实验流体力学4.风洞.ppt
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实验流体力学(4)
第一节 风洞试验装置
图6 单自由度的闭环磁悬挂系统
第一节 风洞试验装置
校准问题： 天平校准分为静校和动校两种。 利用校正装置对天平进行静态标定称为天平静
校。天平静校的目的是：证明天平能够受多大载荷； 测定每个分量的校准系数、灵敏度；测定天平的干 扰和变形；校验载荷数据的重复性，从而确定天平 使用公式和天平的精度、刚度和强度。
最早的水洞是英国C.A.帕森斯于1896年建造的。
第二节 水动力学试验装置
水洞有压力调节系统。水洞上游顶部的密闭箱中有自由水 面，水面上有空气，与真空泵连接。抽出空气时，可以降低试 验段中的压强，也可以增加试验段中的压强。水洞有去气系统， 以减少水中的空气含量；水通过管路进入去气塔，去气后回到 水洞。水洞的控制系统调控水流速度和压力，并且调控测试系 统和数据处理系统等。
➢ 除上述实验外，还有一些专门的测力实验，如铰链力矩测量 、摩阻测量、进气道阻力测量、马格纳斯力和力矩测量等， 这些都要有专门设计的天平。
第一节 风洞试验装置
(2) 测压实验 ➢ 风洞洞壁、模型表面上各点和气流中各点的当地压力参数测
量。 ➢ 风洞中最常见的测压实验是模型表面压力分布测量。模型表
面上直接开有测压孔。通过实验，可以了解局部流动特性并 积分出总的气动特性。常见的有飞行器测压、汽车测压和建 筑物测压等。
第一节 风洞试验装置
➢ 操纵面嗡鸣实验。操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于 翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用 而产生的单自由度不稳定运动。操纵面嗡鸣对马赫数很敏感 。发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致 结构的疲劳破坏。
➢ 非定常压力测量。这种测量是研究非定常气动力的基本手段 。测量方法有两种：
流体力学实验风洞
根据实验要求选择合适的测量设备， 并确保其精度和可靠性。
测量设备用于采集实验数据，包括压 力、速度、温度、湿度等参数，以及 流场显示和记录设备。
控制系统
控制系统负责对风洞进行全面监 控和调节，包括气流速度、压力、
温度等参数的控制。
控制系统通常采用自动化和智能 化技术，实现远程控制和数据采
集，提高实验效率和准确性。
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控制系统的稳定性和可靠性对风 洞的性能和实验结果具有重要影
响。
03
风洞实验的准备与操作
实验前的准备
实验设备检查
确保风洞设备完好，无故障， 所有部件都已正确安装。
实验材料准备
根据实验需求，准备合适的模 型、测量仪器等。
实验环境设置调整风洞内的温度、湿度等环境参数，确保实验条件的一致 性。
安全措施
风洞的种类
根据气流类型，风洞可分为直流式风洞和回流式风洞。直流 式风洞气流单向流动，主要用于模拟自由流场；回流式风洞 气流循环使用，主要用于模拟受限流场。
根据实验段截面形状，风洞可分为圆形风洞、矩形风洞和不 规则形状风洞等。不同截面形状的风洞适用于不同的实验需 求。
风洞的应用
风洞在航空航天领域应用广泛， 用于研究飞行器气动性能、气 动布局、飞行姿态等。
风洞也可用于汽车工业，研究 汽车空气动力学性能、造型优 化、风噪控制等。
此外，建筑、环境工程等领域 也广泛应用风洞进行流体动力 学实验。
02
风洞的构成
驱动系统
驱动系统是风洞的核心部分，负责产生和控制气流，为实验提供动力。
常见的驱动方式包括电动、气动和液压驱动等，根据实验需求选择合适的驱动方式。
风洞试验
《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 Body1932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。
假设一个物体浸在流动的流体中，在物体上某处形成的作用力F 只是下列六个参数的函数：即密度ρ、流速V 、某个特征尺寸D 、某个频率n 、流体粘性系数μ和重力加速度g 。
即ξεδγβαμρg n D V F d= (1)式中：ξεδγβα,,,,,为待定指数。
《风洞测力实验》课件
数据采集系统
01
数据采集系统是用于记录和分析实验数据的设备，包括传感器、放大器、数据 采集卡和计算机等。
02
传感器用于测量风速、压力、温度等参数，放大器用于将传感器信号放大，数 据采集卡用于将模拟信号转换为数字信号，计算机用于数据存储、处理和分析 。
03
数据采集系统的精度和采样频率对实验结果有重要影响，因此应选择高精度、 高采样频率的数据采集系统。
实验周期长
由于数据采集和处理需要大量时间，实验周期相 对较长。
对环境要求高
实验对环境的要求较高，如温度、湿度等，需要 严格控制。
实验的改进方向与展望
提高设备精度
通过引进更先进的设备和技术，提高数据采集和处理的精度。
优化操作流程
进一步简化操作流程，提高实验效率。
实验的改进方向与展望
• 加强环境控制：改进实验室环境控制设备，提高实验环境 的稳定性。
数设定、数据采集和结果分析等步骤。每一步操作都严格按照标准进行
，保证了实验结果的准确性和可靠性。
03
数据处理与分析
通过对实验数据的处理和分析，我们得出了不同翼型在不同风速下的受
力曲线，并对其进行了比较和解释。这些数据和结论对于后续的飞机设
计和空气动力学研究具有重要的参考价值。
实验的优缺点分析
数据准确性
将测试模型安装在风洞中，确保模 型牢固稳定。
数据记录
在实验过程中，实时记录各项测量 数据，如风速、模型受力等。
03
02
风速调整
根据实验需要，调整风洞内的风速 ，以获得稳定的实验条件。
实验结束处理
实验结束后，将模型从风洞中取出 ，整理实验数据和设备。
04
数据处理与分析
实验流体力学4
习题4-2 在汽车风洞试验中，试验装置如何
模拟真实大气与汽车之间的相对运动，又是 如何模拟地面和汽车、车轮之间的相对运动？
渡桥电厂（英）
为避免悲剧重演，像大型桥梁等的兴建，必须 进行相关风洞试验。
南京大胜关大桥
南京大胜关大桥的风洞试验：
南京大胜关大桥的风洞试验：
南京大胜关大桥的风洞试验：
风洞模型实验：
模型实验：
二.风洞的结构：
1.风洞的类型：
（参考 ：陈克城《流体力学实验技术》）
从构造上看，风洞分为直流式和回流式两种。
水动力学实验
一.水洞：
水洞
二.实验水池：
拖曳水池（船模水池）
船模实验室水池拖车（车速: 5m/s)
船池造波机
旋臂水池
实验水槽
自循环水槽
自循环水槽：
自循环水槽：
自循环水槽：
第4章 风洞和水槽实验
习题4-1 画简图表示直流式风洞与回流式风
洞分别由那些主要部分组成，说明各部分的 功用。
三.特殊用途风洞：
1.压力风洞（或称变密度风洞）： 压力风洞内的空气压强可调节到20多个大气压， 用于模拟大雷诺数流动，此种风洞一般采用环形回流 式风洞。
2.冰风洞： 冰风洞就是附有制冷系统的常规低速风洞，气温 可达-40˚C，可模拟飞机飞行中的结冰过程。
3.激波管风洞：
激波管风洞可获得10马赫以上的气流速度，气流 温度可达10000˚K。 4.大气边界层风洞：
(2).对扩散段的要求：
扩散段的主要作用是使气流扩张，降低流速，以恢 复静压。目的是减少能量损失，降低能耗。 1）.扩散段有一定的锥角，并尽量避免边界层 分离。
2).可采用分流板、漩涡发生器、边界层控制 器等方法防止边界层分离。
实验流体力学4_槽洞
扼流 阻塞 触发
4-2 超声速风洞
扼流
阻塞
触发
4-2 超声速风洞
M>1
第4章 风洞和水槽实验 § 4-3 水洞和实验水槽
水动力学实验
4-3 水洞和实验水槽 一、水洞
4-3 水洞和实验水槽 水洞
4-3 水洞和实验水槽 二、实验水池
拖曳水池（船模水池） 例. 内波阻力
4-3 水洞和实验水槽 船池造波机
可压缩流体流动
4-2 超声速风洞 航空发动机
4-2 超声速风洞
马赫数 Ma= u/c u<c 亚声速流 u=c 声速流 u>c 超声速流
超声速风洞试验
4-2 超声速风洞 超音速风洞 拉法尔喷管轴向压强分布
4-2 超声速风洞 收缩喷管出口的的膨胀波
4-2 超声速风洞 可控喉口调节超音速气流状态
超
空 USA The Office of Naval Research (ONR) The Naval
泡
Underwater Warfare Center (NUWC)
R.Kuklinski et al. Naval Undersea Warfare Center
Effect of ventilation flow on cavity stability
超 空 泡
超 空
PROTOTYPE WEAPON
泡 A future supercavitating torpedo based
on U.S. Navy design concepts
超 空 泡
SUBSEA GUNS to fire "kinetic-kill" projectiles
a supercavitating projectile with a muzzle velocity of 1,549 m/s, which exceeds the speed of sound in w据的修正 （1）试验段气流特性的影响 （2）支架阻力干扰
4-2 超声速风洞
扼流
阻塞
触发
4-2 超声速风洞
M>1
第4章 风洞和水槽实验 § 4-3 水洞和实验水槽
水动力学实验
4-3 水洞和实验水槽 一、水洞
4-3 水洞和实验水槽 水洞
4-3 水洞和实验水槽 二、实验水池
拖曳水池（船模水池） 例. 内波阻力
4-3 水洞和实验水槽 船池造波机
可压缩流体流动
4-2 超声速风洞 航空发动机
4-2 超声速风洞
马赫数 Ma= u/c u<c 亚声速流 u=c 声速流 u>c 超声速流
超声速风洞试验
4-2 超声速风洞 超音速风洞 拉法尔喷管轴向压强分布
4-2 超声速风洞 收缩喷管出口的的膨胀波
4-2 超声速风洞 可控喉口调节超音速气流状态
超
空 USA The Office of Naval Research (ONR) The Naval
泡
Underwater Warfare Center (NUWC)
R.Kuklinski et al. Naval Undersea Warfare Center
Effect of ventilation flow on cavity stability
超 空 泡
超 空
PROTOTYPE WEAPON
泡 A future supercavitating torpedo based
on U.S. Navy design concepts
超 空 泡
SUBSEA GUNS to fire "kinetic-kill" projectiles
a supercavitating projectile with a muzzle velocity of 1,549 m/s, which exceeds the speed of sound in w据的修正 （1）试验段气流特性的影响 （2）支架阻力干扰
风洞试验(精)PPT课件
仪表运转正常。 • 不大于上限荷载的20%，加1～2次。
.
8
• 2．正式疲劳试验
• （1）疲劳试验前的静载试验 • 目的：对比构件经受反复荷载后受力性能有何变
化。 • 每级取上限荷载的20%，临近开裂值时应适当加
密，荷载持续作用时间：10～15min。卸载：分 两次或一次。或等变形加载。 • （2）疲劳试验 • 调节疲劳机上下限荷载，示值稳定后读取第一次 动载读数以后每隔一定次数读取数据。 • 根据要求可在疲劳过程中进行静载试验。 • （3）破坏试验 • ①加疲劳荷载至破坏，得出承受荷载的次数。 • ②静载破坏试验。
目前，国内对疲劳试验采取对构件施加 等幅匀速脉动荷载，借以模拟结构构件 在使用阶段不断反复加载和卸载的受力 状态。
.
3
二、试验项目
1．对于鉴定性疲劳试验，在控制疲劳次 数内应取得下述有关数据，同时应满足 现行设计规范的要求。
（1）抗裂性及开裂荷载；
（2）裂缝宽度及其发展；
（3）最大挠度及其变化幅度；
.
16
温度计 湿度计 气压计 差压计
终端
多通道图像 跟踪装置
低速数据 采集装置
CPU
低速数据 采集装置
图像 显示系统
系统控制台
数据 处理系统
光电式 位移计
单点式风速计 多点式风速计
风压 传感器
.
振动 量测装置
应力 传感器
17
.
11
六、试件安装
1．严格对中 2．保持平稳 3．安全防护
.
12
§6-5 工程结构的风洞试验
一、风作用力对建筑物的危害 二、风荷载作用下的实测试验 三、风洞试验
.
13
一、风作用力对建筑物的危害
.
8
• 2．正式疲劳试验
• （1）疲劳试验前的静载试验 • 目的：对比构件经受反复荷载后受力性能有何变
化。 • 每级取上限荷载的20%，临近开裂值时应适当加
密，荷载持续作用时间：10～15min。卸载：分 两次或一次。或等变形加载。 • （2）疲劳试验 • 调节疲劳机上下限荷载，示值稳定后读取第一次 动载读数以后每隔一定次数读取数据。 • 根据要求可在疲劳过程中进行静载试验。 • （3）破坏试验 • ①加疲劳荷载至破坏，得出承受荷载的次数。 • ②静载破坏试验。
目前，国内对疲劳试验采取对构件施加 等幅匀速脉动荷载，借以模拟结构构件 在使用阶段不断反复加载和卸载的受力 状态。
.
3
二、试验项目
1．对于鉴定性疲劳试验，在控制疲劳次 数内应取得下述有关数据，同时应满足 现行设计规范的要求。
（1）抗裂性及开裂荷载；
（2）裂缝宽度及其发展；
（3）最大挠度及其变化幅度；
.
16
温度计 湿度计 气压计 差压计
终端
多通道图像 跟踪装置
低速数据 采集装置
CPU
低速数据 采集装置
图像 显示系统
系统控制台
数据 处理系统
光电式 位移计
单点式风速计 多点式风速计
风压 传感器
.
振动 量测装置
应力 传感器
17
.
11
六、试件安装
1．严格对中 2．保持平稳 3．安全防护
.
12
§6-5 工程结构的风洞试验
一、风作用力对建筑物的危害 二、风荷载作用下的实测试验 三、风洞试验
.
13
一、风作用力对建筑物的危害
风洞试验(精)PPT课件
2021
1
一、概述
1.疲劳的含义
结构物或构件在重复荷载作用下达到破坏时的强度比其静力强度要 低得多的现象。
2.疲劳试验的目的
了解在重复荷载作用下结构的性能及其变化规律。
3.国内外对结构构件的疲劳性能的研究比较重视的原因
（1） 普遍采用极限强度设计和高强材料，以至于许多结构处于高应 力状态下工作。
仪表运转正常。 • 不大于上限荷载的20%，加1～2次。
2021
8
• ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ．正式疲劳试验
• （1）疲劳试验前的静载试验 • 目的：对比构件经受反复荷载后受力性能有何变
化。 • 每级取上限荷载的20%，临近开裂值时应适当加
密，荷载持续作用时间：10～15min。卸载：分 两次或一次。或等变形加载。 • （2）疲劳试验 • 调节疲劳机上下限荷载，示值稳定后读取第一次 动载读数以后每隔一定次数读取数据。 • 根据要求可在疲劳过程中进行静载试验。 • （3）破坏试验 • ①加疲劳荷载至破坏，得出承受荷载的次数。 • ②静载破坏试验。
2021
9
五、疲劳试验的观测
1．疲劳强度
科研性试验是以疲劳极限强度和疲劳极限荷载作为最大的 疲劳承载能力。构件达到疲劳破坏时的荷载上限值和应力 最大值分别为疲劳极限荷载和疲劳极限强度。
为了得到给定疲劳应力比值（值）条件下的疲劳极限强度 和疲劳极限荷载，一般采取的办法是:
根据构件实际承载能力，取定最大应力值 max，作疲劳试验， 求得破坏时荷载作用次数n，从 与 mna双x 对数直线关系中 求得控制疲劳次数下的疲劳极限强度，作为标准疲劳极限 强度。它的统计值作为设计验算时疲劳强度取值的基本依 据。
2021
3
二、试验项目
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。
第二讲流体力学实验设备-风洞
马赫数：M V
低速风洞中主要满足Re数相等。 超音速风洞中主要满足马赫数相等。 亚音速或跨音速风洞中很难兼顾，达不到所需Re 数。
5
a
风洞壁的干扰（边界干扰），模型支架的干扰，实 验段气流特性和实际流场的差异等 实验数据需要进行修正。
6
实验模型的安装支架
7
5. 风洞的分类 （1）按风洞实验段中气流速度V的大小来分 低速风洞：气流速度V<100m/s，马赫数M<0.3，分为回 流式和直流式，不考虑压缩性的影响，最常见的风洞。 高亚音速风洞： 马赫数0.3<M<0.8，外形与低速风动相 似，风扇驱动功率较大，一般为两级以上的轴流式风 扇，回流管道中需装冷却器或换气系统。 跨音速风洞：马赫数0.8<M<1.5，工作段双层结构，内 外层间称为驻室（压力可调）。内层壁面开有孔或槽， 消除模型激波反射现象和低超音速时的模型壅塞。
收缩段、实验段和扩散段
25
动力段：通过调节风扇的转速来调节实验段内的气流 速度，可用可控硅整流器提供直流电，直流电动机带动 风扇，实现无级调速，转速稳定。也可用变频器调速。
风扇
26
坐标架：风洞的配套设备，固定模型、测量探头 和模型支架等，采用高精度步进电机驱动，二维或 三维移动。 测量设备 测力：气动力天平，测量模型上所承受的力和力 矩。测力实验得到的是流场的综合结果，不能分析 产生气动力的原因。 测压：模型表面的压力分布。 测速：二维或三维速度分布，流场结构。
31
天津大学流体力学实验室低速回流式风洞（建成于1964年） 速度1-40米/秒，来流背景湍流度0.2%，试验段0.6*0.8*1.5
32
33
§2.3 烟风洞
《风洞测力实验》课件
安全第一
在实验过程中要注意安全问题，佩戴必要的防护装备。
仪器校准
在实验前确保仪器的准确性，尽量减小误差。
数据记录
准确记录实验过程中的数据，以便后续分析。
实验结果展示
数据与图表
我们将展示实验结果的数据和图表，以便更清晰地 展示实验现象。
结果分析
通过对实验结果的分析，我们可以得出一些有意义 的结论。
实验总结
《风洞测力实验》PPT课 件
欢迎来到本次关于风洞测力实验的PPT课件。在这个课件中，我们将介绍风洞 测力实验的目的、意义以及实验过程中需要注意的事项。
实验简介
风洞测力实验旨在通过模拟不同风速和风向，测试物体在空气中的力学特性。 我们将详细介绍此实验的物理量和测量方法。
实验装置
装置构成
风洞实验装置由风洞本体、风机、测量传感器和数 据采集系统组成。
装置原理
风洞通过控制风流的速度和方向来模拟真实环境中 的空气流动，以便进行力学实验。
设备展示
以下是实验装置的图片和示意图，帮助您更好地理 解。实源自步骤11. 实验前准备
检查实验装置，调整实验参数，确保一
2. 实验操作
2
切就绪。
开启风洞风机，开始测量。
3
3. 实验后处理
处理测量数据，分析实验结果。
实验注意事项
通过风洞测力实验，我们深入了解了物体在不同风速和风向下的力学特性。 在总结中，我们将总结实验结果、经验，并展望未来可能的研究方向。
参考资料
以下是一些实验相关的资料和文献，供您进一步了解风洞测力实验。
在实验过程中要注意安全问题，佩戴必要的防护装备。
仪器校准
在实验前确保仪器的准确性，尽量减小误差。
数据记录
准确记录实验过程中的数据，以便后续分析。
实验结果展示
数据与图表
我们将展示实验结果的数据和图表，以便更清晰地 展示实验现象。
结果分析
通过对实验结果的分析，我们可以得出一些有意义 的结论。
实验总结
《风洞测力实验》PPT课 件
欢迎来到本次关于风洞测力实验的PPT课件。在这个课件中，我们将介绍风洞 测力实验的目的、意义以及实验过程中需要注意的事项。
实验简介
风洞测力实验旨在通过模拟不同风速和风向，测试物体在空气中的力学特性。 我们将详细介绍此实验的物理量和测量方法。
实验装置
装置构成
风洞实验装置由风洞本体、风机、测量传感器和数 据采集系统组成。
装置原理
风洞通过控制风流的速度和方向来模拟真实环境中 的空气流动，以便进行力学实验。
设备展示
以下是实验装置的图片和示意图，帮助您更好地理 解。实源自步骤11. 实验前准备
检查实验装置，调整实验参数，确保一
2. 实验操作
2
切就绪。
开启风洞风机，开始测量。
3
3. 实验后处理
处理测量数据，分析实验结果。
实验注意事项
通过风洞测力实验，我们深入了解了物体在不同风速和风向下的力学特性。 在总结中，我们将总结实验结果、经验，并展望未来可能的研究方向。
参考资料
以下是一些实验相关的资料和文献，供您进一步了解风洞测力实验。
流体力学实验_风洞
1
3. 风洞的功用
（1）空气动力学和流体力学基础性研究 各种翼型的气动力特性：压缩性和粘性附面层的 影响，翼型上附面层的控制，激波与附面层的干扰和 传热的影响，三元机翼的气动力特性，飞行器再入大 气的气动热等空气动力学的基本规律 圆柱绕流、钝体绕流等流动特性和涡旋结构 大气扩散规律 湍流（各向同性湍流、边界层、可压缩湍流）流 动结构 为理论流体力学和计算流体力学提供实验资料
我国已建成第一座大型立式风洞，总高55m，实 验段直径5m，中心最大风速可达50m/s。
13
§6.2 低速风洞
低速风洞可分为： 直流式低速风洞：构造简单，占用空间较大 回流式低速风洞：气流通过实验段后再通过管道
循环一周回到实验段中，构造复杂，所需空间较小 单回流式：最常用的型式 双回流式：比较大型的风洞 环形回流式：变密度风洞，风洞强度较高
(
R0 R1
)2
] [1
1
x0 (x
)2
]3
R1
3 x0
R
R0
x x0
19
实验段：安装模型进行实验的工作段，气流速度最 大最均匀的一段（截面积最小），实验段的截面形状 有圆形、方形、长方形、八角形等。
开口实验段：模型安装方便，观测容易。气流的能 量损失大，气流品质较差。实验段长度为1~1.5R0。
闭口实验段：装有透明观察窗，气流均匀区域大， 能量损失小。模型装卸不方便。实验段长度为 2~2.5R0。
实验段的气流特性是设计风洞、评价风洞性能的主 要指标之一。
20
实验段气流品质的要求： 气流稳定性
风速的相对变化来表示：
V V V 0.25% VV
12
水平式风洞和立式风洞（按实验段气流方向）
3. 风洞的功用
（1）空气动力学和流体力学基础性研究 各种翼型的气动力特性：压缩性和粘性附面层的 影响，翼型上附面层的控制，激波与附面层的干扰和 传热的影响，三元机翼的气动力特性，飞行器再入大 气的气动热等空气动力学的基本规律 圆柱绕流、钝体绕流等流动特性和涡旋结构 大气扩散规律 湍流（各向同性湍流、边界层、可压缩湍流）流 动结构 为理论流体力学和计算流体力学提供实验资料
我国已建成第一座大型立式风洞，总高55m，实 验段直径5m，中心最大风速可达50m/s。
13
§6.2 低速风洞
低速风洞可分为： 直流式低速风洞：构造简单，占用空间较大 回流式低速风洞：气流通过实验段后再通过管道
循环一周回到实验段中，构造复杂，所需空间较小 单回流式：最常用的型式 双回流式：比较大型的风洞 环形回流式：变密度风洞，风洞强度较高
(
R0 R1
)2
] [1
1
x0 (x
)2
]3
R1
3 x0
R
R0
x x0
19
实验段：安装模型进行实验的工作段，气流速度最 大最均匀的一段（截面积最小），实验段的截面形状 有圆形、方形、长方形、八角形等。
开口实验段：模型安装方便，观测容易。气流的能 量损失大，气流品质较差。实验段长度为1~1.5R0。
闭口实验段：装有透明观察窗，气流均匀区域大， 能量损失小。模型装卸不方便。实验段长度为 2~2.5R0。
实验段的气流特性是设计风洞、评价风洞性能的主 要指标之一。
20
实验段气流品质的要求： 气流稳定性
风速的相对变化来表示：
V V V 0.25% VV
12
水平式风洞和立式风洞（按实验段气流方向）
风洞试验技术介绍及应用课件
建筑领域
建筑风工程研究
风洞试验在建筑领域主要用于研究建筑物的风工程性能， 如风压、风载等。通过风洞试验，可以评估建筑物的抗风 能力，为建筑设计提供依据。
建筑结构优化
风洞试验可以帮助优化建筑物的结构设计，通过改进建筑 物的抗风性能，可以提高建筑物的稳定性和安全性。
城市规划与环境影响评估
风洞试验可以模拟建筑物和城市规划对周围环境的影响， 用于评估城市规划方案的环境影响和安全性。
动态相似
在风洞试验中，需要保证模型上的气流速度与真 实世界中的气流速度成比例关系，以便实现动态 相似。
雷诺数相似
雷诺数是一个描述流体流动状态的参数，风洞试 验中需要保证模型与真实物体在雷诺数上相似。
03 风洞试验技术分 类
低速风洞
主要用于模拟大气边界层内的流动现象。
低速风洞主要用于模拟大气边界层内的流动现象，如飞机、汽车等地面交通工具 的空气动力学性能测试。由于低速气流中不存在音障，因此低速风洞的试验速度 较低，通常在亚音速范围内。
环境工程领域
气象与气候研究
环境工程设计
灾害预警与防控
风洞试验在环境工程领域可用 于研究气象和气候变化对环境 的影响。通过模拟不同气候条 件下的气流运动，可以研究气 候变化对环境的影响和预测未 来气候变化趋势。
风洞试验可以为环境工程设计 提供依据，如风电场选址、环 保设施布局等。通过模拟气流 运动和环境因素，可以评估设 计方案的有效性和可行性。
现代发展
随着科技的不断进步，风洞试验技术也在不断改 进和完善，应用领域也更加广泛。
风洞试验技术的应用领域
航空航天
风洞试验技术在航空航天领域 的应用最为广泛，主要用于飞 行器的空气动力学性能测试。
汽车工业
实验流体力学4_槽洞
超 空 泡
超 空
PROTOTYPE WEAPON
泡 A future supercavitating torpedo based
on U.S. Navy design concepts
超 空 泡
SUBSEA GUNS to fire "kinetic-kill" projectiles
a supercavitating projectile with a muzzle velocity of 1,549 m/s, which exceeds the speed of sound in water.
4-1 低速风洞
减阻与 审美结合
4-1 低速风洞 五、气动载荷的测量方法
风洞天平示意图
1. 升力(垂直力) 2. 阻力 3. 侧力 4. 滚转力矩 5. 偏航力矩 6. 俯仰力矩
4-1 低速风洞 内式应变天平
阻力测量的元件布片与桥路设置准
闭口实验段直流式风洞
4-1 低速风洞
闭口实验段回流式风洞
1. 蜂窝器、2. 阻尼网、3. 收缩段、4. 实验段、5. 扩 散段、6. 导流片、7. 动力段、8. 拐角段、9. 圆筒段
4-1 低速风洞 2. 风洞的主要部件及功能
(1) 实验段 气流均匀、稳定 气流方向偏角小 有合乎要求的湍流度 洞壁干扰修正，消除“水平浮力” 探测并消除分离源
可压缩流体流动
4-2 超声速风洞 航空发动机
4-2 超声速风洞
马赫数 Ma= u/c u<c 亚声速流 u=c 声速流 u>c 超声速流
超声速风洞试验
4-2 超声速风洞 超音速风洞 拉法尔喷管轴向压强分布
4-2 超声速风洞 收缩喷管出口的的膨胀波
超 空
PROTOTYPE WEAPON
泡 A future supercavitating torpedo based
on U.S. Navy design concepts
超 空 泡
SUBSEA GUNS to fire "kinetic-kill" projectiles
a supercavitating projectile with a muzzle velocity of 1,549 m/s, which exceeds the speed of sound in water.
4-1 低速风洞
减阻与 审美结合
4-1 低速风洞 五、气动载荷的测量方法
风洞天平示意图
1. 升力(垂直力) 2. 阻力 3. 侧力 4. 滚转力矩 5. 偏航力矩 6. 俯仰力矩
4-1 低速风洞 内式应变天平
阻力测量的元件布片与桥路设置准
闭口实验段直流式风洞
4-1 低速风洞
闭口实验段回流式风洞
1. 蜂窝器、2. 阻尼网、3. 收缩段、4. 实验段、5. 扩 散段、6. 导流片、7. 动力段、8. 拐角段、9. 圆筒段
4-1 低速风洞 2. 风洞的主要部件及功能
(1) 实验段 气流均匀、稳定 气流方向偏角小 有合乎要求的湍流度 洞壁干扰修正，消除“水平浮力” 探测并消除分离源
可压缩流体流动
4-2 超声速风洞 航空发动机
4-2 超声速风洞
马赫数 Ma= u/c u<c 亚声速流 u=c 声速流 u>c 超声速流
超声速风洞试验
4-2 超声速风洞 超音速风洞 拉法尔喷管轴向压强分布
4-2 超声速风洞 收缩喷管出口的的膨胀波
流体力学实验风洞
Vi为第i个测点的气流速度，n为测点数，V
1
n
n
Vi
i 1
或用动压的均方根偏差来表示：
q
1 n ( qi q )2 0.5% n 1 i1 q
22
• 方向均匀性
气流的流动方向与风洞轴线的夹角不大于 0.5
• 湍流度要求
低湍流度风洞： 0.08%
一般低速风洞： 0.16%
• 轴向静压梯度
29
拐角：一般风洞设计中气流要通过四个90的拐角。 气流经过拐角时容易发生流动分离，产生旋涡，造成 流动不均匀和脉动。能量损失大。
在拐角处需布置导流片，采用大弯度的翼型。 回流段：作为气流的回路，同时起扩压的作用，面 积逐渐扩大。 风扇段：使通过风扇的气流恢复平直，风扇后需装 置反扭导流片和整流罩等。
大气边界层模拟装置尖劈粗糙元格栅挡板等35大气边界层的模拟装置布置图尖劈示意图36大气边界层平均风速和湍流度分布剖面的模拟37风环境和污染扩散38高层建筑体育场会展中心各种建筑物的风压分布39电视塔的气动特性40同济大学tj3风洞试验段尺寸是宽15m高2m长14m其风速范围02176ms连续可调是国内最大的边界层风洞居世界同类风洞第二位可以进行跨度超过2000m的超大跨桥梁的全桥气弹模型风洞试验大跨屋盖结构风荷载试验及环境扩散等试验4165汽车风洞汽车风洞的主要作用
为理论流体力学和计算流体力学提供实验资料
2
风洞实验和数值计算结果的比较和验证
3
（2）工程性的实验项目 航空航天：飞行器或其他部件模型的升阻力实验、 压力分布实验、流场测量实验、颤振实验等，确定飞 行器的气动力特性，为气动设计提供科学依据
风工程：高层建筑物、高大烟囱、电视塔、桥梁、 大跨度结构物的风力载荷 交通：交通工具的气动阻力和稳定性实验 能源：风力发电、流体机械叶轮机性能 空调效率 环保工程：污染源扩散、环境评价、合理布局 计量工程：校测各种测速仪器
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为此，应运而生出现了许多"大气边界层风洞 "。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 地面"风"的运动情况(称为大气边界层)。国内 已出现了十几座这样的风洞。
3.2 风洞试验模拟的不足及其修正
风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全 准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足 主要有以下三个方面。与此同时，相应也发 展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固 点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围34078K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马 赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。
我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空
气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速 风洞，串联双试验段：8米×6米和16米×l2米， 风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成 具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4 米，马赫数0.6-1.2。
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:
（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
（1）边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中， 气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流 线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影 响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量 把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)， 并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但 这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模 型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称 为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性 和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速 地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验 段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
第三章 风 洞 （Wind Tunnel）
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
型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群
等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模 拟实物的刚度 (即弹性模型)，测量"风振特性"。这 方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥， 一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致
桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广
泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型， 在风洞中进行防止污染和扩散的试验。
风洞应用扩大到一般工业
随着工业技术的发展，从60年代开始， 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。反映各行各业的发展 越来越需要空气动力学和风洞试验的参与， 已经形成了新的学科：“工业空气动力学” 和“风工程学”
汽车风洞、气象风、环保风洞、风沙风洞
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%。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
3.1 风洞的发展
世界上最早的风洞是1871年英国Wenhan在格 林威治建造的（45.7×45.7cm，长3.05m）；
美国的莱特兄弟 (O.Wright和W.wright)于 1901年制造了试验段0.56米2，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。风洞的大量出现是在20世纪中叶。
（4）提高Re的方法
增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和 风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的 全尺寸风洞。
增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数 风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国 也正在研制这种高雷诺数风洞。
降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质， 在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。 世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国 也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞 士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超 声速风洞，试验段面积0.4米×0.4米，马赫数(风速与 声速之比）2;
适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界 最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米×4.88米， 马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航 天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的 高超声速风洞。
为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的 相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造 成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放 进试验段中吹风)，试验段面积24.4米×12.2米，风速 150m/s，功率10万kW。
1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米 ×4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4 万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8×106。