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小型风洞设计制作及稳定段研究摘要风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的最基本的实验设备。
迄今为止绝大部分空气动力学实验都是在风洞中完成的。
风洞的发展是同航空航天技术紧密相关的，风洞是研制新型飞行器的重要物质基础。
稳定段及其内部的整流装置是风洞不可或缺的组成部分。
整流装置包括纱网和蜂窝网等，其设计目的是使气流均匀或降低紊流度。
关键词小型风洞；纱网；均匀性；稳定段；能量损失在本次研究中，设计并动手制作可用于实际操作的小型风洞，着重对其稳定段进行研究，从而设计出适合于一类小型风洞的稳定段。
一方面，在理论计算与实验中记录有意义的数据，为以后进一步的研究提供依据。
另一方面，此次研究所制作出的小型风洞，可以用于实际的风洞实验，如小型风力发电机的测试等。
在研究的前期进行小型风洞的设计，绘制小型风洞的设计图纸。
在研究的第二阶段，根据设计动手制作小型风洞。
在制作过程中，不断根据实际情况，对图纸细节进行调整和改进。
在研究的第三阶段，对已制作完成的小型风洞稳定段中的纱网进行控制变量的研究与分析。
对于低速小型风洞，进口风速为10m/s～18m/s时，在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现，网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37，每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。
1 研究方法及过程1.1 小型风洞的设计1.1.1 风洞整体的布置小型风洞是由风扇、风洞本体和测量仪器系统三部分组成。
如图1所示为风洞的整体布置图。
①为风扇。
②为风洞本体。
③为传感器组1.1.2 风扇的设计根据研究需要，风扇选用具有调速功能的低速风扇，其风速范围为：10m/s ～20m/s。
出风口为正方形，内径为11.6cm，外径为12cm。
在风洞的出口和进口，分别放置两个相同型号的风扇，进口的风扇向风洞内鼓风，出口的风扇从风洞内吸风，并始终调节两风扇的鼓风风速相同。
这样的设计可以在一定程度内令风洞内的气体密度保持恒定。
1.1.3 风洞本体的设计风洞本身共分为三段，内有两个为消除涡流而装置的蜂窝器和两套为平稳气流而装置的纱网。
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。
风洞（英语：Wind tunnel）是空气动力学的研究工具。
风洞是一种产生人造气流的管道，用于研究空气流经物体所产生的气动效应。
风洞除了主要应用于汽车、飞行器、导弹（尤其是巡航导弹、空对空导弹等）设计领域，也适用于建筑物、高速列车、船舰的空气阻力、耐热与抗压试验等。
简介风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。
这种方法，流动条件容易控制，可重要依据是运动的相对性原理。
实验时，常将模型或实物固定在风复地、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。
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。
历史1871年，弗朗西斯〃赫伯特〃韦纳姆和约翰〃布朗宁设计并建造了世界上第一座风洞1901年，莱特兄弟为研究飞机及得到正确的飞行资料，发明了风洞隧道进行测试[1]。
1902年莱特兄弟以风洞隧道的测试与前两架滑翔机的经验，建造第三架滑翔机，为当时最大的双翼滑翔机，并在机尾加装垂直尾翼，以防止转向时发生翻转，并进行了上千次的试飞。
而最终在1903年发明了世界上第一架带有动力的载人飞行器——莱特飞行器。
1945年，第二次世界大战尚未结束时，德国设计并开始建造一个实验段直径1米，最高风速达10马赫的连续式高超音速风洞。
战争结束后被美国缴获，美国仿制并作了适当修改后，一直到1961年才在阿诺德中心建立最高风速达12马赫的高超音速风洞。
因为风洞的控制性佳，可重复性高，现今风洞广泛用于汽车空气动力学和风工程（Wind Engineering）的测试，譬如结构物的风力荷载（Wind load）和振动、建筑物通风（Ventilation）、空气污染（Air pollution）、风力发电（Wind power）、环境风场（Pedestrian level wind）、复杂地形中的流况、防风设施（Wind break）的功效等。
风洞文献综述Wind Tunnels Document Summary一、前言风洞，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，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
风洞设备的建设发展与航空航天飞行器研制紧密相联。
在航空飞行器发展早期，对空气动力问题的探究促使了风洞的诞生。
1871年，英国人温霍姆建造了世界上第一座风洞。
随着飞机、导弹、航天飞行器发展，20世纪30～80年代，迎来了风洞建设的高峰期，低速、跨声速、超声速、高超声速各类型风洞得到快速发展。
到目前为止，我国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。
由于实际流动的复杂性，流体力学和空气动力学中的许多课题还不能单纯依靠理论或计算方法解决，因而风洞有其特殊的重要性。
二、风洞的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、风洞设备改造和稳定发展阶段、风洞设备发展适应新需求阶段、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、风洞的组成风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而不同。
根据驱动系统的不同有两类，一类是运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用的连续式风洞。
另一类是工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速的暂冲式风洞。
四、风洞的种类风洞种类繁多，有不同的分类方法。
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。
①低速风洞基本上有两种形式，一种是直流式风洞；另一种是回流式风洞。
低速风洞实验段有开口和闭口两种形式，截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。
60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。
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。
风洞设计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：1.5m 4) 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。
风洞风洞作为一种重要的试验工具，在流体力学研究领域发挥着不可替代的作用。
风洞可以模拟不同的空气流动情况，帮助科学家们更好地理解和预测自然界中的各种气流现象。
在本文中，我们将探讨风洞的原理、应用以及对科学研究和工程设计的重要性。
首先，让我们来了解一下风洞的原理。
风洞是一种特殊的设备，它通过使用强风来模拟不同的空气流动情况。
通常，风洞由一条长而窄的隧道组成，由一个强劲的风机产生强大的气流。
当空气经过风洞时，它会遇到模型或实验设备，通过观察实验设备在不同气流条件下的行为，科学家可以得出有关气流特性的重要信息。
风洞的应用非常广泛。
在航空航天领域，风洞被广泛用于飞机和火箭的设计和测试。
科学家们可以在风洞中模拟不同速度和方向的风，观察飞机在各种情况下的气动性能。
这有助于优化飞机的设计，提高其安全性和效率。
在汽车工业中，风洞也被用于测试汽车的气动性能，帮助设计师降低风阻，提高燃油效率。
此外，风洞还在建筑、桥梁和其他工程领域中发挥着重要作用，可以帮助工程师预测结构在强风环境中的表现，从而改进设计方案。
风洞对科学研究和工程设计的重要性不言而喻。
它提供了一种可控的实验环境，使科学家和工程师能够更好地理解和研究各种气流现象。
在没有风洞的情况下，科学家们将很难进行真实可靠的实验，得到准确的数据和结果。
风洞为他们提供了一个模拟真实环境的平台，能够更好地理解和解析气流现象，为相关领域的进一步研究和发展提供重要支持。
除了研究领域，风洞在教育和培训中也起着重要作用。
学生和工程师可以通过在风洞中进行实验，加深对气流现象的理解。
这种实践经验有助于学习者更好地应用理论知识，培养解决问题和创新的能力。
通过实验，学生和工程师们可以更深入地了解气流在不同条件下的行为，提高自身的专业技能水平。
然而，风洞也存在一些局限性。
首先，由于风洞的建造和维护成本较高，它只能被一些大型研究机构和工程公司所使用。
这限制了一些小型实验室和中小型企业的研究和设计能力。
建筑工程中的风洞模拟与风力设计在建筑工程中，风力是一个重要的影响因素，对于高层建筑、桥梁、大型结构等工程项目而言尤为关键。
为了确保建筑物在强风环境下的安全性和稳定性，进行风洞模拟与风力设计是必不可少的。
本文将介绍建筑工程中的风洞模拟及其在风力设计中的重要性。
一、风洞模拟是什么风洞是一种用于模拟大气环境中风的设备，它能够模拟出各种风速、风向和风压等风力参数，帮助工程师们预测和分析强风对建筑物的影响。
风洞模拟所得到的结果可以提供宝贵的风力工程数据，用于指导建筑物的结构设计、风险评估和安全验证。
二、风洞模拟的重要性1. 预测建筑物在强风环境下的响应风洞模拟能够模拟真实的风场环境，通过对建筑物进行试验，可以准确预测在强风环境中建筑物的响应。
例如，在模拟中，可以测量建筑物受到的风荷载、结构振动情况等。
这些数据对于改进建筑物的结构设计、提高抗风性能至关重要。
2. 评估建筑物的安全性建筑物一旦建成，将面临各种风力侵袭，通过风洞模拟可以评估建筑物的安全性。
风洞试验可以模拟不同风速和风向对建筑物产生的风力作用，验证建筑物的结构是否满足设计标准，以及是否能够经受住强风的考验。
3. 优化风力设计风洞模拟可以提供建筑物风力工程数据，为工程师们提供优化风力设计的依据。
通过对不同设计方案进行试验，可以比较其在强风环境下的性能差异，找到最优设计方案。
这有助于减小建筑物的风力荷载、降低抗风设计成本，并提高结构的稳定性。
三、风洞模拟与风力设计的案例1. 高层建筑对于高层建筑来说，风洞模拟是非常重要的。
高层建筑通常较为瘦长，容易受到风力的冲击。
通过风洞模拟，可以评估建筑物在不同风速下的位移、加速度等参数，有助于优化结构设计，提高建筑物的抗风能力。
2. 桥梁工程桥梁作为大型结构，其抗风性能同样需要得到保证。
通过风洞模拟，可以模拟桥梁所处的风场环境，评估其受风时的响应情况。
基于模拟结果，可以对桥梁的设计进行调整和优化，确保其在强风环境下的安全可靠性。
建筑中的风洞试验与风力设计风洞试验是建筑工程中重要的一项技术手段，在风力设计中起到至关重要的作用。
通过模拟真实环境中的风场情况，风洞试验能够对建筑结构在复杂风力作用下的响应进行研究与评估，为工程设计提供科学依据。
本文将探讨建筑中的风洞试验与风力设计的关系，并介绍其应用与意义。
一、风洞试验的原理与方法风洞试验是一种通过模拟风场环境来测试建筑结构响应的实验方法。
其原理是利用放大比例，通过控制风速和气流流量，模拟真实环境中的风压作用，观察建筑结构在不同风速下的变形、振动等表现。
常见的风洞试验方法包括静力风洞试验和动力风洞试验。
静力风洞试验主要用于测试建筑结构在静风条件下的响应，主要检测建筑结构的稳定性和外观风险。
动力风洞试验则通过模拟不同风速下的风压，测试建筑结构的动态响应，主要关注建筑结构的振动特性、抗震能力以及人员舒适性等问题。
二、风洞试验在建筑风力设计中的应用风洞试验在建筑风力设计中起着至关重要的作用。
首先，通过风洞试验可以验证和调整风洞模型的设计，确保试验结果的准确性。
其次，风洞试验可以评估建筑结构的抗风能力，确定建筑结构的设计参数，如抗风设防等级、构件尺寸和材料强度等。
此外，风洞试验还可以评估建筑结构的振动特性，包括自振频率、阻尼比等，为结构设计和人员舒适性提供科学依据。
三、风洞试验与风力设计的意义风洞试验与风力设计相辅相成，为建筑工程设计提供重要的依据和保障。
具体而言，风洞试验可以验证风洞模型的设计准确性，同时帮助设计人员了解建筑结构在不同风速下的表现情况。
风洞试验的结果可以指导建筑结构的设计与优化，确保其抗风能力和安全性。
此外，风洞试验还可以提供实际数据和经验，为工程实施和后续监测提供参考依据。
四、结语风洞试验作为建筑风力设计中重要的技术手段，对保障建筑结构的安全性和稳定性起到至关重要的作用。
通过模拟真实环境中的风场情况，风洞试验可以对建筑结构在复杂风力作用下的响应进行研究与评估，为工程设计提供科学依据。
流体力学试验技术》课程设计班级学号姓名指导教师：史志伟0109108 010910811 周士杰南京航空航天大学空气动力学系2012 年12 月、目的要求综合运用所学课程知识，完成简化了的低速风洞气动外型概念设计，达到培养和提高独立完成设计工作的能力。
完成设计任务的条件风洞试验段要求：闭口实验段进口截面形状：矩形实验段进口截面尺寸： 2.5mX3.0m 试验段进口截面最大风速：100m/s 收缩段的收缩比：7完成的任务1）低速风洞设计图纸绘制2）设计说明书3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、完成时间2012年12月24日~2013年1月4日五、参考文献风洞设计原理》、《低速风洞实验》：查找风洞实验技术相关文献资料。
指导老师：史志伟、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11表示。
l1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D0，则11大致为O.25~O.5OD0。
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I 0.35 D O。
②模型的长度为12表示，大约在O.75~1.25C0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1 2足够长选择I2 =1.25D O。
③模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以I3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O.75~1.25C O。
选择打=0.8 D O④所以L = l i +I3 =2.4D O= 6.55 m，满足统计数据中,主要实验低速飞机L = 2.0 ~ 2.5D O的情况。
其中D O为水力直径。
r 4SD O*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。
风洞的原理和应用1. 风洞的定义风洞是一种通过模拟真实大气环境中的流体流动来研究空气动力学和流体力学问题的实验设备。
它可以模拟不同的气流速度、温度和密度条件，用以测试各种物体在不同条件下的气动性能和流场情况。
2. 风洞的原理风洞的主要原理是利用压缩机将大气中的空气加压，在风洞中形成流速可控、温度可控的气流环境。
风洞通常由进气口、流道、工作区和出口组成。
•进气口：进气口通常采用可调节的活塞式进气结构，可以精确控制进气速度和压力。
•流道：流道是气流在风洞中流动的通道，其形状和尺寸可以根据实际需求进行设计和调节。
•工作区：工作区是放置待测物体的区域，通过调节风洞中的气流速度、温度和压力等参数，可以模拟不同的工作条件。
•出口：出口通常通过可调节的出口阀门来控制气流的排放和流速。
3. 风洞的应用风洞广泛应用于航空航天、汽车、建筑和体育器械等领域，它可以在实验室环境中模拟风场，对不同物体在气流中的运动和气动性能进行测试。
3.1 航空航天领域在航空航天领域，风洞被广泛用于飞机的气动性能测试和风洞模型的研制。
通过在风洞中放置飞机模型并模拟不同的飞行速度和角度，可以测试飞机的升力、阻力和操纵性能，以提供设计和改进飞机的依据。
3.2 汽车工业风洞在汽车工业中的应用主要是对车身气动性能和空气阻力的测试。
通过在风洞中放置汽车模型，并调节风洞中的气流速度和方向，可以评估车辆在不同速度下的气动稳定性、空气阻力和燃油经济性，从而对汽车外形设计进行改进和优化。
3.3 建筑工程在建筑工程领域，风洞可以用于评估建筑物在不同风速下的风压、风荷载和气流分布。
通过在风洞中放置建筑模型并模拟不同风速条件，可以了解建筑物在风中的受力情况，从而指导建筑物的结构设计和防风措施的制定。
3.4 体育器械风洞还可以用于测试体育器械的气动性能，例如高尔夫球、自行车和滑雪板等。
通过在风洞中模拟不同的运动速度和气流条件，可以评估器械的空气阻力和稳定性，为改进器械设计提供依据。
《流体力学试验技术》课程设计班级：0109108学号：***************指导教师：***南京航空航天大学空气动力学系2012年12月一、目的要求综合运用所学课程知识，完成简化了的低速风洞气动外型概念设计，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（3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、完成时间2012年12月24日~2013年1月4日五、参考文献《风洞设计原理》、《低速风洞实验》：查找风洞实验技术相关文献资料。
指导老师：史志伟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 所以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。
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。
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00.6 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：R R = 三、 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：兼顾经济性和损失系数采用方形格子，因为其加工方便，最为常见。
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：现有风洞的情况是网的层数为1~11层，最常见为2~3层；网的粗细为18~60目/英寸，最常用的是24~30目/英寸。
参考书《低速风洞设计》表2-3，可知随着层数的增加，脉动速度与实验段速度之比逐渐降低了。
综合考虑工序和整流效果，选择紊流网为4层。
因为网越细，整流效果越好，选择网的粗细为30目/英寸。
考虑到安装要求及每一层网后应有一段距离衰减旋窝，相邻两层之间距离应相距25厘米。
四、 其他部件设计① 调压孔/调压缝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。
00.05140L D mm =⨯≈。
并且，设计成可调节形式，风洞建成后通过实验调整再确定。
② 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 2α=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。
③ 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。
④ 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。
五、 风扇设计在风洞管道中，风扇系统应位于流速比较高而且流动又比较均匀的部位。
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。
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2.510L D m =≈六、 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 vD ρμν==，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00L K D λ=，其中0D 为水力直径。
可以求得实验段的雷诺数7Re 1.8710vD ρμ==⨯ 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 6.55/2.730.0177L K 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 1.49510vD ρμ==⨯ 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：()2002.584.550.10lg 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 1.75410vD ρμ==⨯ ()200 2.584.550.100.02759lg 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 0.10010vD ρμ==⨯ ()200 2.584.550.100.0035lg 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 =。
其当量损失系数：200F K K F ⎛⎫= ⎪⎝⎭，其中F 为稳定段截面 所以00.00449K =⑥ 紊流网损失：我们可以求得稳定段的速度：22112 4.144.414.4/7.2D v v m s D ⎛⎫⎛⎫==⨯= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭因为其速度大于9米/秒，气流流经紊流网的损失可以按 21K ββ-=计算，其中21d l β⎛⎫=- ⎪⎝⎭ 这里为了让整流效果较好，采用了4层紊流网，所以其损失系数较大00.0614K ≈⑦ 收缩段损失：由于任务中只给出收缩段的收缩比为7，并没有给定其他数据。
