跨音速动态风洞
实验流体力学-4.风洞
在实验室内进行模型试验，必须创 造一个可调节的均匀气流场。而风洞就 是产生这个均匀气流场的气动设备。实 质上是一个特殊设计的管道。 本章主要介绍低速风洞、超音速风 洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流 特点。
主要内容
风洞的发展 风洞试验模拟的不足及其修正 风洞类别 低速风洞 超音速风洞 跨音速风洞 风洞发展动向
30/ 2小时 ≤150 50/ 0.5小时 ≤20 ≤ 0 0 250 280/ 1小时 170/ 1小时 0 外 127 内117/外 97 内125/外 103 内125外 /100
（3） 低速风洞型式
按型式分:直流式和回流式风洞 直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气 从开口实验段处直接流入）
（2）支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流 中。支架的存在，产生对模型流场的干扰， 称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正 支架的影响，但很难修正干净。近来，正发 展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内 产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在 气流中。
（3）相似准则不能满足的影响
风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风 洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则， 或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验 很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚 跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它 在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行， 雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速 100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。 提高风洞雷诺数的方法主要有:
（4） 低速风洞模拟参数
Re数 低湍流度 湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及 其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常 的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等 均产生明显影响。
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
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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
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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
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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。
哈尔滨空气动力研究所及风洞简介
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（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，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
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NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。
用风洞作实验的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。
航空器设计中的风洞试验技术研究
航空器设计中的风洞试验技术研究在航空领域，航空器的设计是一个复杂而精细的过程，其中风洞试验技术扮演着至关重要的角色。
风洞试验能够模拟真实飞行环境中的气流情况，为航空器的设计提供关键的数据支持和性能评估。
风洞，简单来说，就是一个用于产生可控气流的装置。
它的工作原理是通过风扇或其他动力设备驱动空气流动，经过精心设计的管道和测试段，以模拟不同速度、高度和姿态下的气流条件。
在风洞试验中，航空器模型被放置在测试段内，通过各种测量设备和传感器，获取关于气动力、力矩、压力分布等重要参数。
风洞试验技术的应用范围非常广泛。
在航空器的初步设计阶段，风洞试验可以帮助设计师确定基本的外形和气动布局。
通过对不同外形方案的测试和比较，筛选出具有较好气动性能的设计概念。
在详细设计阶段，风洞试验则用于优化机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸，以提高航空器的升力、减小阻力、增强稳定性和操纵性。
风洞试验的类型多种多样。
低速风洞主要用于模拟航空器在起飞、着陆和低速飞行时的气流情况；高速风洞则能够模拟超音速和高超音速飞行条件；而跨音速风洞则专门用于研究航空器在跨音速区域（约08 至 12 倍音速）的复杂气动现象。
此外，还有低温风洞、高温风洞等特殊类型的风洞，以满足不同环境条件下的试验需求。
在进行风洞试验时，模型的制作是一个关键环节。
模型通常需要按照一定的比例缩小，并且要保证与真实航空器在外形、结构和表面粗糙度等方面具有相似性。
模型的材料选择也很重要，既要具有足够的强度和刚度，又要尽量减轻重量，以减少对试验结果的影响。
为了准确测量气动力和力矩，模型上会安装各种传感器，如压力传感器、应变片和天平系统等。
风洞试验中的测量技术也在不断发展和创新。
传统的测量方法包括压力测量、力和力矩测量等。
随着技术的进步，先进的测量手段如激光测速技术、粒子图像测速技术（PIV）和流动显示技术等得到了广泛应用。
这些技术能够提供更加详细和准确的流场信息，帮助研究人员深入了解航空器周围的气流特性。
国内0.6m跨音速风洞信息
您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座直流暂冲式跨超声速风洞；试验段截面尺寸为0.6m×0.6m。
有常压、增压和降速压三类运行方式。
投入使用时间1974-1-1风洞主要性能试验段尺寸：0.6米（宽）×0.6米（高）×1.9米（长）M数范围：0.4～4.5总温范围：273～（273+32）KRe数范围：（1.4～4.3）×106/m总压范围：（1.04～7.35）×105Pa动压范围：（0.62～8.50）×104Pa运行状态：2班/天、8000次/年马赫数分布标准差σMFL-23风洞流场品质轴向马赫数梯度dM/dx (1/m)：洞壁边界层：40～60毫米噪声：脉动压力系数≤153db风洞运行参数迎角范围：-10°～+50°侧滑角范围：-7°～+7°总压控制精度：△P0≤3‰马赫数控制精度：△M≤0.003一次吹风时间：≤40秒动力：风洞气源的容积V =10700m3、压力19.6×105Pa；气流压缩机功率4200千瓦；风洞测试设备天平：拥有系列化、量程配套各类天平，可以满足M=0.3～3.5范围试验要求压力传感器：量程（0-20）×105Pa 、测量精度（0.03）%电子扫描阀：量程（0-3）×105Pa、测量精度（0.05）%采集系统：测量通道64、采样频率10万次/秒、系统精度0.03%风洞收费标准面议风洞当前状况正常风洞所在地址四川绵阳211信箱，621000主要试验项目纵横向测力测压试验喷流、通气和铰链力矩试验抖振、颤振、动导数、表面脉动压力、噪声和湍流度测量级间分离试验马赫数0.6～0.9范围的自修正试验大攻角试验投放试验油流、激光蒸汽屏流动显示、PIV您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞回路示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座半回流暂冲式跨超声速风洞；增量吸入引射，可在较低气源压力和较小耗气量下运行;亚跨声速试验段可变开孔率；亚跨声速上下壁开孔，开孔率4.24%（0～8%可调），上下壁可在－10～10 范围内调节。
哈尔滨空气动力研究所及风洞简介
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（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，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
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NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。
用风洞作实验的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。
马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制
马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制黎石竹;蔡小舒;于剑锋;李殿玺;高阳;李俊峰;何乃波【摘要】The probe used for transonic flow measurement should be calibrated in a wind tun-nel with Mach number from subsonic to transonic.The Mach number at the outlet of the slotted nozzle is changeable due to the self-adaptive effect of the nozzle in different backpressure.There-fore,the wind tunnel equipped with the slotted nozzle may be operated from subsonic to ultrason-ic for calibrating the transonic probe.For studying the performance of the slotted nozzle with wet steam as the working medium and optimizing its structure,detail numerical simulation is carried out by solving 3-D N-S equations and the realizablek-εturbulence model.The numerical results show that converging curve、divergent section length and slot size may affect flow field character-istic of the nozzle seriously.In a certain range of backpressure and inlet pressure ratio,there are optimal convergent curve,divergent length and slot size.According to the results of the numeri-cal simulation,a wind tunnel equipped with the slotted nozzle is developed.The Mach number of the tunnel with wet steam as the working medium may be continuously varied from zero to 1 .6 . The experimental results show that the flow at the outlet of the nozzle with such optimal struc-ture are uniform and stable in a wide range of Mach number from zero to supersonic.It is quali-fied to meet the requirements of transonic probe calibrating.%用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。
飞行器设计中的风洞试验
飞行器设计中的风洞试验作为飞行器设计的必要流程之一，风洞试验在设计过程中起着至关重要的作用。
风洞试验不仅能够模拟真实的空气流场，还能够通过实验手段对飞行器的设计进行优化和改进，从而提高飞行器性能和安全性。
一、什么是风洞试验？风洞试验是一种通过模拟真实流场环境，利用模型进行试验研究的技术方法。
在飞行器设计中，通过风洞实验可以模拟不同速度和空气密度下的气流流动，测量模型的阻力、升力、侧力等物理数据，同时也能够观察流场现象，从而为飞行器的设计提供科学依据。
二、风洞试验的优点1. 实验环境稳定：风洞试验可以模拟出多种不同气流环境，同时也能够稳定地控制气流速度、风向、风角等参数，从而保证实验数据的可靠性。
2. 实验数据丰富：通过风洞试验，可以获得模型在不同气流环境下的阻力、升力、侧力等物理数据，从而为设计者提供了大量的关键参数。
3. 可以优化设计：通过对实验数据的分析和比较，设计者可以更好地理解飞行器在不同条件下的性能特点，从而做出优化设计，提高飞行器的性能和安全性。
三、风洞试验的种类1. 静态风洞试验：静态风洞试验是一种通过固定模型并在其上方喷射气流进行试验的方法。
静态风洞试验可以测试模型的耐风性和风噪声等特性，同时也能够获得模型在不同风速下的阻力和升力等物理参数。
2. 动态风洞试验：动态风洞试验是在静态风洞试验的基础上，增加了机械和电子设备用于控制模型的运动和姿态。
动态风洞试验可以更加真实地模拟飞行场景，同时也可以模拟临界空速等特殊气流环境。
3. 水洞试验：水洞试验是一种利用水流进行模拟试验的方法。
在水洞试验中，设计者可以利用液体的高密度和低黏性，模拟高速气流下的飞行器状态，从而获得模型的阻力、升力、推力等物理数据。
四、风洞试验的挑战和技术难点1. 气动噪声问题：风洞试验中，高速气流会产生强烈的气动噪声，这会对模型产生影响，并对实验者造成危害。
2. 模型装配和校准：在风洞试验中，模型的装配和校准会直接影响实验数据的准确性。
超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究
超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究
孙亚军;梁技;杨飞;章俊杰
【期刊名称】《振动与冲击》
【年(卷),期】2014(000)004
【摘要】某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计，跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。
颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。
设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行颤振风洞试验，根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析，得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。
研究表明，超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小，风洞试验结果与理论分析吻合较好，试验结果可以用于飞机的适航取证。
【总页数】5页(P190-194)
【作者】孙亚军;梁技;杨飞;章俊杰
【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海 201210
【正文语种】中文
【中图分类】V215.3
【相关文献】
1.机翼跨音速风洞颤振试验模型的计算分析 [J], 陈千一;窦忠谦;周铮;章俊杰
2.复合材料超临界机翼跨音速颤振实验与数值计算研究 [J], 窦忠谦;史爱明;杨永年;周铮
3.T型尾翼跨音速颤振模型风洞试验研究 [J], 张天肖
4.全尺寸机翼颤振风洞试验研究 [J], 王鹏飞;吕继航
5.大展弦比机翼几何非线性颤振风洞试验研究 [J], 曾惠华;刘钟坤
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风洞试验
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。
现代汽车风洞——上海地面交通工具风洞中心项目
总建 筑 面 积 ３ ３ ５ ７ １
平方米。建设项 目
包括 三 大部 分 ：汽 车风 洞试 验 室 、汽
车风 洞测 试 中心 和
管理中心、凤洞中
上 海 地面 交通 工具 风 洞 中心 。它 占地
面积约 １． 顷， ４ ２公
可以降低汽车研发的成本 ，更重要的 是将对我国汽车工业的 自 主研发起到 强大的推动作用，成为我国汽车工业 自主研发的公共技术服务平台。其不 仅可以测试轿车整车 ，还可以测试商 务车 、旅行车、卡车 ，甚至地铁车厢 和磁浮列车 ，从中找到最佳的车身造
国内前三大硬件都已具备 ，而汽车风 洞的施工建设 ，则标志着我 国汽车工
业从 此拥 有 了 自主研 发 的实验 手 段 。
低速风洞
在 现 代 大 型 汽 车 风 洞 中 可 以
科 技 聚
模 拟 汽 车 使 用 环 境 —— 温 度 范
围 ：－ ０℃ ～ ５ ４ ５℃ ； 湿 度 范 围 ： ｌ ０％ ～ ９ ５％ ； 模 拟 太 阳 能 量 ：
风洞也可以采用别的特殊气体或 压空气的是变密度风洞 ，用水代替空
气的 称为水 洞 。
直流 式 闭 口实验 段低 速风 洞是 典 流体 来代 替空 气 ，用压 缩 空 气代替 常
现代汽车工业的 自主研发必须拥
有 四大 设 施 ：试 车 场 、碰 撞 试 验 台 、 电 磁兼 容 试 验 台和 汽 车 风 洞 。 目前 ，
全及能耗低是该汽车风洞的特色。
通 过该 风 洞试 验 ，可 为新 车辆 造 洞试 验。如此往 返，抛开 来 回高 额 型 设 计 的 诸 种 方 案 模 型 进 行 现 场 测 运输费、汽车研发周期被拉长的损失 定 ；将 第一 手 的数据 对 各 设计 方案模 不算 ，按照欧洲风洞试验的收费标准 型 的优 劣进 行评 估 ；从减 小 车 身迎面 ３ ０ 欧元 ／ ０ ０ 小时，同一车型的风洞试
高超声速风洞试验介绍
高超声速风洞试验介绍摘要风洞即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备。
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。
它在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，这种实验方法，流动条件容易控制。
实验时，常将模型或实物固定在风洞中进行反复吹风，通过测控仪器和设备取得实验数据。
高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
本文主要介绍常规高超声速风洞和实验所用高超声速风洞。
1. 引言风洞（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流的流动，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异。
风洞种类繁多，有不同的分类方法。
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。
2. 高超声速风动高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。
高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。
高超声速风洞如要在风洞中获得更高 M数的气流（例如M≥5）,一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。
不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。
为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。
高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。
用数值模拟方法确定跨音速风洞几何参数
它对翼 型 实 验 影 响 很 大 。 由 于 昂 贵 的建 造 成 本 和
运 营 成本 ， 音 速 风 洞 大 多 不 会 被 建 地 很 大 ， 跨 因此 跨 音速 风 洞 或 多 或 少 存 在 一 定 的 洞 壁 干 扰 问题 。
的开 闭 比 等 。其 中 有 些 参 数 如 驻 室 高 度 、 闭 比 开
数 值模 拟 的方法 来 确定 相应 风 洞 的 最 优几 何 参 数 。 虽 然计 算所 得 的结 果 与 实 际的 情况 有一 些 偏 差 ， 但
括 上下 壁 的 干 扰 和 侧 壁 的 干 扰 。 上 下 壁 的 干扰 其
实是 一种 管道 效应 ， 主 要 由风 洞 壁 面和 壁 面 上 附 它 面层 的发 展 所 引 起 。侧 壁 干 扰 是 二 元 风 洞 所 独 有 的洞壁 干扰 ＇ 。本文 主 要研 究 上 下 壁 干扰 所 涉 及 ８ Ｊ 的驻室 高度 、 引射缝 高 度 以及 上 下 壁 开 闭 比对 风 洞 流场 的影 响 ， 进一 步 研 究 开 闭 比对 翼 型测 压 实 验 并
是通过计算流体力学 的方法可以降低设计成本 、 缩
２１ ０ １年 ７月 ４ 日收 到 第一作者简介 ： 屈 科 （ ９ ５ ） 男 ， 族 ， 北 工 业 大 学 航 空 学 院 １８ 一 ， 汉 西
流体力学硕 士研 究 生 ， 究方 向 ： 研 理论 与计 算 流 体力 学 。Ｅ ｍ ｉ ．ａ ： ＇ ｔ
跨音 速风 洞 最 大 的 特 点 就是 它 的 实 验 段 必 须 采 用 开孔 或开槽 的通气 壁 ， 且 外 面还 有 一 个 封 闭 的空 而 腔 ， 围实 验 段 ， 为 驻 室 。与 跨 音 速 风 洞 性 能 有 包 称 关 的几何参 数有 驻 室 高度 、 引射 缝 高 度 以及 通 气 壁
NF—6跨音速连续式风洞实验数据的实时采集与显示
关键词
跨音速风 洞
虚拟仪器
数据 采集
实 时显 示
中图法分类号
Ｖ １ ．５ ； ２ １７２
文献标志码
Ｂ
Ｎ —６风 洞 目前是 我 国第一 座增 压连 续 式跨 声 Ｆ
Ｎ —６风洞 与传统 暂 吹式 风洞相 比具 有较 高 的 Ｆ
速 风洞 ， 构简 图如 图 １所 示 。风 洞 实验 气 流马 赫 结 数设 计 范 围 为 ０ ２～１２， 内 气 压 可 从 常 压 增 至 ． ． 洞
０ ５ ａ 实 验 雷 诺 数 可 达 １ ．５ＭＰ ， ５×１ 。 ０ 。风 洞 配 有 两
运行效率 ， 在实验状态较多 的情况下能够显著减小 运行 成本 。相 应 地 ， 时 间 内产 生 的 数 据 量 较 大 。 短
这些 特点 为风 洞试 验 数 据 采 集提 出 了较 高 的要 求 ， 不仅 要求 用 于 风 洞 控 制 的各 类 传 感 器 和 模 型实 验 数据 采集 系统 能够 长 时 间 连续 工 作 ， 要 求 有 较 高 还
摘
要
连续式风 洞实验数据 的实时采集与显示对提高实验 效率和测 控技术 的发展具 有重 要意义 。详 细 阐述 了在 Ｌｂ ｎ ａＷｉ－
ｄｗ ／ Ｖ 环境下实现 实时气动力 系数的显示 ， ｏ ｓＣ Ｉ 并分析 了Ｎ ＿ ６风 洞各 系统 的拓 扑结构 、 Ｆ＿ 采集数 据类型 、 输方 式、 传 结构 原理 ， 以及 所采数据在风洞运行控制和模 型试验 中的作 用。Ｎ － ６风 洞的 实际运行表 明 ， 研制 的系统运 行稳定 、 Ｆ＿ 所 可靠性高 ， 满足
温 、 速箱 轴 温 、 滑 油 总 管 压 力 、 喘 阀 开 度 、 增 润 防 压
曝光我国最神秘的绵阳风洞群_亚洲最大航空风洞试验中心
曝光中国最神秘的绵阳风洞群：亚洲最大航空风洞试验中心曝光中国最神秘的绵阳风洞群：亚洲最大航空风洞试验中心出处：作者：akaaaa 时间：可能很多军迷对大大们发的一些图片茫然不知所云，有些人还嗤之以鼻，对此大大们又懒得科普。
不过作为军迷，大家要报以学习的态度，所以就需要科普贴的出现，本菜就在拿来些资料和大家一起学习，讨论。
绵阳风洞群——亚洲最大的航空风洞试验中心按气流速度分，风洞有亚音速风洞和超音速风洞两类。
小型风洞采用高速风扇提供风力，其风速都在两小时1200千米之内。
而中型与大型风洞采用事先储存的气体在短暂的几秒，甚至几毫秒中释放，形成威力巨大的冲击风力。
测试的对象越是先进高级，其检测的难度越大，风洞的规模也越大。
例如美国和俄罗斯，他们的风洞内可放进整架飞机，不像其他国家的中小型风洞只能蚂蚁啃骨头似地以零代整分别测试。
美国为了检测当前最昂贵的F一22隐形战斗机的特殊的菱形机身，动用了22种不同的风洞检测，得出机身表面每平方米的阻力系数仅为0．034。
而美国的航天飞机“哥伦比亚号”反反复复做各种不同的风洞俭测达3万多小时，点点滴滴丝毫无误，确保了其飞行的安全与正常运转。
然而建立一个大型风洞耗资非常巨大，美国在1968年建的一个大型风洞，就耗费了5。
5亿美元巨资，风洞是高科技设施，施工难度大，例如2．4米超音速风洞，仅在基础施工中便需浇注8000多吨水泥，打进地下的水泥柱多达700多个，最粗的达33米，其安装设备的难度也非常之高。
风洞检测除了应用于航空、航天器之外，在国民经济其他领域里也同样大显身手。
例如用于各种材料的抗压抗热试验，汽车、高速列车、船只的空气阻力、耐热与抗压试验等等。
2。
4米跨声速风洞巨大的圆形导流孔，高度超过两层楼位于四川省绵阳市安县的中国空气动力研究与发展中心是我国最大的空气动力学研究、试验机构。
主要运用风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段，广泛开展空气动力学、飞行力学和风工程诸领域的研究工作。
中科院力学所科技成果——JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞
中科院力学所科技成果——JF-12复现高超声速飞行
条件激波风洞
技术介绍
JF-12复现风洞可以复现高度25-50km、速度Ma5-9的飞行条件，风洞总长265m，喷管出口直径2.5m，试验段直径3.5m，实验时间超过100ms，比同类风洞提高1个量级，是国际最大、整体性能最先进的激波风洞，先后获得美国航空航天学会地面试验奖、国家技术发明二等奖、中科院杰出科技成就奖等。
应用领域
主要应用于航空航天高超声速飞行器气动力/热特性、关键部件分离、高马赫数冲压发动机、飞行器/发动机一体化、边界转捩实验等。
技术成熟度及应用案例
成功应用于国家重大专项和多项航天任务，在飞行器气动力／热
特性、关键部件分离、高马赫数发动机、飞行器带动力一体化等重大和特种试验方面发挥了不可替代的作用，具体案例视整体情况确定。
知识产权情况
JF-12复现风洞团队提出了系统的爆轰驱动激波风洞理论，发明了体系完整的复现风洞实验技术，研制成功国际首座复现高超声速飞行条件的超大型激波风洞，整体性能国际领先，成就了我国大型气动实验装备由仿制迈向创新自主研制的先例。
风洞及风洞风机
风洞及风洞风机摘要：本文介绍了空气动力学试验中最常用的风洞试验方法，较详细地说明了风洞的构造，风洞试验在飞行器设计和汽车设计方面的应用。
对风洞风机系统作了概述，着重阐述了在风机设计中起关键性作用的叶轮和叶栅。
关键词：风洞试验；应用；风机；叶轮；叶栅Wind Tunnel and Fan of Wind TunnelAbstract: In this paper, we introduced wind tunnel test method which is commonly used in air dynamics test, elaborated its structure and application of wind tunnel test in design of aircrafts and automobiles, and briefly accounted fan system of wind tunnel, then expounded impeller and cascade, which play an important part in fan design.Key words: Wind tunnel test; Application; Fan; Impeller; Cascade1风洞及其应用情况风洞是进行空气动力学试验的一项基本设备。
空气动力学是力学的一个分支，它主要研究物体在同气体作相对运动情况下的受力特性、气体流动规律和伴随发生的物理化学变化。
进行空气动力学试验有各种方法，例如利用自然风、旋臂机、火箭车、自由飞模型、携带试验、飞行器试飞以及风洞等。
每种方法都有它自己独特的优点，但其中最主要的还是风洞试验，其他方法远不如风洞试验那样被普遍使用，只能是风洞试验的一种补充。
1.1 风洞风洞，是指在一个按一定要求设计的管道系统内，用动力设备驱动一股速度可控的气流，根据运动的相对性和相似性原理对模型进行空气动力实验的一种设备。
一种跨音速颤振风洞试验模型表面维型装置[实用新型专利]
![一种跨音速颤振风洞试验模型表面维型装置[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/73ff45f6650e52ea541898ad.png)
专利名称：一种跨音速颤振风洞试验模型表面维型装置专利类型：实用新型专利
发明人：吴江鹏,庞连俊,宋海瑞,赵铁铭,王标,柏楠
申请号：CN201120536505.1
申请日：20111220
公开号：CN202485893U
公开日：
20121010
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型提供了一种跨音速颤振风洞试验模型表面维型装置，其特征在于：模型1的主框架由金属梁架2组成，金属梁架2内部填充聚氨酯泡沫3，表面毡4均匀的粘贴于模型1表面；所述维型装置表面不再涂漆处理，而是采用树脂粘贴表面毡于泡沫表面，提高了模型的强度水平和表面光洁度，解决了在跨音速风洞模型试验当中模型表面容易破损的问题。
申请人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
地址：110000 辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街40号
国籍：CN
代理机构：沈阳晨创科技专利代理有限责任公司
代理人：张晨
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解决方案-跨音速动态风洞
位于美国弗吉尼亚州汉普顿市美国宇航局（NASA）兰利研究中心的跨音速动态风洞是一座用于研究固定翼和旋转翼飞机的气动弹性力学的连续式跨音速风洞。
跨音速动态风洞的测试区域截面积约为1.5平方米，长约2.5米。
跨音速动态风洞被广泛运用于各种试验，包括推进系统测试、自由飞试验、颤振试验、抖振试验、空气声学试验，以及需要振颤抑制等实时主动控制的试验。
自1960年以来，几乎所有美国建造的运载工具、高性能军用飞机和商业运输飞机都在跨音速动态风洞进行了测试。
跨音速动态风洞的测试需要进行256个通道静态和动态信号的实时采集和显示，要求同步进行数据的采集、显示、存储、分析，并传输数据给实时控制系统进行模型控制。
该系统采用应变计、硅膜压力传感器、压阻式加速度计、热膜风速计等多种传感器来测量模型响应，并在需要时采用执行机构对模型进行控制。
传感器数据的时间相关性往往对研究模型动态响应至关重要，特别是在需要计算两个传感器数据相干特性的情况下。
即使在不同的程控增益下，测量系统也必须有出色的通道匹配性能，以避免在相干分析中引入误差。
在跨音速动态风洞进行的测试种类众多，涵盖从稳态流体测量到高速瞬态的颤振、抖振、空气声学测量模式。
测量系统的传递函数必须同时满足瞬态和稳态测试要求。
对于一套具有256个传感器的测试系统，在每次测试前，必须要能够自动验证测量系统的性能，最好还能检查传感器和电缆的健康状态。
长时间测试时，最好能连续监视传感器的激励电压或电流、传感器电阻来验证传感器的健康状态。
此外，全自动、可溯源的年度校准系统也是必不可少的。
解决方案：
为了比较各个信号调理系统供应商，美国宇航局购买了多套小型系统进行试用评估，并对硬件进行一系列严格的认证测试。
测试包括直流和交流增益精度、直流激励精度、直流稳定性、宽带和频谱噪声、全带宽/滤波频响、瞬态响应、通带平坦度、幅度、相位匹配。
美国宇航局最终选取了PFI28000信号调理系统对安装在测试模型上的256个传感器进行模拟信号调理。
此系统采用PFI28124四通道传感器调理插卡，共有256通道，安装在42英寸高的机柜中，28124插卡的输出连接到NI的PXI数据采集系统。
传感器和数据采集系统的连接布线通过28000的背板完成。
在不断开输出电缆的情况下，28124插卡可在28000机箱中灵活插拔。
28124插卡为美国宇航局使用的多种传感器的信号调理提供了高性能、高密度、完全程控的通用解决方案。
28124插卡为桥路式传感器提供恒压激励，为各种可变电阻传感器（如动应变计或RTD电阻温度计）提供PFI独创的2线/4线制（开尔文电桥）恒流激励。
每通道提供了三路独立带缓冲的输出：一路输出连接到PXI数据采集系统，另一路输出被工程师用来进行实时分析和模型控制，第三路输出连接到测试客户提供的数据采集系统，来记录重要的风洞参数和通道信息。
在驱动接地单端负载时，插卡支持以地为参考的输出，避免引入地回路现象。
输出可以独立程控加以滤波，也可旁路滤波器使用全带宽。
PFI平坦/脉冲(FLAT/PULSE) 滤波技术允许用户程控设置滤波器的频响特性。
在做瞬态测试或时域波形比较重要的测试，采用脉冲模式滤波。
脉冲模式具有出色线性相位响应特性，这是时域波形再现以及低过冲、低抖动的瞬态响应所必需的。
对于频域分析，采用平坦模式滤波将获得出色的传递函数平坦特性。
28124信号调理插卡的产品特色之一是：即使在各通道程控设置成不同增益的情况下也能拥有出色的幅度和相位匹配度。
滤波器在整个通带内具有0.1dB幅度和1°相位的匹配度，截止频率从1Hz到100kHz可编程。
由于风洞测试成本昂贵，而且有些实验不能重复，采集数据的机会往往只有一次，美国宇航局需要高性能、高可靠性设备确保有效地采集数据。
便捷的电缆、传感器健康状态监测功能使用户能够在第一时间发现问题，及时采取措施保全重要数据。
28000信号调理系统内置的测试硬件和软件允许用户轻松地进行一系列全自动的传感器和电缆健康状态检查。
系统采用PFI独创的动态分路校准技术来验证传感器电阻以及电缆电容产生的频响衰减。
所有的测试和测量系统都需要定期校准。
通常情况下，这意味着测试系统被拆解，插卡被拔出，并运到内部校准实验室或运回原厂。
这个过程需要30天的停机时间。
美国宇航局严格的测试进度不能允许每年1个月的停机时间，因此需要自动现场校准。
PFI系统内置的测试硬件和软件允许用户在现场执行NIST可溯源的校准测试，无需从机柜中移出系统。
为了满足更严格的校准要求，PFI的ACLASS认可的校准实验室可应客户需求为设备提供
ANSI/NCSL Z540-1-1994、ISO 17025:2005和ANSI/NCSL Z540.3-2006认证校准。
方案特点：
•针对风洞试验的256通道通用信号调理系统
•同一个放大器模块支持多种传感器信号
•提供对称恒压激励（零共模）或对称恒流激励
•全程控传感器桥路配置：1、2、4桥臂，120、350、1000欧姆桥
电阻：
•全程控恒流配置：2线/4线制（开尔文连接）
•无论增益如何设定，放大器都具有出色的幅度和相位匹配度
•程控低通滤波器，可选择平坦/脉冲（FLAT/PULSE）模式，适用于频域或时域分析
•程控低通滤波器截止频率范围：1Hz-100kHz
•程控交流/直流耦合
•每个通道具有三路缓冲输出，可独立程控设置滤波器；具有Ground Sense功能，驱动单端负载时，不会形成地回路
•高密度：256通道仅占用42英寸高的机柜空间
•传感器、电缆、信号调理器和数据采集器的自动验证
•独创AC Shunt Cal技术，用以评估包括传感器和电缆在内的系统交流响应
•全自动NIST可溯源的现场校准测试
•PFI的ACLASS认可校准实验室，可为所有设备提供ANSI/NCSL Z540-1-1994、ISO17025:2005和ANSI/NCSL Z540.3-2006认证校准。