明书 天津大学化工基础实验中心
2011．10 一. 实验装置的基本功能和特点： 本装置为学生学习干燥曲线、干燥速率曲线及临界湿含量测定方法提供了实验平台，同时，可练习被干燥物料与热空气之间对流传热系数的测定方法，通过实验，加深学生对干燥过程及干燥机理的理解，并通过操作实物干燥过程，了解干燥操作中废气循环的流程和概念。本说明书还列举了一个由气体流量计读数求指定截面处气体流速的实际例子，介绍数据的处理和计算方法。本实验装置还可以为研究恒速干燥速率，临界湿含量，平衡湿含量等参数随其影响因素的变化规律提供平台。整套装置具有结构紧凑，占地面积小，干燥介质空气流量调节范围大，耗能量小，操作方便等特点。可以方便地测得常见的、典型的干燥曲线、干燥速率曲线和恒速段热空气与被干燥物表面之间的对流传热系数。 1. 用途： (1）供学生做实验，学习干燥曲线和干燥速率曲线及临界湿含量的实验测定方法，加深对干燥操作过程及其机理的理解。 (2)供学生学习干湿球温度湿度计的使用方法，学习被干燥物料与热空气之间对流传热系数的测定方法。 (3)供学生通过实物了解干燥操作中废气循环的流程和概念。 (4)为学生提供一个由气体流量计读数求指定截面处气体流速的实际例子，以便掌握其计算方法。 (5)实验研究恒速干燥速率，临界湿含量，平衡湿含量随其影响因素的变化规律。 2.特点: (1)结构紧凑，占地面积小。 (2)干燥介质空气流量的调节范围大。 (3)耗能量小。 (4)实验操作十分方便。 (5)可以很容易地测得常见的典型的干燥曲线，干燥速率曲线和恒速段热空气与被干燥物表面之间的对流传热系数。 二. 实验装置简介：
第六章 风洞实验概述 风洞试验是依据运动的相似性原理，将被试验对象（飞机、大型建筑、结构等）制作成模型或直接放置于风洞管道内，通过驱动装置使风道产生一股人工可控制的气流，模拟试验对象在气流作用下的性态，进而获得相关参数，以确定试验对象的稳定性、安全性等性能。 世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。美国的莱特兄弟于1901年制造了试验段0.56米见方、风速12m/s的风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实用的飞机。风洞自19世纪后期问世以后，为风效应研究创造了良好的试验条件，开始了风对建筑物的破坏作用的研究。1894年，丹麦J. O. V. Irminger在风洞中测量了建筑物模型的表面风压。 风洞的大量出现是在20世纪中叶，随着工业技术的发展，风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域扩大到一般工业部门。到了20世纪20年代，Jaray将空气动力学理论应用于汽车外形设计，以降低汽车的气动阻力系数。例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形，可使气动阻力减小75%。 20世纪30年代，英国国家物理试验室（NPL）在低湍流度的航空风洞中进行了风对建筑物和构筑物影响的研究工作，指出了在风洞中模拟大气边界层湍流结构的重要性。1934年，德国L.Prandtl在哥廷根流体力学研究所（AVA）建造了世界上第一座环境风洞，开展环境问题的试验研究。20世纪50年代末，丹麦M. Jensen对于风洞模型相似律问题作了重要阐述，认为必须模拟大气边界层气流的特性。另外，美国J. E. Cermak在科罗拉多州大学和加拿大A.G.Davenport在西安大略大学分别建成了长试验段的大气边界层风洞，标志着对风工程有了专门的模拟试验研究设备。从20世纪80年代开始，大气边界层风特性的模拟技术，特别是大尺度湍流的模拟技术有了较大的发展，另外一些专用的实验设备及测试仪器的研制成功，使风洞中模拟各种气象、地面及地形条件的范围扩大以及研究空气污染和风载、风振问题的能力提高。 对建筑物模型进行风载荷试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群、大跨度屋盖等超限建筑和结构，我国结构风荷载规范建议进行风洞试验。对于大型工厂、矿山群等也可以做成模型，在风洞中进行防止污染和扩散的试验。 §4-1 风洞实验基础 一、风洞 风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在该管道中能造成一段气流均匀流动的区域，利用这一经过标定的流场，可以进行各种有关学科的科研活动。风洞种类繁多，有不同的分类方法。按行业分，有航空风洞和工业风洞；按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞；按回路分类，风洞可分为直流式、回流式；按运行时间分类，风洞可分为连续式、暂冲式。 近年来，由于工程材料及施工方法的大幅进步，工程设计逐步走向轻质量、大跨度及超高度的方向发展，使得在传统上地震力为结构的主要水平荷重观念逐渐改变。风荷重成为超高层建筑、体育场馆大跨屋盖、斜拉桥等结构的主要水平荷载。除此之外，由于环保意识的加强，社会上对于生活质量的要求，使得工业废气的排放及都市中大型建筑物造成环境微气候的改变，亦成为工程界必须予以重视的课题。为此，应运而生出现了许多大气边界层风洞（BLWT）。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟地表风的运动情况(称为大气边界层)。大气边界层风洞是工业风洞的一种，为低速