MS82风洞试验技术研究(负责人林麒)
风洞试验原理
风洞试验原理
风洞试验是一种用于模拟大气流场对物体的影响的实验方法，它在航空航天、
汽车、建筑等领域都有着广泛的应用。
通过风洞试验，可以模拟不同速度、压力、温度的气流环境，从而对物体的气动特性进行研究和分析。
本文将介绍风洞试验的原理及其在工程领域的应用。
首先，风洞试验的原理是基于流体力学和空气动力学的基本理论。
当物体在气
流中运动时，气流会对物体施加压力和阻力，同时也会产生升力和侧向力。
风洞试验就是通过模拟不同气流环境，测量物体在气流中的受力情况，从而分析物体的气动性能。
在风洞试验中，首先需要确定试验的目的和参数。
根据不同的研究对象和需求，可以确定试验的速度范围、气流密度、温度等参数。
然后，通过风洞设备产生符合要求的气流环境，将待测试物体放置在气流中进行试验。
在试验过程中，可以通过压力传感器、力传感器等设备实时监测物体受到的气动力，同时也可以通过流场可视化技术观察气流对物体的影响。
风洞试验在工程领域有着广泛的应用。
在航空航天领域，风洞试验可以用于研
究飞机、导弹等飞行器在不同速度、高度下的气动性能，为设计和改进飞行器提供重要依据。
在汽车工程领域，风洞试验可以用于研究汽车外形设计、空气动力学性能，提高汽车的燃油经济性和稳定性。
在建筑领域，风洞试验可以用于研究建筑结构在大风作用下的受力情况，为建筑设计提供可靠的风荷载数据。
总之，风洞试验是一种重要的工程实验方法，它通过模拟气流环境，研究物体
在气流中的受力情况，为工程设计和研究提供重要依据。
随着科学技术的不断发展，风洞试验在工程领域的应用将会更加广泛，为各行各业的发展提供有力支持。
风洞试验结果分析
风洞试验结果分析风洞试验是一种重要的工程实验方法，可以模拟大气中不同速度的风场环境，以评估飞行器、建筑物等在真实风场中的性能。
风洞试验结果分析是对试验数据进行系统分析和解释的过程，旨在揭示物体在不同风速下的气动特性。
在进行风洞试验时，通常会选择不同尺度的模型代替真实对象，通过模型在风场中的表现来推断真实对象的行为。
试验中，测量和记录的数据包括但不限于气动力、风速、温度、压力等参数。
这些数据需要经过整理和分析，才能提取有用的信息。
下面将从气动力分析、数据处理和结果解读三个方面进行风洞试验结果分析的探讨。
首先，气动力分析是风洞试验结果分析的重要组成部分。
在风洞试验中，测量到的气动力包括升力、阻力和力矩等因素。
升力是垂直于气流方向的力，其大小取决于模型形状和气流速度。
阻力是平行于气流方向的力，一般与模型表面积和气流速度成正比。
力矩则是绕模型某一点产生的扭转力。
通过对这些气动力进行分析，可以了解模型在不同风速下的受力情况，为设计和优化提供依据。
其次，数据处理是风洞试验结果分析的重要环节。
经过实验得到的数据通常以原始数据的形式呈现，需要进行筛选、修正和校准，以消除误差和噪音的影响，确保数据的准确性。
常见的数据处理方法包括峰值检测、平滑处理、滤波、插值和归一化等。
通过合理的数据处理，可以获得更准确和可靠的试验结果。
最后，结果解读是风洞试验结果分析的重要目标。
通过对试验数据进行整合和综合分析，可以得到物体在不同风速下的气动特性曲线、流场结构、气动性能参数等信息。
根据这些结果，可以评估模型的飞行稳定性、气动性能和结构强度等重要指标。
结果解读需要结合工程应用背景和设计要求，注重结果的实用性和可行性。
综上所述，风洞试验结果分析是对试验数据进行系统分析和解释的过程，包括气动力分析、数据处理和结果解读三个方面。
通过分析风洞试验结果，可以揭示物体在不同风速下的气动特性，为工程应用和设计提供重要参考。
在进行风洞试验结果分析时，需要注重数据的准确性和质量，合理选择数据处理方法，并结合具体应用背景进行结果解读。
风洞试验方案
风洞试验方案一、引言风洞试验是航空航天、汽车工程、建筑等领域中必不可少的研究手段之一。
通过在风洞中对模型进行气动力测试，可以获取与实际情况相似的数据，从而评估设计方案的可行性和优化设计。
本文将介绍一种风洞试验方案，以期为相关研究提供参考。
二、目标本次风洞试验的主要目标是研究某型飞机机翼在不同飞行速度和攻角下的气动力性能。
通过测量机翼的升力、阻力、升力系数和阻力系数等参数，评估机翼的气动性能，并为后续的飞行器设计提供参考数据。
三、试验设备1. 风洞：采用水平流向风洞，具备可调节风速和风向的功能，以满足不同试验要求。
2. 模型：选择适用于飞机机翼的缩比模型，考虑到兼容性和可重复性，模型尺寸与实际情况保持一定比例。
模型制作材料要求具备良好的刚度和表面光滑度，以保证试验数据的准确性。
3. 数据采集系统：采用高精度的传感器和数据采集设备，能够实时记录模型在不同试验条件下的气动力数据。
同时，确保数据采集系统的准确性和稳定性，以避免数据误差对试验结果的影响。
四、试验步骤1. 模型准备：在试验开始前，对模型进行必要的准备工作，包括清洁模型表面、确认模型的尺寸和重量等，以确保试验的可靠性和重复性。
2. 试验条件设定：根据试验目标，设定不同的飞行速度和攻角组合。
在设定试验条件时，需要考虑模型受风洞流场影响的因素，如风洞尺寸、风洞流场均匀性等。
3. 实施试验：将模型放置在风洞中心位置，根据设定的试验条件进行试验。
在每组试验中，要确保模型的姿态稳定和位置准确，以保证试验数据的准确性。
4. 数据采集：在试验过程中，通过数据采集系统实时记录模型的气动力参数。
同时，应确保数据采集设备的稳定性和准确性，以保证试验数据的可靠性。
5. 数据分析：对采集到的试验数据进行处理和分析，计算升力系数、阻力系数等气动力参数，并绘制相关曲线和图表。
通过对数据的分析，评估模型在不同试验条件下的气动性能。
六、试验安全与注意事项1. 设备安全：确保风洞设备的稳定运行，避免发生故障或安全事故。
风洞试验技术介绍及应用课件
风洞管道
用于产生和控制气流，通常由坚固、轻质且 耐腐蚀的材料制成。
风扇和压缩机
模型台
用于放置和固定试验模型，具备高精度和高 稳定性。
提供风洞所需的气流，具有大推力和高效率 的特点。
02
01
控制系统
调节气流参数，如速度、方向等，保证试验 的准确性和可重复性。
04
03
风洞设备的性能参数
最大气流速度
决定了风洞能模拟的最 高风速，是衡量风洞性 能的重要指标。
环境监测与评估
通过风洞试验技术监测环境质量，评估环境对人类和 生态的影响。
建筑领域应用
建筑风工程
通过风洞试验技术模拟建筑在风力作用下的动态响应和稳定性， 优化建筑设计。
建筑环境模拟
模拟建筑内部的环境条件，评估建筑环境的舒适度和能效。
古建筑保护
通过风洞试验技术评估古建筑在风力作用下的安全性，为古建筑 的保护提供依据。
评估汽车的空气动力学性能、行驶稳定性等参数， 提高汽车的安全性和舒适性。
汽车研发与改进
通过风洞试验技术对汽车进行性能测试和优化， 加速新车型的研发和改进。
环境模拟领域应用
气候模拟
模拟气候变化对环境的影响，研究气候变化的规律和 趋势。
自然灾害模拟
模拟自然灾害如风、雨、雪等对环境的影响，研究灾 害的预防和应对措施。
风洞工作原理
01
02
03
风洞结构
风洞由收缩段、实验段、 风扇和控制系统等组成， 能够产生稳定的气流供试 验使用。
气流控制
通过调节风扇转速和控制 系统，实现对气流速度、 方向和压力等参数的控制。
模型安装与测量
试验模型安装在风洞实验 段，通过测量仪器测量气 流对模型的作用力、压力 和温度等参数。
风洞试验计划书
风洞试验计划书1. 引言风洞试验是一种通过模拟大气条件，研究飞行器在不同风速和风向下的气动特性的方法。
本试验计划书旨在确定风洞试验的目标、试验工程师的职责、试验所需设备和仪器、试验程序以及数据处理方法等内容，以确保试验的科学性和可行性。
2. 试验目标本试验的目标是分析某型号飞行器在不同风速和风向下的升力、阻力和侧向力等气动特性，并对其进行评估。
通过获得这些数据，可以为飞行器的设计和优化提供重要的参考依据。
3. 试验工程师的职责•负责制定试验计划和试验操作手册；•指导试验操作人员进行试验准备和实施；•监督试验过程中的数据采集，并确保数据的准确性和完整性；•协调试验过程中的各个环节，确保试验顺利进行；•对试验结果进行初步分析和总结，并产生试验报告。
4. 试验设备和仪器•风洞：使用标准风洞进行试验，确保试验环境的稳定性和可控性；•测力平台：用于测量飞行器在不同风速下的升力、阻力和侧向力等数据；•高速摄像机：用于捕捉飞行器在风洞中的运动，提供运动学数据；•数据采集系统：用于实时采集风洞试验中产生的数据。
5. 试验程序5.1 试验准备阶段•确定试验的起始风速和风向；•检查风洞以及相关设置，确保设备正常工作；•安装测力平台和高速摄像机，并进行校准；•检查数据采集系统的工作状态。
5.2 试验实施阶段•根据试验计划，逐步增加风速并记录相应的测量数据；•在每个风速下，通过改变风向进行多个方向的试验；•使用高速摄像机记录飞行器在风洞中的运动。
5.3 数据处理阶段•对采集到的数据进行初步处理，包括去除异常值和平均化处理；•根据处理后的数据，绘制升力、阻力和侧向力等与风速的关系曲线；•使用数据分析工具，进一步分析数据，找出不同风速下飞行器的最佳性能工作区域。
6. 安全措施•所有参与试验的人员必须穿戴适当的个人防护装备；•在试验过程中，严禁随意触摸设备和仪器；•严格按照操作规程进行操作，确保试验安全；•在试验前进行安全培训，提醒人员注意事项和应急处理方法。
风洞试验方案
风洞试验方案一、背景介绍风洞试验是空气动力学领域中一种重要的试验手段，可以模拟真实的空气流动环境，对飞行器、汽车、建筑等物体的气动性能进行研究。
本文档将详细介绍风洞试验方案的设计和实施过程。
二、实验目的本次试验旨在评估某型飞行器的气动性能，具体目标如下： 1. 测量飞行器在不同风速和迎风角度下的升力和阻力； 2. 研究飞行器在不同风速和迎风角度下的气动特性； 3. 分析飞行器的稳定性和操纵性。
三、实验器材和设备1.风洞：采用自然通风式低速风洞，具备稳定的进风速度和压力控制功能。
2.测力传感器：用于测量飞行器的升力和阻力。
3.倾斜传感器：用于测量风洞中的迎风角度。
4.数据采集系统：用于采集和记录风洞试验数据。
四、实验方案1.确定实验参数：–风速范围：0~30 m/s–迎风角度范围：-10°~30°2.准备实验样品：–安装测力传感器和倾斜传感器于飞行器模型上；–保证飞行器模型的表面光滑，以减小气动阻力的影响。
3.实验准备：–打开风洞进风通道，调整通风系统使风洞内风速达到预定值；–使用校准装置校准测力传感器和倾斜传感器的零点。
4.进行实验：–设置风速和迎风角度的组合，记录传感器数据；–重复多次实验，取平均值减小误差。
5.数据分析：–绘制升力和阻力随风速和迎风角度变化的曲线；–分析飞行器的气动性能，研究其稳定性和操纵性。
五、安全注意事项1.在实验过程中，严禁将手指或其他物体伸入风洞中，以免发生意外；2.实验操作人员应佩戴防护眼镜和手套，确保人身安全；3.实验设备应进行定期检查和维护，确保其正常运行。
六、实验计划和预算1.实验计划：–设计实验方案：2天–准备实验样品：1天–进行实验：3天–数据分析与报告撰写：2天2.实验预算：–风洞试验器材和设备租赁费用：10000元–实验样品制作费用：5000元–数据采集系统购置费用：3000元–实验人员工资和杂费：15000元七、实验风险评估1.风洞试验设备可能存在故障的风险，需要定期检查和维护；2.实验样品制作可能会出现误差，影响实验结果的准确性；3.实验数据采集和分析过程中可能会出现误差，需要进行数据处理和校正。
风洞实验报告
风洞实验报告风洞实验报告一、引言风洞实验是一种重要的工程实验方法，可以模拟大气中的空气流动情况，用于测试和研究各种物体在气流中的性能和特性。
本文将介绍一次针对某飞行器模型的风洞实验，包括实验目的、实验过程、实验结果和结论。
二、实验目的本次实验的目的是通过风洞实验，对某飞行器模型在不同风速下的气动特性进行测试和分析，为飞行器的设计和改进提供参考依据。
具体目标如下：1. 测试飞行器在不同风速下的升力和阻力变化情况，了解其气动性能；2. 研究飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性，评估其适航性；3. 分析飞行器在不同风速下的气动力分布，寻找潜在的改进方向。
三、实验过程1. 实验设备准备：在实验室中搭建风洞装置，包括风洞本体、风速控制系统、数据采集系统等。
确保设备正常运行和准确测量。
2. 实验样本制备：根据飞行器模型的设计要求，制作样本并进行必要的校正和调整，确保样本符合实验要求。
3. 实验参数设置：根据实验目的，确定实验参数，包括风速范围、采样频率、测量点位置等。
4. 实验数据采集：将样本放置在风洞中，通过数据采集系统记录风速、升力、阻力、气动力矩等数据，并实时监测飞行器的姿态。
5. 数据处理与分析：对采集到的数据进行处理和分析，得出实验结果，并与理论计算结果进行对比。
四、实验结果1. 升力和阻力变化曲线：通过实验数据的分析，得到了飞行器在不同风速下的升力和阻力变化曲线。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的升力随着风速的增加而线性增加，而阻力则呈指数增加。
在高速风洞实验中，升力和阻力的增长趋势逐渐趋于平缓。
2. 稳定性和操纵性评估：通过实时监测飞行器的姿态，得到了飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性评估结果。
结果显示，在较低风速下，飞行器的稳定性较好，操纵性较强；而在较高风速下，飞行器的稳定性和操纵性受到较大的挑战。
3. 气动力分布分析：通过实验数据的处理，得到了飞行器在不同风速下的气动力分布情况。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的气动力主要集中在机翼和尾翼上，而在高速风洞实验中，气动力分布更加均匀。
风洞试验
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。
风洞试验方案
风洞试验方案一、引言风洞试验是航空航天领域中的重要技术手段，能够对飞行器的气动性能进行研究和验证。
然而，由于试验条件的复杂性、试验设备的高昂成本以及试验过程中的各种难题，使得风洞试验成为一项难度很大的任务。
本文旨在探讨一种适合飞行器气动性能试验的风洞试验方案，以提高试验效率和准确度。
二、实验目的本实验的目的是研究飞行器的气动特性，主要包括以下方面：1. 建立飞行器模型，并评估其尺寸与实际飞行器相符合的程度；2. 测量飞行器在不同风速下的升力、阻力以及侧向力等气动性能参数；3. 根据试验结果对飞行器进行优化。
三、实验方案为了达到上述实验目的，本文提出如下方案：1. 建立良好的飞行器几何模型。
通过三维建模软件建立真实的飞行器模型。
考虑到试验尺寸、风洞内工作范围以及模型制作和运输的便利性等多方面因素，本实验选用了1:30的比例缩小模型；2. 选用适当的风洞。
大型高速风洞的通常限制测试时间，对于初步试验，风速较低的低速风洞则能比较好地满足实验要求。
考虑到试验成本和实验设计较为简单的情况下，本实验选用测试速度为20m/s的低速风洞进行试验；3. 试验测试点与数据处理。
在风洞内设置飞行器模型放置平台及测试点，测试点选取升降面尾缘、机身前沿、驾驶舱前缘、机身下表面三分之一处和机头径向一定距离处，共计五个测试点。
完成试验后，将数据采集并进行处理，得到飞行器的气动参数，并进行分析；4. 试验结果分析与优化。
通过试验结果，研究飞行器的气动力系数，并在此基础上对模型进行优化，以满足飞行器高速飞行的实际需求。
四、实验注意事项1. 风洞试验前应进行试验设备和试验物的检查，确保试验物固定牢固、无影响试验数据的杂物；2. 试验进行过程中记得定期清理风洞内部及模型表面灰尘和杂质，确保气流的纯净；3. 在试验开始前需要进行模型气动力系数标定，获得准确的计算结果；4. 在试验过程中，要注意风洞工作范围、失速区域以及特殊气动效应，并进行充分的分析研究。
高超声速高焓风洞试验技术研究进展
高超声速高焓风洞试验技术研究进展JIANG Zonglin【摘要】The development of high enthalpy wind tunnel and its test technology are the cornerstone to help mankind enter the hypersonic era,and the great progress has been achieved in recent years.High enthalpy wind tunnels with four typical driving modes areintroduced.Those are the air-directly-heated hypersonic wind tunnel,the light-gas-heated shock tunnel,the free-piston-driven shock tunnel, and the detonation-driven shock tunnel.Theories and critical techniques for developing these wind tunnels are introduced,and their merits and weakness are discussed based on tunnel performance evaluation.The measurement techniques are usually included into wind tunnel techniques because that the hypersonic and high-enthalpy flow is a chemically-reacting gas motion and its diagnose needs specially-designed instruments.Three measuring techniques are introduced here,including aerodynamic heat flux sensors,aerodynamic balances, and optical diagnose techniques.These techniques were usually developed for conventional hypersonic wind tunnels and combustion research,and are further improved to measure the hypersonic and high-enthalpy flows.The prospect for developing the experimental techniques of hypersonic and high-enthalpy wind tunnels is presente d from author’s point view.%高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展.本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞.通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足.由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展.本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术.这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善.最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2019(037)003【总页数】9页(P347-355)【关键词】高焓流动;激波风洞;高超声速飞行器;气动力/热特性;测量技术【作者】JIANG Zonglin【作者单位】State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics , Institute of Mechanics , Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100190,China) 2.Department of Aerospace Engineering Science ,School of Engineering Science , University of Chinese Academy of Sciences ,Beijing 100049,China【正文语种】中文【中图分类】V2 1 1.70 引言高超声速高焓气体流动主要是指一类动能极高的化学反应气体流动。
风洞试验关键技术实现新突破等
风洞试验关键技术实现新突破等风洞试验是飞行器设计、研发过程中不可或缺的一环。
通过模拟不同飞行状态下的气流，测试各种设计方案，优化结构参数，风洞试验可以大大提高飞行器的性能和安全性。
近年来，风洞试验技术实现了一系列新突破，这些突破将更好地支持气动研究领域，推动未来航空航天领域发展。
一、高速高温风洞试验技术的制备高速高温风洞试验技术是研究高温气流对空气动力性能和热防护系统的影响的关键技术之一。
在过去，由于受制于设备制造技术和材料性能限制，高速高温风洞试验的过程中，设备的寿命和测试温度范围都存在较大的限制。
但是，随着材料科学、制造工艺等各领域技术的不断突破，近年来高速高温风洞试验技术得以实现新突破。
例如，中国空气动力研究与发展中心完成新型高速高温风洞试验设备的研制，可以进行高达2000℃的高温环境模拟。
二、先进测量技术的应用高精度和高分辨率的测量技术对于风洞试验的成功至关重要。
近年来，先进测量技术的应用实现了新突破，如激光干涉仪、高速压力传感器、激光雷达等，可以提供更加准确和详细的数据。
这些技术可以帮助工程师更好地理解模型表面流场和压力分布等信息，提高模型设计的准确性。
三、气动光学技术应用的新发展气动光学技术是风洞试验中重要的测量技术之一，其可以实现流场中颗粒、气泡等物质的精确跟踪。
在过去，该技术的运用往往受制于探测器分辨率和光源强度等问题，难以取得准确的数据。
如今，随着高速相机的日益成熟，气动光学技术的应用得到了新突破，可以更加精确地测量流场数据，帮助工程师优化模型设计。
四、计算流体力学技术的进步计算流体力学技术（CFD）是一种可替代风洞试验的方案，其可以模拟流场的运动和变化，帮助工程师预测流体力学效应。
在过去，由于计算机技术和算法方面的限制，CFD的使用受到了很大的限制，无法取代风洞试验技术。
但现在，CFD的运用效果得到了显著提高，其可预测性已经有了极大改善，能够用于替代或补充风洞试验，且成本更低。
一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法[发明专利]
![一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/462f586dec3a87c24128c40e.png)
专利名称：一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法
专利类型：发明专利
发明人：林麒,吴太欢,柳汀,吴惠松,王晓光
申请号：CN201911047192.0
申请日：20191030
公开号：CN110686857A
公开日：
20200114
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：已公开一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法，其中，悬挂系统包括第一牵引索、第一牵引装置、第二牵引索和第二牵引装置，以释放除来流方向外的五个自由度；第一牵引装置包括两个升降组件，其分设于飞机模型对称轴所在垂面两侧；每个升降组件用于改变第一牵引索位于该升降组件与飞机模型间的部分同水平面的夹角，以调整飞机模型的姿态。
状态调整方法包括通过改变第一牵引索的第一侧部与水平面的夹角和/或第一牵引索的第二侧部与水平面的夹角，改变飞机模型的俯仰姿态和/或滚转姿态。
上述技术方案，能够实现在全机颤振试验从低速到高速的过程中调整飞机模型状态以恢复平飞姿态，符合全机颤振风洞试验的基本要求。
申请人：厦门大学
地址：361000 福建省厦门市思明南路422号
国籍：CN
代理机构：厦门龙格专利事务所(普通合伙)
代理人：娄烨明
更多信息请下载全文后查看。
脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究
脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究吴颖川;贺元元;张小庆;林其;乐嘉陵【摘要】燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备.燃烧加热风洞的试验时间(脉冲式和连续式)及燃烧方式(氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧)均会对发动机试验结果产生一定影响.研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性.研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞,在相同试验状态下,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10％左右;对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5％左右.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2018(032)003【总页数】6页(P58-63)【关键词】超燃冲压发动机;燃烧加热脉冲风洞;燃烧加热连续风洞;数据相关性;氢-氧燃烧;酒精-氧气燃烧【作者】吴颖川;贺元元;张小庆;林其;乐嘉陵【作者单位】中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000【正文语种】中文【中图分类】V211.730 引言在超燃冲压发动机地面试验中，需要对试验气体进行加热，以获得与飞行条件相匹配的高焓来流。
燃烧加热风洞作为当前大尺度地面试验的主力设备，其燃烧加热方式会由于污染空气的化学动力学属性与真实飞行状态存在明显差异，对燃料燃烧释热增压过程与发动机推进性能可能产生显著影响。
风洞实验报告
1.风洞实验段速度和压力测定
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：
(2)
其中：△p为皮托管测得的总压Po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，P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。
失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点 到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发 生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。造成阻力增加，升力减小。
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为:
-卫LiLiP' q L||L|
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数
目
9
10
11
12
13
14
15
16
x位置
（mm）
70
80
90
100
110
120
130
140
y位置
（mm）
8.24
7.62
6.85
5.97
5
3.93
2.78
1.范围内，升力随着迎角的加大而增大。但是，当迎角加大到 某个值时，升力就不再增加了。这时候的迎角叫做临界迎角。当超过临界迎角后，迎角再 加大，阻力增加，升力反而减小。这现象就叫做失速。
风洞实验报告（三）
实验简介
本次试验主要为采用风洞测机翼升力系数、阻力系数及失速迎角。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
国内几个大型风洞实验室资料
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数之蔡仲巾千创作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鸿沟层风洞实验室，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鸿沟层风洞，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安插鸿沟层发生器，在后转盘位置可进行与鸿沟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（DUT1）建成于4月，是一座全钢结构单回流杜口式鸿沟层风洞，采取全自动化的丈量控制系统。
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鸿沟层风洞，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。
风洞采取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。
风洞压力丈量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步丈量，可满足海量测点压力测试的要求。
对风洞实验数据精准度的要求
对风洞实验数据精准度的要求
恽起麟
【期刊名称】《气动实验与测量控制》
【年(卷),期】1994(008)001
【摘要】本文首先简述了风洞实验数据精确度对飞机性能的影响，然后，介绍了国内外风洞实验数据精确度标准，最后，给出了国内外风洞实验数据精确度与该标准的比较。
【总页数】7页(P66-72)
【作者】恽起麟
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V211.74
【相关文献】
1.模型振动对风洞实验数据分散性的数值模拟研究 [J], 龙垚松;叶正寅
2.高速风洞动导数试验精准度提升研究 [J], 潘金柱;张杰;才义;徐明
3.NF-6跨音速连续式风洞实验数据的实时采集与显示 [J], 王莹;高超;赵子杰;张永双;刘国元
4.高超声速风洞HSCM系列标准模型气动力实验数据 [J], 张婷婷;叶瑞;姜维;陈星
5.高超声速风洞HSCM系列标准模型气动力实验数据 [J], 张婷婷;叶瑞;姜维;陈星因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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
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
16:30 MS82-2297-I 我国航空器低速动态试验技术研究进展卜忱航空工业空气动力研
究院
陈方
16:50 MS82-2881-O 超燃冲压发动机加速过程中燃烧不稳定性研究孟宇中国科学院大学17:00 MS82-2392-O 跨声速风洞穿孔流动特性研究综述谢易国防科技大学
17:10 MS82-3569-O 超临界翼型小肋湍流减阻流动显示验证黄湛中国航天空气动力技术研究院
17:20 MS82-0683-O 基于近场背景纹影的超声速气膜气动光学效应实验
研究
丁浩林国防科技大学
孟宣市
17:30 MS82-3283-O PIV技术在复杂流动与燃烧流场的应用与发展陈方上海交通大学17:40 MS82-3705-O SDBD等离子体：一种新型结冰控制方法孟宣市西北工业大学
17:50 MS82-2788-O 基于压电陶瓷的主动抑振技术在风洞试验中的应用
与研究
刘新朝
航空工业空气动力研
究院
胡汉东
18:00 MS82-2326-O 脉冲风洞中半导体应变天平应用关键技术研究黄军中国空气动力研究与发展中心
18:10
18:20
MS82-1381-O 风洞全模颤振试验双索悬挂支撑系统研究吴太欢厦门大学
墙报8月27日下午和8月28日下午地点：3层序厅
时间编号报告题目报告人单位
15:30-16:30 MS82-2413-P 开式凹腔流动特性风洞试验研究王宏伟
中国航天空气动力技
术研究院
墙报
交流MS82-3413-P 高速风洞阵风载荷试验技术初探郭承鹏
中国航空工业空气动
力研究院
MS82-1459-P 基于物理过程的高超声速风洞实验干扰信号消除方法李帅中国科学院力学研究所
MS82-0076-P 某连续式跨声速风洞半柔壁喷管段仿真分析刘新朝
航空工业空气动力研
究院
MS82-0600-P
基于WDPR-8支撑与传统弯刀尾支撑的风洞对比试
验研究
潘家鑫厦门大学
MS82-2705-P 非理想打开状态膜片对风洞流场影响实验研究余奕甫
中国航天空气动力技
术研究院。