1、空气动力学研究的基本手段有哪些，各有什么优缺点？
答：理论研究、风洞试验和飞行试验
①理论研究：指人们根据对空气动力学现象的观察分析，对这些现象进行抽象和简化，描述其本质的数学模型，建立相应的数学物理方程并根据相应的边界条件求解这些数学方程。主要指数值计算（CFD）技术。尽管CFD技术在近几十年有了突飞猛进的发展，工程应用日趋成熟，但风洞试验仍是确定飞行器飞行性能的主要手段，CFD尚不能代替风洞试验，而只能作为飞行器设计手段与风洞试验相互补充，而且CFD的发展和可靠性也需风洞试验验证。
②飞行试验：主要指模型的自由飞试验和样机的试飞试验。飞行试验方法可用来验证风洞试验数据的可靠性，解决那些风洞试验难以解决的问题；飞行试验能克服风洞试验模拟方式上的不真实因素，如流场模拟差异、飞行器尺寸差异（雷诺数和尺度效应）、流动不能完全相似等。用真实飞行的测量数据来修正风洞试验数据，解决所谓风洞试验数据与飞行数据的相关性问题。但是，由于飞行试验本身存在一系列误差，精度比风洞试验低得多；存在着费用高、试验条件不稳定、测量方法复杂等缺陷。
③风洞试验：空气动力学的发展史表明，风洞试验是试验空气动力学这门学科发展的的基本手段。空气动力学的基本现象和基本原理，人们都是通过试验逐步认识的。空气动力学研究上的重大突破，都首先是试验上的突破，空气动力学的理论本身都是在试验研究的基础上发现和发展起来的。理论计算只能解决流动的物理机理已经通过试验研究认识清楚的，不是过于复杂的流动问题，但是流动机理方面的研究以及数值计算结果的验证，仍然要依靠试验。用风洞试验方法来解决空气动力学问题，测量方便，试验参数如气流速度、试验状态易于控制，不受外界条件的影响，且费用较低，而飞行试验的试验条件不容易控制，测量方法复杂。
风洞试验过去和现在一直是发现和确定流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，以及为飞行器设计提供优良的气动布局和空气动力学特性数据的主要手段；在今后的相当长的时期内，这种状况不会改变，并将与其他研究手段更好的相互结合、相互补充、相互促进。
2、风洞试验中有哪些测量方法，各种方法发挥什么样的作用？
答：天平测力法：使用气动力天平，测出作用在模型上的空气动力，是风洞试验中最常见的测量方法，可以测量六个分量，也可以只测量一个或几个分量；
压力分布测量法：测出模表面的压力分布，可以得到飞机或部件强度计算所需的载荷数据；
流动显示法：利用物理或化学的方法将绕模型流动的状态形象地显示出来，可加深流动状态的感性认识，对于分析风洞测力测压试验的结果、建立理论研究的简化模型、分析流动机理以及研究飞机外形存在的气动问题等，有很大帮助；
流动测量法：包括流速、流向、压强、紊流度和温度等，对空风洞进行流场校测。有时也要测量模型绕流流场中气流参数的分布情况，以便于深入研究空气动力特性的机理。
3、风洞试验中有哪些重要（4个）的相似准则，其物理意义和公式怎样描述？在风洞试验中为模拟这些参数可采取哪些手段？
答：雷诺数Re vl
ρμ
=，表征流体粘性对流动影响的相似准则，对低速的定常测力、测
压试验只要求模拟Re数；
马赫数Ma v a
=，气体压缩性对流动影响的一个量度，对超声速试验主要模拟Ma
数，对跨声速定常试验，需要同时模拟Ma 数和Re 数。
弗劳德数 Fr =，重力作用对流动影响的一个量度，对外挂物投放、模型自由飞及尾旋试验等，是主要的相似准则。
斯特劳哈尔数 Sr l vt lf v ==，表征流体非定常性的相似准则，结构弹性振动、漩涡、螺旋桨、旋翼、旋转天平、马格努斯力及航空声学等试验时，要求模拟该相似准则；
欧拉数 2Eu P v ρ=?，压力系数；
牛顿数
22Ne F v l ρ=，空气动力学系数。
MS82 风洞试验技术研究（负责人：林麒） 8月27日下午地点：4层临4-10 时间 编号 报告题目 报告人单位 主持人 13:30 MS82-1700-I 运输机后体舱门开启流动特性试验研究 胡汉东中国空气动力研究与发展中心 杨希明 13:50 MS82-0056-O 一种改进的内埋武器高速风洞弹射投放实验方法 宋威中国航天空气动力技术研究院 14:00 MS82-0690-O 大长细比模型高速风洞试验支撑干扰分析 秦 汉 中国航天空气动力技术研究院 14:10 MS82-1330-O 翼身融合构型飞机跨声速风洞试验支撑干扰问题研究林榕婷中国商飞北研中心 14:20 MS82-1859-O 小展弦比飞翼低速大迎角支架干扰试验研究 王延灵航空工业空气动力研究院 白鹏 14:30 MS82-1860-O 风洞节流对其高亚声速特性影响试验研究 秦红岗中国空气动力研究与发展中心 14:40 MS82-2136-O 倾转四旋翼无人机风洞虚拟飞行初步验证 聂博文国防科技大学 14:50 MS82-2647-O 高速风洞中大型飞机常用支撑形式干扰特性研究 李 强 中国空气动力研究与发展中心 15:00 MS82-2681-O 基于映像涡系法的闭口矩形实壁风洞洞壁干扰因子计算 马洪雷中国航空工业空气动力研究院 岳连捷 15:10 MS82-2761-O 弹性体模型风洞试验支撑系统虚拟振动试验研究 张 戈 中国航空工业空气动力研究院 15:20 MS82-1850-O 导弹滑块电缆罩气动特性风洞测力试验优化研究 朱中根西安现代控制技术研究所 15:30 15:40 MS82-0819-O 并联级间分离自由飞风洞试验技术及相似律推导 薛 飞 中国航天空气动力技术研究院 8月28日下午地点：4层临4-9 时间 编号 报告题目 报告人单位 主持人 13:30 MS82-1670-I 风洞动态试验中的仿真技术应用 赵俊波中国航天空气动力技术研究院 陈德华13:50 MS82-2868-O 不同收集口角度下风洞流场的数值模拟与试验研究高 娜 中国航空工业空气动力研究院 14:00 MS82-0603-O 基于RBF 神经网络的大迎角耦合振荡气动力建模 卜凡楠厦门大学 14:10 MS82-3570-O 端壁附面层抽吸对压气机叶栅分离影响的仿真研究王东中航发动力所 王铁进14:20 MS82-1760-O 结冰风洞中SLD 模拟方法及其实验验证研究 符 澄 中国空气动力研究与发展中心 14:30 MS82-2393-O 进气道试验中管道效应对湍流度的影响研究 徐彬彬中国空气动力研究与发展中心低速所 14:40 MS82-2994-O 结冰条件下大型民机操稳特性研究与风洞虚拟飞行验证 朱正龙中国空气动力研究与发展中心低速所 14:50 MS82-2986-O 螺旋桨噪声特性风洞试验研究 谭 啸 中国航空工业空气动力研究院 吴佳莉15:00 MS82-3159-O 地效飞机近波浪水面气动特性风洞试验模拟 高立华中国空气动力研究与发展中心 15:10 15:20 MS82-2365-O 可压缩混合层增长率的试验方法研究 王铁进 中国航天空气动力技术研究院
飞行器设计与工程专业综合实验 SHFD低速风洞 全机模型气动力和力矩测量试验报告 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：2 学号：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： 姓名学号 试验任务表 实验风洞：SHFD 时间： 2014.8.31~2015.9.20 试验类型试验状态备注 DSBM-01 标模测力试验 纵向试验 β=00：α=-40~120 ; ?α=20 β=00：α=120~320;?α=40试验风速 V=27m/s 横向实验 α=40：β=-160~160；?β=40 α=80：β=-160~160；?β=40
摘要 本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot 软件绘制出Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-β，Mx-β，My-β曲线。。 关键词 DBM-01标模测力实验 SHED风洞 tecplot
目录 第一章实验名称与要求 (1) 1.1 实验名称 (1) 1.2 实验要求 (1) 第二章实验设备 (1) 2.1风洞主要几何参数 (1) 2.2流场主要技术指标 (2) 2.3 控制与数据采集系统 (2) 2.4 风洞动力系统 (2) 2.5 DBM-01标准模型 (2) 第三章风洞实验原理 (4) 3.1相对性原理和相似准则 (4) 3.2主要测量过程 (4) 第四章实验方法及步骤 (6) 4.1 了解风洞组成及开车程序 (6) 4.2 制定试验计划 (6) 4.3 模型及天平准备 (6) 4.4实验步骤 (8) 第五章实验数据处理与分析 (9) 5.1干扰修正计算 (9) 5.2实验结果分析 (11) 结论 (21) 参考文献 (22)
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。
风洞实验 科技名词定义 中文名称：风洞实验 英文名称：wind tunnel testing 定义：在风洞中进行模拟飞行器在大气中运动时的空气动力学现象。 应用学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 流体力学方面的风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法；而在昆虫化学生态学方面则是在一个有流通空气的矩形空间中，观察活体虫子对气味物质的行为反应的实验。 目录
编辑本段原理 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] 编辑本段优点 风洞实验尽管有局限性，但有如下四个优点：①能比较准确地控制实验条 风洞实验 件，如气流的速度、压力、温度等；②实验在室内进行,受气候条件和时间的影响小,模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；③实验项目和内容多种多样，实验结果的精确度较高；④实验比较安全，而且效率高、成本低。因此，风洞实验在空气动力学的研究、各种飞行器的研制方面，以及在工业空气动力学和其他同气流或风有关的领域中，都有广泛应用。 编辑本段要求
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上将 打印 字体大小: t T 发表于 2007-2-5 00:58 | 只看该作者 中国风洞技术进展 中国, 空气动力学, 风洞, 进展, 科技 低跨超专业委员会是中国空气动力学会下属的专业委员会之一，是一个全国性非营利的、公益性的学术性社会团体，由低跨超空气动力学科技工作者组成，是全国低跨超科技工作者之家。 在中国空气动力学会领导下，低跨超专业委员会坚持“以人为本，科学发展”的理念，围绕着“学术创新服务经济、培养人才、科技普及”的宗旨，重视优秀的中青年科技骨干和学科带头人的培养，团结我国从事低跨超声速空气动力学研究与发展的科技工作者，努力发展同国内外空气动力学机构或学者的友好联系和交往，开展国内外有关空气动力学的学术交流与咨询，参与和组织承担科技成果的评审鉴定、技术规范 标准的编制以及专业规则的制定等社会化工作。 ?nbsp; 专委会成立20多年来，经历五届领导和委员的共同努力，已成为中国空气动力学会下属九个专业委员会最为活跃，富有成效，富有影响的专委会之一，为培养我国低跨超领域的气动人才，推动学术交流和国际国内合作，信息和成果共享等方面做出了卓越贡献，在国内外气动领域的影响力日益扩大。 专委会挂靠单位：中国空气动力研究与发展中心高速所 办公地址：四川安县101信箱，邮编：622661 版权所有：2006-2010 低跨超声速专业委员会 [本帖最后由王三于 2007-7-29 18:09 编辑] Main_banner.jpeg (67 KB) 收藏分享
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。
《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。
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,
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
实验三：风洞实验段速度和压力测定 1、实验目的 测定一座风洞实验段的速度和压力。2、实验仪器与设备 1. 直流式下吹低速风洞，稳定段界面500mm×500mm ，出口矩形界面500mm ×500mm。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， 工作液为水，斜角为30°。 3、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： 022 1 P V P =+ρ （1） p k V Δ=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 4、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。 5、实验结果 1.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：P mm P mm 表1：压差测量值（毫米酒精柱）,变频器工作频率f 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 编号 1 f P P0 Δp V 2.画出风洞实验段速度随变频器工作频率变化图。
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。
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/977900644.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
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：
1、空气动力学研究的基本手段有哪些，各有什么优缺点？ 答：理论研究、风洞试验和飞行试验 ①理论研究：指人们根据对空气动力学现象的观察分析，对这些现象进行抽象和简化，描述其本质的数学模型，建立相应的数学物理方程并根据相应的边界条件求解这些数学方程。主要指数值计算（CFD）技术。尽管CFD技术在近几十年有了突飞猛进的发展，工程应用日趋成熟，但风洞试验仍是确定飞行器飞行性能的主要手段，CFD尚不能代替风洞试验，而只能作为飞行器设计手段与风洞试验相互补充，而且CFD的发展和可靠性也需风洞试验验证。 ②飞行试验：主要指模型的自由飞试验和样机的试飞试验。飞行试验方法可用来验证风洞试验数据的可靠性，解决那些风洞试验难以解决的问题；飞行试验能克服风洞试验模拟方式上的不真实因素，如流场模拟差异、飞行器尺寸差异（雷诺数和尺度效应）、流动不能完全相似等。用真实飞行的测量数据来修正风洞试验数据，解决所谓风洞试验数据与飞行数据的相关性问题。但是，由于飞行试验本身存在一系列误差，精度比风洞试验低得多；存在着费用高、试验条件不稳定、测量方法复杂等缺陷。 ③风洞试验：空气动力学的发展史表明，风洞试验是试验空气动力学这门学科发展的的基本手段。空气动力学的基本现象和基本原理，人们都是通过试验逐步认识的。空气动力学研究上的重大突破，都首先是试验上的突破，空气动力学的理论本身都是在试验研究的基础上发现和发展起来的。理论计算只能解决流动的物理机理已经通过试验研究认识清楚的，不是过于复杂的流动问题，但是流动机理方面的研究以及数值计算结果的验证，仍然要依靠试验。用风洞试验方法来解决空气动力学问题，测量方便，试验参数如气流速度、试验状态易于控制，不受外界条件的影响，且费用较低，而飞行试验的试验条件不容易控制，测量方法复杂。 风洞试验过去和现在一直是发现和确定流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，以及为飞行器设计提供优良的气动布局和空气动力学特性数据的主要手段；在今后的相当长的时期内，这种状况不会改变，并将与其他研究手段更好的相互结合、相互补充、相互促进。 2、风洞试验中有哪些测量方法，各种方法发挥什么样的作用？ 答：天平测力法：使用气动力天平，测出作用在模型上的空气动力，是风洞试验中最常见的测量方法，可以测量六个分量，也可以只测量一个或几个分量； 压力分布测量法：测出模表面的压力分布，可以得到飞机或部件强度计算所需的载荷数据； 流动显示法：利用物理或化学的方法将绕模型流动的状态形象地显示出来，可加深流动状态的感性认识，对于分析风洞测力测压试验的结果、建立理论研究的简化模型、分析流动机理以及研究飞机外形存在的气动问题等，有很大帮助； 流动测量法：包括流速、流向、压强、紊流度和温度等，对空风洞进行流场校测。有时也要测量模型绕流流场中气流参数的分布情况，以便于深入研究空气动力特性的机理。 3、风洞试验中有哪些重要（4个）的相似准则，其物理意义和公式怎样描述？在风洞试验中为模拟这些参数可采取哪些手段？ 答：雷诺数Re vl ρμ =，表征流体粘性对流动影响的相似准则，对低速的定常测力、测 压试验只要求模拟Re数； 马赫数Ma v a =，气体压缩性对流动影响的一个量度，对超声速试验主要模拟Ma
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。
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
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。
风洞试验 建筑风洞试验就是对于外形比较复杂的风致敏感建筑，现行荷载规范中没有可供借鉴的体型系数，采用一定比例缩小的刚性模型，研究风荷载对于建筑的荷载作用。在刚性模型表面密布气孔，采用一定的风速作用于模型，根据各气孔承担的风压力，折算出此处的平均压力系数（=荷规中体型系数x高度变化系数）。 风洞试验一般出两个报告，《风洞测压试验报告》和《风致振动分析报告》， 《风洞测压试验报告》给出平均压力系数和极值压力，平均压力系数=体型系数X高度变化系数，主要用于整体结构计算，考察整体结构在风荷载作用下的受力状况，发现敏感部位；极值压力=体型系数X高度变化系数X阵风系数X基本风压，主要用于维护结构风力较大部位的计算。 《风致振动分析报告》给出等效静力风荷载，作为结构设计的风荷载取值，可以直接使用。关键是理清各分区数值的正负号、合理归并方便施加荷载。 报告中一般假定，作用于测量表面向板内的压力，为正值，背离测量表面向板外的吸力，为负值。 对于开敞的结构，比如体育场（以下都以体育场为例来说明），通常给出，作用于外表面的值和内表面的值。 外表面为正值，表示风对板有向板内的压力，即向体育场内部的压力； 外表面为负值，表示风对板有向板外的吸力，即向体育场外部的吸力； 内表面为正值，表示风对板有向板内的压力，即向体育场外部的压力； 内表面为负值，表示风对板有向板外的吸力，即向体育场内部的吸力； 要得到作用于体育场的向内的最大作用力，应该是取同一风向下，等效静力风荷载外表面的正值和内表面的负值绝对值相加；作用于体育场的向外的最大作用力，应该为同一风向下，等效静力风荷载外表面的负值和内表面的正值绝对值相加。然后综合得到某个分区某个风向下，向体育场内和向体育场外的最大值作为此分区此方向下的风荷载取值，就是可以直接施加的荷载值，单位kN/m2。 另一种表述为用外表面的数值减去内表面的数值，带着正负号，那么 若外表面为正，内表面为负，得到正值，即向内的最大压力； 若外表面为负，内表面为负，得到负值，即向外的最大吸力； 若内外表面数值等号，其作用方向相反，则抵消部分作用力，变小，不必考虑。 所以采用外表面数值减去内表面数值的方法得到的最大正负值就为所需数值。 一般为简化计算，可以将多个分区合并，将多个风向合并，根据建筑物外型特点，最后综合为比如4个风荷载工况，分别施加荷载。 这么说是有点绕，但是自己动手总结出来后，我自己是清楚明白了很多，也许您结合某个具体工程可能会清楚