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上海大学硕士学位论文可调低湍流度的低速风洞设计及低雷诺数下微型飞行器机翼绕流控制的数值模拟姓名：李强申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：翁培奋;丁珏20060701同一个来源一翼型的拍扑；也不同于旋翼，因拍扑翼是一种三维运动，远远要比旋翼复杂。
由于要实现拍扑十分困难，不论大型还是微型的，目前为止，没有持续的飞行成功的扑翼式飞行器（目前，ｃａｌＴｅｃｈ所设计的扑翼式微型飞行器仅能飞行约４０秒）。
这种飞行器的设计采用仿生学原理，仿效了自然界中很多对象的飞行，如各类虫、鸟等都是利用它们翅膀做拍扑运动的同时产生推力和升力。
如图１．２中左图所示，图中给出的是爱普生公司研制的飞行机器人模型ｉＦＲ－ＩＩ。
这款机器人具有蓝牙无线控制独立飞行功能和“全球最小及最轻的陀螺仪传感器”，另外该机器人还带有一个可以捕获和将空中图像传输到地面监视器中的图像传感器。
这款机器人直径为１３６毫米，高８５毫米，不计电池重８．６克，其一次可以飞行大约３分钟【６】。
图１．１固定翼式ＭＡＶＳ［５】（自左向右，ＡｍＶ曲ｎ∞ｔ公司的‘＂ＢｌａｃｋＷｉｄｏｗ”，Ｍｕ｝的“Ｔｒｏｃｈｏｉｄ＂，佛罗里达大学的柔性机翼微型飞行器）图１－２旋翼式微型飞行器嗍（左）和扑翼式微型飞行科７１（右）微型飞行器与大型飞行器的空气动力学特性有着很大的区别【８】，这主要体现在以下几个方面。
§１．２．Ｉ低雷诺数大型飞行器的雷诺数很大，所受到的空气粘性影响很小，其作用在一般情况下可以忽略，所以大型飞行器凭借机翼升力可以很容易就飞起来；而微型飞行器由于尺寸微小，飞行速度又较低，所以相应的雷诺数也就很小，而且升阻比往往随着Ｒｅ数的降Ｑ，＝Ｇ＝Ｃｌ＝１４４００（ｍ３／ｈ）（４）斜流式风机的选取根据前面已经求得的风机的功率Ⅳ及风机的风量，选择一台合适的标准斜流式风机。
经广泛调研后，确定型号为￥１Ｇ低噪声斜流式风机７．Ｏｓ。
其风量为Ｑ，＝１８０００ｍ３／ｈ，噪声水平为６４ｄＢ，功率为Ｎ＝３．０Ｋｗ，风机内径７００ｍｍ。
上海大有仪器低速实验风洞（可根据要求定制）型号：DYK008一.主要实验内容1.测压实验：模型表面压力分布。
使用压力传感器，测量模型表面压力；2.测力实验：模型在气流作用下所受某方向的空气动力。
使用普通测力装置测量模型受力；3.使用毕托管和微压计测量风洞收缩段出口流速；4.使用压力计测量风洞试验段内压力；5.测压计测量平板模型压力分布以及附面层发展；6.流态显示：6.1.烟流实验：通过发烟装置形成烟线，对流动状态进行示踪，显示出绕模型的气流流向、涡及分离的状况；6.2.丝线实验：通过贴在模型表面的细小丝线，在气流流过时通过丝线的指向显示流动方向，通过丝线的摆动显示紊流状况。
二.技术指标1.风洞总长5m，实验段长1.2m，内径0.4m（宽）*0.3m（高）；2.风洞各段连接台阶面高度差：＜1mm；3.风洞测压口：试验段内开口平整光滑，无毛刺，局部突出≤0.5mm，测压孔直径1mm；4.流速测量：进口收缩段与试验段连接断面各处流速分布均匀，使用直径≤3mm 的总压管测量空气总压值，管壁面开孔处应安装垫片使得内壁无缝隙；5.实验段最大风速30m/s；6.风机供电为220伏交流电，最大功率3kW，电流15A；7.小车模型：1个，（1：36各类车模，可供选择）；8.圆柱模型：1个，（Φ10-50，用于演示不同堵塞度的流动状态，可供选择）；9.平板模型：1个，（20×20、30×20、30×30、40×40、130×30等，可供选择）；10.NACA0012机翼模型：1个，（弦长80mm）；11.多棱柱模型：1个，（6、8、10、12、16、20、24等，可供选择）；12.风洞设计符合中华人民共和国国家军用标准GJB1179-1991。
参考点动压修正系数：在风洞可用动压范围内，在试验段入口处测量参考点动压修正系数。
绘制修正系数随试验段动压变化图线。
要求在任一动压下重复测量7次，动压修正系数的均方根偏差不大于0.002；13.实验段风速测量使用超声波风速测量仪，测量精度0.1m/s，使用超声波风速测量仪测量进口收缩段与试验段连接断面各处流速，各处流速偏差不超过0.5%；14.风洞结构：风洞安定段、收缩段及扩散段用不锈钢焊接制成，实验段由透明亚克力板制成，支架系统由铝合金型材制成。
实验空气动力学课程设计(风洞综述)一.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。
二.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（5000℃～10000℃），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，NASA提出了高升力飞行风洞（HiLiFT）的概念。
流体力学实验技术课程设计学院：航空宇航学院学生姓名：杨馨学号：011210833二〇一六年十二月低速风洞设计课程设计报告1、实验段设计该风洞设计最大风速为100米每秒，预设功能为做全机模型低速气动特性测量试验，一般的迎角在负20度到正30度之间，采用回流式。
○1实验段截面形状选择实验段截面形状有圆形、方形、八角形、椭圆形及矩形等。
选择剖面形状的原则是在满足实验要求下最有效地利用全部气流切面积，因而可以减少风洞的驱动功率。
综合考虑气流均匀度和洞壁干扰等因素，选取矩形截面。
○2实验段截面尺寸选择为使雷诺数达到2.5*10^6,根据风速100米每秒，再取平均展弦比为6，并且要求模型展长不超过风洞宽度的0.7倍，估算得实验段宽度约为3.7米，取实际宽度为4米；由于迎角不太大，对于实验段高度要求不大，取为3米。
○3实验段开口式、闭口式的选择为保证实验段气流均匀度以及减少可能的能量损失，采用闭口式实验段。
○4实验段长度确定模型应置于实验段的均匀流场中。
模型头部至实验段入口应保持一定距离，以l1表示，假设实验段相当直径为D0，则L1大致为0.25~0.50 D0；模型的长度以l2表示，大约为0.75~1.25 D0，各种类型飞机的模型是不相同的；模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以l3表示，一方面保证模型的尾流不过多影响扩压段效率，另一方面也不使扩压段的流动影响模型尾部，这个距离大约为0.75~1.25 D0。
因此，实验段长度应保持在1.75~3.0 D0的范围内。
经计算，D0约等于3.9米，取实验段长度为8米。
2、收缩段设计○1收缩段作用加速气流，使其达到实验所需要的速度。
收缩段应满足以下要求：（1）气流沿收缩段流动时，洞壁上不出现分离；（2）收缩段出口的气流要求均匀、平直而且稳定；（3）收缩段不宜过长。
○2收缩段长度L2收缩比取为10，收缩段出口尺寸根据试验段尺寸取R2为2米，根据收缩比计算得进口尺寸R1约为6.32米，收缩段长度一般采用进口直径的0.5~1.0倍，取L为8米。
2015/2016学年第一学期低速风洞设计课程名称：工程流体力学课程设计班级：新能源1312 小组成员：指导教师：目录一课程设计目的 (3)二．完成设计任务条件 (3)三、完成的任务 (3)四、具体设计 (3)4.1 实验段 (4)4.2收缩段 (5)4.3稳定段 (6)4.4扩压段 (7)4.5其他部件设计 (10)五．能量比 (11)六．需用功率 (15)七．心得体会 (15)八．参考文献 (16)一、课程设计目的综合运用在流体力学实验技术和其它课程中所学习的知识，完成简化了的低速风洞气动特性设计项目，达到培养和提高独立完成设计工作的能力。
二、完成设计任务的条件（1）风洞试验段要求：闭口（2）实验段进口截面形状：矩形（3）实验段进口截面尺寸：2.5mX3.0m（4）试验段进口截面最大风速：100m/s（5）收缩段的收缩比：7三、完成的任务（1）低速风洞设计图纸绘制（2）设计说明书：我们组设计的是小型低速风洞（3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、具体设计4.1 实验段① 为了使模型处于实验段的均匀流场之中，模型头部至实验段入口应保持一定的距离，以1l 表示。
1l 的大小视实验段入口流场的均匀程度而定。
如实验段直径为0D ，则1l 大致为0.25~0.500D 。
因为后面我们会采用较多层的紊流网，故此处不用取得太大，选择100.35l D =。
② 模型的长度为2l 表示，大约在0.75~1.250D 之间，各类飞机的模型是不相同的。
为了使风洞尽量满足一洞多用，取2l 足够长选择201.25l D =。
③ 模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以3l 表示，一方面是保证模型的尾流不过多影响扩压段的工作效率，另一方面也不使扩压段的流动影响模型尾部。
这个距离大约为0.75~1.250D 。
选择300.8l D =④ 12302.4 6.55L l l l D m =++==，满足统计数据中，主要实验低速飞机02.0~2.5L D =的情况。
矿用风速表检定装置操作程序矿用风速表自动检定操作程序(专用版本)————检定依据部门计量检定规程JJG(煤炭)01-96《矿用风速表》1 目的及使用范围：为正确的使用DZS-1低速风洞检定装置中的标准器、设备及FBXT-Ⅱ风表自动检验系统，保证检定数据的准确可靠，制定本操作程序。
本操作程序适用于DZS-1低速风洞检定装置中的标准器、设备及FBXT-Ⅱ风表自动检验系统的工作。
2 编写依据：本操作程序依据中华人民共和国部门计量检定规程JJG(煤炭)01—96《矿用风速表》、风洞检定装置中的标准器和配套装置设备、FBXT-Ⅱ风表自动检验系统及使用说明书而编写。
3 技术要求及操步骤：1、首先：在使用本系统前，应先将皮托管和差压传感器用橡胶管接通。
并把皮托管的总压接头、静压接头分别和差压传感器的正压孔和基准孔连接。
2、将风表卡具接头、差压变送器和控制箱都通过一转三电缆组件与计算要上引出端子连接。
3、计算机的使用：先闭合总电源，再闭合控制箱电源，再将控制器后面板开关切换到计算机自动测量位置。
4、若使用打印机，需先闭合打印机电源，再闭合显示器开关。
5、闭合工业控制计算机主机电源，待计算机启动完毕后运行风表测试软件6、对于DZS-1风洞设备：→通常默认情况下即可。
若使用打印机，需先闭合打印机电源，再闭合显示器开关。
闭合工业控制计算机主机电源，待计算机启动完毕后运行风表测试软件。
10面“风表类型”内分别填写：、、在高、中、微中造中相应的表型。
风表则将收缩比的数据填为，即皮托管与风表不在风洞的同一工作段，如若在同一工作段则收缩比为1。
DZS-1低速风洞即开始对安置在风洞内的风表进行自动逐点测量，大约十余分钟完成检测工作。
将每次所测数据进行自动的存档，结束后点击7、在主菜单中点击→→查询显示资料中点（检测数据自动存入：D\Data\201*-**-**可按照存档检定日期、风表编号进行调档查阅。
文件夹的目的库中）点击下拉菜单:后若打印机自动打印出风表的曲线；打印机自动打印出风表的原始记录内容；打印机自动打印出风表的检定证书或检定结果通知书；退出FBXT-Ⅱ风表自动检验系统关闭电脑主机、显示器、打印机的相应开关关闭DAS-1低速风洞控制箱开关关闭电源总阐开关结束检定工作。
直流低速风洞实验报告1. 引言直流低速风洞是一种常用于航空、汽车、建筑等领域的实验设备。
通过产生符合实际条件的气流环境，可以对物体在空气中的行为进行研究和测试。
本实验旨在通过使用直流低速风洞在不同风速下对一种简化模型进行测试，以了解其在空气中的流动性能。
2. 实验目的- 了解直流低速风洞的基本原理和结构- 掌握直流低速风洞的操作方法- 研究简化模型在不同风速下的流动性能3. 实验仪器和材料- 直流低速风洞：包括风机、进气口、测试段、出气口等部分- 简化模型：一种模拟真实物体的简化模型，如矩形板或球体等- 测量设备：包括压差计、测风仪等4. 实验步骤1. 打开风洞发电机，待其达到稳定运行状态。
2. 将简化模型放置在测试段中，调整其位置和角度，确保模型与气流方向垂直。
3. 设置所需的风速，启动进风口风机，调整风机的旋转速度以达到目标风速。
4. 使用压差计测量进口和出口的气压差，并记录在实验数据表格中。
5. 使用测风仪测量不同位置和高度上的风速，并记录在实验数据表格中。
6. 调整风速并重复步骤4和5，以获取多组数据。
7. 关闭风洞发电机和风机，结束实验。
5. 数据处理与分析根据实验数据，可以进行以下数据处理和分析：- 绘制不同风速下，进口和出口气压差随风速的变化曲线。
- 绘制不同位置和高度上的风速分布图。
- 计算简化模型所受到的风压力，并与理论值进行比较。
6. 结果与讨论根据对实验数据的分析，可以得出以下结论：- 随着风速的增加，进口和出口气压差呈线性增加趋势。
- 在直流低速风洞中，不同高度和位置上的风速分布存在差异，如近壁面处风速较小、中心位置处风速较大等。
- 简化模型在空气中的流动受到来流速度和形状的影响，通过分析和对比实验数据，可以进一步了解其流动性能。
然而，本实验仅使用简化模型进行了初步测试，对于复杂的实际物体来说，其流动性能会更加复杂且困难。
因此，进一步的实验和研究还需进行。
7. 结论通过本实验，我们成功地学习了直流低速风洞的基本原理和操作方法，并进行了简化模型的流动性能测试。
文章编号:10035850(2005)12005503低速风洞稳风速控制系统的设计Design of Control System of Holding Wind Velocityfor Low Speeding Wind Tunnel宋 伟 施洪昌(江苏技术师范学院 常州 213001)(中国空气动力研究与发展中心 绵阳 261000)【摘 要】在风洞模型试验过程中,洞内风速是否稳定将直接影响到实验结果的准确性,因此,稳风速控制系统是风洞测控系统中重要组成部分。
以江苏技术师范学院信控研究所研制的低速风洞测控系统为例,简要介绍其稳风速控制过程。
【关键词】稳风速,测控系统,控制过程中图分类号:T P 273 文献标识码:AABSTRACT Dur ing the ex per iment of w ind tunnel mo del,the steady o f w ill directly affect the accur acy o f ex perim ent result,so the contr ol sy stem o f ho lding w ind v elo city is the impor tant co mponent o f mea sur ement and co nt ro l system in w ind t unnel .T his pa-per w ill take an ex ample of measurement and contr ol sy st em fo r successive low speeding wind tunnel developed by info rmation co n-tr ol r esear ch institute o f Jiang su T eachers U niver sity ,br iefly intr oduce its co mponets and contr ol pr ocedur e o f co nt ro l sy stem o f holding w ind velocity ,a nd analyze kinds o f inter ference ex cited in sy st em ,and then adv ance so me effective measurement of inhibi-tio n interfer ence .KEYWORDS ho ld w ind v elo city ,measur ement and contr ol system ,co nt ro l pro cedur e 连续式低速风洞由一台风扇提供试验气流,其吹风速度一般低于60m /s ,为了实现对其洞内气流稳风速控制,要求风扇转速控制的调整比为1:10～1:20,能无级变速;稳速精度为0.1%～0.2%;额定转速在30m in 内漂移小于0.1%～0.2%。
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：0221P VP =+ρ （1）pkV ∆=ρ2（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。
第38卷第11期 2019年11月Vol. 38 No. 11 Nov. 2019ISSN 1006 -7167CN 31 -1707/TRESEARCH AND EXPLORATION IN LABORATORY低湍流度静声低速风洞及气动设计荣臻，郑耀(浙江大学航空航天学院，杭州310027)摘要：建成了 一座低湍流度静声低速风洞，该风洞选用了蜂窝器、损失系数适当的多层阻尼网，以及优良的大收缩比(14.8)收缩段曲线等先进的低湍流度设计和 风洞管壁外隔声处理、风洞管璧内消声处理以及减振处理等降噪设计方法。
流场 校测结果表明：实验段最大风速可达到75 m/s,常用风速下湍流度可达0.04% ~0.05%，背景噪声低，风洞流场晶质达到了设计要求。
风洞建成后，可以开展模型 测力、测压和流动显示实验，还可以利用该风洞从事CFD 数值计算验证。
关键词：低速；低湍流度；低噪声；风洞；气动设计中图分类号:V211.3文献标志码：A文章编号：1006 -7167(2019)11 -0060 -06Aerodynamic Design of Low-speed , Low-turbulence andLow-noise Wind TunnelRONG Zhen, ZHENG Yao(School of Aeronautics and Astronautics , Zhejiang University , Hangzhou 310027 , China)Abstract : A low-speed , low-turbulence , low-noise and indraft designed wind tunnel has been builts. Using a fine filter mesh , honeycomb and a contraction ratio of 14. 8, the flow field is calibrated and the results show that maximum velocityis 75m/s and the turbulence levels under normal wind speeds are 0. 04%-0. 05% . Using the noise attenuation , noise isolation and damping treatment , the background noise of wind tunnel is low and flow field quality meets the designrequirements. This wind tunnel is equipped with advanced data acquisition system , conventional testing instruments and non-contact optical measurement system to carry out the static and dynamic model aerodynamic testing , real-time ,quant N ative model surface flow and spatial flow and conduct hardware-in-loop simulation.Key words : low- speed ; low-turbulence ； low-noise ; wind tunnel ; aerodynamic designo 引言风洞是航空航天领域极为重要的地面实验设施，风洞实验对空气动力学的发展和各种航空航天飞行器 的研制起着决定性的作用⑴。
低速风洞气动特性设计（2）一、课程设计目的综合运用在流体力学实验技术和其它课程中所学习的知识，完成简化了的低速风洞气动特性设计项目，达到培养和提高独立完成设计工作的能力。
二、课程设计要求能正确运用有关学科的基本理论解决工程实际问题。
图纸符合规范，清楚，整洁。
设计说明书中文字、数字和插图表达清晰正确。
设计中对工艺性、经济性作了考虑。
工作态度认真负责，按时、独立完成指定的设计任务。
三、设计风洞任务要求 1) 风洞实验段要求：开口2) 实验段进口截面形状：椭圆形 3) 实验段进口截面尺寸：1.5m4) 实验段进口截面最大风速：50m/s 5) 收缩段的收缩比：5四、风洞设计说明书根据实验段进口截面尺寸判断：我们小组所设计风洞为小型风洞1、实验段设计实验段是整个风洞的中心，模型装在此处进行实验。
衡量风洞气动力设计及施工的质量主要从两方面来看：实验段气流的流场品质；风洞工作的效率。
实验段的气流品质是风洞各部分工作的集中体现。
实验段截面形状选择选择剖面形状的原则是在满足实验要求下最有效地利用全部气流切面积，因而可以减少风洞的驱动功率。
实验段截面形状有圆形、方形、八角形、椭圆形及长方形等。
在相似的稳定段情况和相同的收缩比下，椭圆形截面的气流最为均匀，即均匀区所占的比例最大，圆形次之，长方形再次之；从洞壁干扰的情况来看，对于相同的模型展长洞宽比，椭圆形的升力干扰最小，长方形次之，圆形再次之。
因此，我们所设计实验段椭圆形截面有流场均匀、气流品质好、洞壁干扰小的优点。
但，从施工和安装来讲，椭圆形不方便，这也是弊端所在。
实验段截面尺寸选择椭圆截面按照长轴短轴比3:2设计，则长轴长1.5m ，短轴长1m 。
设长半轴为a ，短半轴为b ，则a=0.75m,b=0.5m定义椭圆截面水力直径椭圆椭圆C S D ⨯=40，且)(4b 2,b a C ab S -+==ππ椭圆椭圆求得：m D 14.10=实验段开口式、闭口式的选择本实验任务要求采用开口式，优点在于：安装模型及进行实验方便；在相同的模型和风洞尺寸关系下，开口实验段的边界层干扰要小得多。
050海峡科技与产业2021年第3期空气动力学是发展航空、航天和其他工业技术的基础科学。
研究空气动力问题，方法无非是理论分析或者试验[1]，单纯通过理论或者解析方法是不现实的。
目前，在飞行器气动分析领域，国内外使用的是商用计算流体动力学（CFD ）软件包中的Fluent 软件。
它是大型通用有限元分析软件ANSYS 系列产品中的流体模块。
在飞机设计时，完全依靠理论计算是不现实的，真正可信的空气动力数据常常来源于风洞试验[2]。
1 风洞的型式选择常规低速风洞的型式包括直流式、回流式2种，各有优缺点。
在具体设计时，一般都是依据经费以及试验目的来决定风洞型式。
和回流式风洞相比，直流式的优点是结构较简单、体积较小、花费较低，便于做带内燃机的试验，便于做用烟进行流动显示的试验[2]。
与开口试验段相比，闭口的优点是能量损失较少，运转功率较低。
因此，如果没有特殊的需要（如降落伞试验），那么国内外的先进常规低速风洞一般设计成闭口试验段[3]。
因此，本风洞型式选用直流式，试验段构型选用闭口。
2 风洞的气动设计常规直流式低速风洞的气动设计如图1所示。
常规直流式低速风洞的气动设计石领先1，2，3 焦园圆1，2，3 叶迎春1，2，3 谷倩倩1，2，31.滨州学院航空工程学院，山东 滨州 2566032.山东省航空材料与器件工程技术研究中心，山东 滨州 2566033.滨州市航空光电材料与器件重点实验室，山东 滨州 256603摘要：风洞在空气动力研究中是常用、高效的设备。
通过对国内外先进常规低速风洞的研究，本文设计了一座试验段尺寸为400 mm （宽）×300 mm （高）×700 mm （长），最大风速为34 m/s 的常规直流式低速风洞。
设计过程中，完成了常规直流式低速风洞试验段、收缩段、稳定段、扩散段以及风扇段的气动设计。
风洞建成后，配合其他专业设备，就能够进行航空类专业的空气动力学和流体力学等课程的实验教学。
低速风洞内气流速度较低，可按不可压缩流动来设计计算，设计的主要问题是合理组合收缩比与整流装置，使风洞具有高的能量比，低的湍流度，低的造价；设计高效率的风扇装置；设计没有气流分离的的收缩曲线以保证流动品质。
可遵循现有的性能良好的风洞所建立的准则进行设计。
相似准则：一个在静止空气中运动的物体或者在气流中保持静止的物体，其受到的空气动力R 取决于一系列有关气流与物体的参数，即R=f （L 、v 、ρ、h 、α、β、E 、n s 、m 、P 、μ、2v 、Cp 、Cv 、λ、V ）L ——物体的特性长度（m ）V ——物体的运动速度（m/s ）ρ——空气的密度（kg/m 3）h ——物体表面粗燥度的特性尺寸（m ）α——运动的迎角（°）β——运动的偏航角（°） E ——模型的体积弹性系数，V V p E /∆=（Pa ）n s ——运动部件的频率或转数（1/s ）m ——物体单位长度的质量（kg/m ）P ——空气的压力（Pa ）μ——空气的粘性系数（Pa ∙s ）2v ——空气平均脉动速度的平方（m 2/s 2）Cp ——空气的定压比热（J/（kg ∙K ））Cv ——空气的定容比热（J/（kg ∙K ））λ——空气的热传导系数（W/（kg ∙K ））V ——物体体积（m 3）以上影响气动力的参数共15个，根据量纲理论，由于这15个参数的单位中包括4个基本单位，则气动力系数C R （2221L v R C R ρ-=）将取决于12个无量纲参数，这些无量纲参数就称为相似准则。
)k e a m a (2P F R M S L C F C R 、、、、、、、、、、、ερβ∆=∆——物体表面相对粗糙度，L h =∆C ——表征物体弹性形变的相似准则，2v EC ρ=S ——斯特罗哈数，L n v S s =Ma ——马赫数，a v Ma =Re ——雷诺数，μρvL =Reε——湍流度，v v 2=εF ——佛劳德数，gL v F 2= K ——比热比，v p C C K =P r ——普朗特数，λμpr C P =a ——声速，m/s事实上，在一定的速度范围内，对于一定的研究对象，影响风洞实验的一般只有一二个主要的相似准则，即便是对于这些主要的相似准则，有的情况也不需要完全满足，只要达到一定的程度，再通过必要的修正就可以得到相当可靠的实验数据。
流体力学实验技术课程设计学院：航空宇航学院学生姓名：**学号： *********二〇一六年十二月低速风洞设计课程设计报告1、实验段设计该风洞设计最大风速为100米每秒，预设功能为做全机模型低速气动特性测量试验，一般的迎角在负20度到正30度之间，采用回流式。
○1实验段截面形状选择实验段截面形状有圆形、方形、八角形、椭圆形及矩形等。
选择剖面形状的原则是在满足实验要求下最有效地利用全部气流切面积，因而可以减少风洞的驱动功率。
综合考虑气流均匀度和洞壁干扰等因素，选取矩形截面。
○2实验段截面尺寸选择为使雷诺数达到2.5*10^6,根据风速100米每秒，再取平均展弦比为6，并且要求模型展长不超过风洞宽度的0.7倍，估算得实验段宽度约为3.7米，取实际宽度为4米；由于迎角不太大，对于实验段高度要求不大，取为3米。
○3实验段开口式、闭口式的选择为保证实验段气流均匀度以及减少可能的能量损失，采用闭口式实验段。
○4实验段长度确定模型应置于实验段的均匀流场中。
模型头部至实验段入口应保持一定距离，以l1表示，假设实验段相当直径为D0，则L1大致为0.25~0.50 D0；模型的长度以l2表示，大约为0.75~1.25 D0，各种类型飞机的模型是不相同的；模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以l3表示，一方面保证模型的尾流不过多影响扩压段效率，另一方面也不使扩压段的流动影响模型尾部，这个距离大约为0.75~1.25 D0。
因此，实验段长度应保持在1.75~3.0 D0的范围内。
经计算，D0约等于3.9米，取实验段长度为8米。
2、收缩段设计○1收缩段作用加速气流，使其达到实验所需要的速度。
收缩段应满足以下要求：（1）气流沿收缩段流动时，洞壁上不出现分离；（2）收缩段出口的气流要求均匀、平直而且稳定；（3）收缩段不宜过长。
L○2收缩段长度2收缩比取为10，收缩段出口尺寸根据试验段尺寸取R2为2米，根据收缩比计算得进口L为8米。
低速风洞洞体设计王文奎, 石柏军(华南理工大学汽车工程学院, 广州510640 )摘要: 介绍了低速风洞洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响, 并应用流体仿真软件对设计的低速风洞流场品质进行了验证。
关键词: 低速风洞; 洞体; 流场品质中图分类号: V211174 文献标识码: B 文章编号: 1001 - 3881 ( 2008 ) 5 - 093 - 3The D e s i gn of L ow Speed W i n d Tunn e lWAN G W enku i, SH I B a i j un( Schoo l of A u t omo t i ve Engi nee ri ng, S ou t h Ch i na U n i ve rsity of Techno l o gy, Guangz hou 510640 , Ch i na)A b s tra c t: The influence of g eom e t rica l cha r ac t e r istic s of the l o w s p e ed w ind tunne l b ody on the qua l ity of w i n d tunne l flow fie l d wa s in t roduced, and the qua l ity of the de s ig ned low s p e ed w i n d tunne l fl o w fie l d wa s va l ida t ed by fluen t si m u l a t ion softwa r e.Keyword s: Low s p e ed w ind tunne l; The b ody of w ind tunne l; Q u a l ity of fl o w fie l d0 引言风洞是一种专门设计的空气实验装置, 它用动力装置在其试验段内造成可调节速度的气体流, 以进行各种类型的空气动力学实验研究。
低速风洞课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能理解低速风洞的基本原理，掌握流体力学的基础知识；2. 学生能描述低速风洞的构造、功能及在航空航天领域的应用；3. 学生能运用流体力学原理分析低速风洞实验数据，解释实验现象。
技能目标：1. 学生能独立操作低速风洞设备，进行简单的空气动力学实验；2. 学生能运用数据处理软件对实验数据进行处理和分析，绘制图表，得出结论；3. 学生能通过小组合作，设计并实施低速风洞实验，解决实际问题。
情感态度价值观目标：1. 学生对流体力学产生兴趣，树立探索科学、服务国家的志向；2. 学生在实验过程中，培养严谨、细心的实验态度，增强团队协作意识；3. 学生通过课程学习，认识到科学技术对国家发展的重要性，提高国家荣誉感。
课程性质：本课程为实验课程，结合理论教学，注重培养学生的实践能力和创新精神。
学生特点：学生处于高中阶段，具有一定的物理基础和动手能力，对新鲜事物充满好奇心。
教学要求：教师需引导学生掌握低速风洞相关理论知识，注重实验操作技能的培养，提高学生的科学素养。
在教学过程中，关注学生的个体差异，激发学生的学习兴趣，培养其团队合作精神。
通过课程学习，使学生在知识、技能和情感态度价值观方面取得具体的学习成果。
二、教学内容1. 理论教学：- 流体力学基本原理：流体性质、流体静力学、流体动力学；- 低速风洞原理：风洞构造、工作原理、应用领域；- 实验数据处理：数据采集、处理方法、图表绘制。
2. 实践教学：- 低速风洞设备操作：设备结构、操作流程、注意事项；- 实验设计与实施：设计实验方案、选择实验器材、进行实验操作；- 实验数据分析：运用流体力学原理分析实验数据、解释实验现象。
3. 教学大纲：- 第一周：流体力学基本原理学习；- 第二周：低速风洞原理学习；- 第三周：实验数据处理方法学习；- 第四周：低速风洞设备操作与实验设计；- 第五周：实验操作与数据分析；- 第六周：课程总结与成果展示。
2015/2016学年第一学期低速风洞设计课程名称：工程流体力学课程设计班级：新能源1312 小组成员：指导教师：郭群超老师目录一课程设计目的 (3)二．完成设计任务条件 (3)三、完成的任务 (3)四、具体设计 (3)4.1 实验段 (4)4.2收缩段 (5)4.3稳定段 (6)4.4扩压段 (7)4.5其他部件设计 (10)五．能量比 (11)六．需用功率 (15)七．心得体会 (15)八．参考文献 (16)一、课程设计目的综合运用在流体力学实验技术和其它课程中所学习的知识，完成简化了的低速风洞气动特性设计项目，达到培养和提高独立完成设计工作的能力。
二、完成设计任务的条件（1）风洞试验段要求：闭口（2）实验段进口截面形状：矩形（3）实验段进口截面尺寸：2.5mX3.0m（4）试验段进口截面最大风速：100m/s（5）收缩段的收缩比：7三、完成的任务（1）低速风洞设计图纸绘制（2）设计说明书：我们组设计的是小型低速风洞（3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、具体设计4.1 实验段① 为了使模型处于实验段的均匀流场之中，模型头部至实验段入口应保持一定的距离，以1l 表示。
1l 的大小视实验段入口流场的均匀程度而定。
如实验段直径为0D ，则1l 大致为0.25~0.500D 。
因为后面我们会采用较多层的紊流网，故此处不用取得太大，选择100.35l D =。
② 模型的长度为2l 表示，大约在0.75~1.250D 之间，各类飞机的模型是不相同的。
为了使风洞尽量满足一洞多用，取2l 足够长选择201.25l D =。
③ 模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以3l 表示，一方面是保证模型的尾流不过多影响扩压段的工作效率，另一方面也不使扩压段的流动影响模型尾部。
这个距离大约为0.75~1.250D 。
选择300.8l D =④ 12302.4 6.55L l l l D m =++==，满足统计数据中，主要实验低速飞机02.0~2.5L D =的情况。
其中0D 为水力直径。
且S 为矩形的面积,C 为矩形的周长。
04S D C= ⑤ 由于本组的风洞实验段截面为矩形形状，而对于矩形实验段，可以采用的一种解决附面层影响的方法就是沿轴线逐渐减小切面的截角。
此处我们参考NH -2风洞模型。
这样做使位流截面保持不变，可以消除纵向静压梯度。
4.2收缩段① 任务要求收缩比为7（即进口面积与出口面积之比）② 收缩段长度一般可采用进口直径的0.5~1.0倍。
因为收缩比越大，长度与进口直径的比值越小。
这样能减短扩压段长度，减少资金耗费。
因为收缩比为7较大，选择收缩段长度为0.6倍进口直径00.67 4.3L D m =⨯⨯≈③ 收缩段的在接近出口部分曲线应该比较平缓，以利于稳定气流。
进口处的曲线应与稳定段保持连续。
因为任务要求为矩形，选择在收缩段四角做成圆弧，防止气流分离。
其收缩曲线方程如下：公式中的a=中收缩段的长度L 。
R R = 4.3 稳定段① 对于小收缩比的风洞，如收缩比小于5，稳定段长度为直径的1.0~1.5倍；对于大收缩比风洞，如收缩比大于5，则长度为直径的0.5~1.0倍。
稳定段长度引起的损失只占风洞总损失很小的一部分，所以经常使稳定段长度长一些，用以协调动力段和回流段的长度要求。
又因为目前收缩比较大的风洞一般为7~10，参考大收缩比风洞稳定段长度，综合选定其长度为直径的0.8倍。
00.8 5.8L D m =⨯⨯≈② 蜂窝器的选择：蜂窝器由许多方形、圆形或六角形的等截面小管道并列组成，形状如同蜂窝，故名蜂窝器蜂窝器的作用在于导直气流，使其平行于风洞轴线，把气流中的大尺寸漩涡分割成小尺寸涡，因而有利于加快漩涡的衰减。
方形格子加工方便，最为常见，故设计中选用方形格子。
5~10;5~30L M M cm ==。
L 、M 分别为蜂窝器的蜂窝长度和口径。
长度L 越大，整流效果越好，但损失增加。
M 值越小，蜂窝器对降低紊流度的效果越显著。
这里选择6L M =。
因为风洞不小，所以尽量使L 长一些，同时又要兼顾不能使得M 过大，所以取15M cm =、90L cm =。
当6L M =时，圆形蜂窝格子的损失系数为0.30；方形蜂窝格子的损失系数为0.22；六角形蜂窝格子的损失系数为0.20.可见虽然六角形蜂窝格子最好，但施工较为复杂。
因方形蜂窝格子与其损失系数相近而又加工方便，选用方形格子。
③ 紊流网的选择：纱网作用是降低气流的紊流度，故又名紊流网，它同蜂窝器均可以将较大漩涡分割成小漩涡，以利于衰减；还可以使气流速度分布更趋均匀紊流网的设计主要包括网的层数和网的粗细选择。
网越细，层数越多，整流效果越好。
设计中，最常用的网的层数为2~3层；粗细最常用为24~30目/英寸。
我们选用4网，30目/英寸，两层网间距25cm4.4扩压段入口面积1D ，出口面积2D 。
综合考虑整个风洞的设计长度，取1211.5D D =。
因为设计任务为中型风洞，λ在0.006左右。
在tan 2 4.8αλ=4~5︒︒，但从综合角度考虑，这个幅值小一些，宜采用6︒左右。
所以我们取32α=︒因为实验段为矩形截面，而我们设计的扩压段及后面的拐角1、2和回流段都为圆形的。
所以这里，我们需要采用一个过渡段，使矩形截面过渡为圆形。
通过1211.5D D =和32α=︒我们可以求得扩压段的长度14L m ≈，因为采用过渡段，其长度要能使其能够加工，也不能过长，所以选择为6米，扩压段有部分包含在过渡段中。
① 回流段：我们设计的在风扇系统后至第三拐角的回流段仍采用扩张管道，因而也为扩压段。
采用扩压段的原因为：一是为了继续把动能转变为压力能，减小气流损失，尤其是经过拐角和整流装置的损失；二是增加管道面积，以得到比较大的收缩比。
回流段的平均速度已经比较低了，因而损失不会大，为了缩短风洞的总长度采用较大的扩散角，8~9α=︒︒。
与扩压段相同，回流段中还需要设置一个过渡段让圆形截面再过渡到矩形截面，这里其长度取为8米。
② 拐角及导流片：气流经过拐角时很容易发生分离，出现很多旋窝，因而使流动不均匀或发生脉动。
因而在拐角处设置拐角导流片，防止分离和改善流动。
这里，为单回流风洞，在拐角处每排导流片数量一般为10~20个，但为了使导流效果明显，选择24个导流片增强效果。
导流片的弦长为C ，间距为1D 。
参考《低速风洞设计》表2-2各种导流片的性能，采用最佳间距比10.4D C =，其损失系数为0.11，并采用翼剖面型。
虽然翼剖面型加工困难，但强度好。
同时这种导流片有一定厚度，内部可以通过冷却液，大中型风洞拐角处一般都采用翼剖面型。
拐角处圆弧半径按0.1D τ=来计算，另外导流片的弦长取t D =10.4D C =，可以求得为24个导流片。
因为此次设计的为低速风洞，拐角1、2和拐角3、4的风速都比较小，虽然损失系数随导流片增多而增加，也不会太大。
所以不需要取拐角1、2的导流片布置的比拐角3、4的稀。
4.5其他部件设计a) 调压孔/调压缝a) 为了使实验段的静压等于风洞外的环境压力，常在实验段与扩压段之间开一个调压缝，或在扩压段进口处开一排调压孔。
这里我们采用调压缝，其宽度约为实验段直径的5%上下。
b) 并且，设计成可调节形式，风洞建成后通过实验调整再确定。
b) 风扇设计1. 在风洞管道中，风扇系统应位于流速比较高而且流动又比较均匀的部位。
2. 我们设计的为回路风洞，将风扇安装在第二拐角之后。
因为，此处直径不是很大，因而流速比较高。
同时，因为经过了第二个拐角导流片，所以气流也比较均匀。
还能满足有足够的长度来安装风扇整流系统。
3. 风扇管道长度因尾罩具有相当的长度而一般比较长，其长度一般为直径的2.5倍或者更长一些。
我们这里选择4. 2.510L D m =≈五．能量比能量比定义为：实验段气流的动能流率（即单位时间通过的动能）与通过动力系统输入风洞的功率之比。
注明：在求雷诺数时，采用公式Re vD vDρμν==，其中521.460710/m s ν-=⨯① 实验段损失：对实验段来说，损失系数就是当量损失系数。
因而有00LK D λ=，其中0D 为水力直径。
可以求得实验段的雷诺数7Re 1.8710vDρμ==⨯ 此时，雷诺数比较小，因而附面层比较厚，实验段可以认为是光滑管，摩擦损失系数λ仅与雷诺数有关，而与粗糙度无关。
通过公式求得：0.2370.00320.221Re 0.00738λ-=+= 所以，可以求得000.00738 6.55/2.730.0177LK D λ==⨯= ② 扩压段损失：气流经过扩压段的损失公式为：4平均120.6tan 128tan 2D K D λαα⎛⎫⎡⎤ ⎪⎛⎫⎢⎥=+- ⎪ ⎪⎢⎥ ⎪⎝⎭⎣⎦ ⎪⎝⎭由于损失系数K 的参考动压为扩压段入口的值，即为实验段动压，所以有4平均1020.6tan 128tan 2D K K D λαα⎛⎫⎡⎤ ⎪⎛⎫⎢⎥==+- ⎪ ⎪⎢⎥ ⎪⎝⎭⎣⎦ ⎪⎝⎭其中平均λ根据扩压段中间剖面上的雷诺数求得。
扩压段中间剖面的速度为：2211 2.7310064/3.4D v v m s D ⎛⎫⎛⎫==⨯=⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭所以7Re 1.49510vDρμ==⨯ 0.2370.00320.221Re 0.0076λ-=+=进而求得4平均1020.6tan 10.039828tan 2D K K D λαα⎛⎫⎡⎤ ⎪⎛⎫⎢⎥==+-= ⎪ ⎪⎢⎥ ⎪⎝⎭⎣⎦ ⎪⎝⎭③ 回流段损失：回流段也有扩散角，实际上也是一个扩压段，所以其损失系数的计算公式为：242平均01001210.6tan 10.0234628tan 2F D F K K F D F λαα⎛⎫⎡⎤ ⎪⎛⎫⎛⎫⎛⎫⎢⎥==+-= ⎪ ⎪ ⎪ ⎪⎢⎥ ⎪⎝⎭⎝⎭⎝⎭⎣⎦ ⎪⎝⎭④ 拐角损失：因为这里设计的风洞并非大型风洞，采用经验公式近似计算，公式为：()22.584.550.10lg Re F K F ⎛⎫⎛⎫ ⎪=+ ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭，其中F 为拐角时风洞截面积第一、 二拐角速度为 22112 2.7310044.4/4.1D v v m s D ⎛⎫⎛⎫==⨯= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭所以 6Re 1.75410vDρμ==⨯ ()2002.584.550.100.02759lg Re F K F ⎛⎫⎛⎫ ⎪=+= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭第三、 四拐角速度为 22112 4.144.414.4/7.2D v v m s D ⎛⎫⎛⎫==⨯= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭所以 6Re 0.10010vDρμ==⨯ ()22.584.550.100.0035lg Re F K F ⎛⎫⎛⎫ ⎪=+= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭⑤ 蜂窝器损失：因为我们选用的蜂窝器长径比为6L M =，所以对应的方形蜂窝格子的损失系数0.22K =。
