空气动力学风洞实验-西安交大-航天学院
空气动力学中的风洞试验技术研究
空气动力学中的风洞试验技术研究一、前言空气动力学是介于流体动力学与空气动力学之间的微小区域的流体动力学，主要研究气体对于运动和静止物体的影响，是流体动力学和气体动力学的交叉领域。
而在空气动力学中的风洞试验则是研究航空航天、汽车、火箭、潜水器等工业领域的必要手段。
二、风洞试验的基本概念风洞试验是一种将模型置于某种流体中，通过模拟流体环境，获得模型所受到流体压强的方法。
其主要用途是对建筑物、桥梁、航空器、飞行器、汽车等物体进行空气动力学试验。
风洞试验的基本原理是根据模型的大小要求，采用比例模型，通过风洞进行试验。
三、风洞试验技术1.模型制作技术模型是风洞试验的主要研究对象，其制作技术的好坏直接影响到试验结果。
在模型制作中，首先要根据模型的大小要求选择合适材料，然后根据要求加工成合适形状。
由于模型大小比较小，所以在加工过程中要做到精度、细节，对加工设备也要有很高的要求，通常需要采用微机数控机床、激光加工等先进的加工手段。
2.测试设备的研发风洞试验通常需要依靠一整套的测试设备，包括风洞、控制仪器、数据采集等设备。
风洞的设计、制造和使用对风洞试验的质量和效果有直接影响。
在风洞设计中，要考虑风洞内部的气流流向、速度、温度、湿度等因素，同时还要考虑噪音、晃动等因素，确保试验的准确性。
3.实验原理与操作方法研究风洞试验的原理和操作方法是风洞试验技术中的重要部分。
在实验前，需要制定实验方案并根据方案进行操作。
实验过程中需要注意实验数据的采集和处理，以减小误差的影响。
同时，在试验中还需要掌握实验过程中的各项指标和数据变化规律，以此推导模型的飞行性能和气动特性。
四、风洞试验的发展趋势目前，随着科技的发展，新的材料和技术不断涌现，并且人们对飞行性能和气动特性的研究也逐渐深入，风洞试验技术也在不断发展。
未来，风洞试验技术将逐渐向高速、高精度、高可靠性、高自动化等方向发展，同时还需要与计算机仿真技术、数据分析和处理技术等方面的技术联合，以提高风洞试验技术所获得数据的准确度和可靠性。
空气动力学实验报告
实验一边界层流动测量实验摘要：边界层，又称为流动边界、附面层，它是流体流动过程中，紧贴壁面的粘性阻力不可忽略的一层薄薄的流体，它对主要流体运动的影响很大。
自普朗特提出该概念起，边界层研究就一直是流体力学研究中一个焦点和难点课题。
本实验通过热线风速仪测量距离凹口平板前缘不同位置点流体的速度分布情况，并对实验数据加以分析处理，从而确定出在不同工况中的边界层的厚度、位移厚度，以及避免粘性力等参数，最终分析边界层的特性。
关键词：边界层，热线风速仪，粘性力，雷诺数，拟合，标定1.实验简介此次实验是在一个开口式风洞中进行的，该风洞试验段截面尺寸为：500mm*500mm。
设置风洞风机的运行频率为20Hz和30Hz、，利用热线风速仪测量凹槽分离点20mm的边界层上的速度分布。
然后用两种不同的方法拟合热线风速仪实验前后标定曲线，得出标定误差值，从而分析比较这两种拟合方法的优缺点，并分析出实验中热线性能的稳定性。
2.实验步骤1)将皮托管固定在风洞试验段，轴线和来流速度方向平行。
记录皮托管标定系数k。
皮托管静压连接到压力传感器负压接口，皮托管总压连接到压力传感器通道1；2)热线风速仪探头安装在二位坐标架上，连接热线探头与恒温控制器输入、输出。
此时热线恒温控制器切勿通电！将热线探头移至和皮托管同一高度；3)热线输出连接到数据采集卡AI0，皮托管输出连接到数据采集卡AI1；4)将热线恒温控制器通电，打开MATLAB热线风速仪标定程序“hw calibration.m”，改变文件名运行程序；5)将热线移动至测量点（距离凹腔分离点X=20mm）上方自由来流中，调整风洞风速，风机运行频率f=30Hz, MA TLAB运行热线速度分布测量程序“hw measurement.m”改变文件存储名称。
改变风洞风速，风机运行频率f=20Hz,重复步骤4；6)打开MATLAB热线风速仪标定程序’hw calibration.m’，改变标定参数存储文件名，重新运行标定程序。
空气动力学风洞实验技术改进与模拟效果验证
空气动力学风洞实验技术改进与模拟效果验证1. 引言空气动力学风洞实验技术是航空航天工程研究中不可或缺的重要手段。
通过模拟真实飞行条件下的空气动力学特性，可以获取航天器在各种飞行状态下的气动力等关键参数，为飞行器设计和性能优化提供科学依据。
然而，传统的空气动力学风洞实验存在一些局限性和挑战性，因此，对其进行技术改进和模拟效果的验证具有重要意义。
2. 传统空气动力学风洞实验技术的局限性2.1 流场干扰传统风洞实验中，由于模型置于风洞中，风洞模型周围的流场会受到风洞边界的约束和模型自身的干扰，导致实验结果不够准确。
特别是在高速飞行的情况下，流动的非定常性会对实验结果产生较大影响。
2.2 缩尺效应传统风洞实验要将真实的飞行器模型缩小到适合实验的尺寸，从而引入了缩尺效应。
这种缩尺会导致模型和真实情况之间存在差异，限制了实验结果的准确性。
2.3 成本和时间传统风洞实验需要建造和维护昂贵的设施，并且实验周期较长。
这种高成本和长周期使得研究者在进行风洞实验时的资源投入产出比不理想。
3. 空气动力学风洞实验技术改进为了克服传统风洞实验的局限性，许多改进措施被提出和研发，以提高实验的准确性和可靠性。
3.1 高精度测量技术应用先进的测量技术，如全场测量技术和红外测温技术，可以实时获取模型周围的气动力和温度分布信息。
这些信息可以提供给研究者更准确的实验数据，帮助分析和评估飞行器的性能和改进潜力。
3.2 数值模拟辅助将计算流体力学（CFD）等数值模拟方法与实验相结合，可以通过模拟飞行器在不同环境和工况下的空气动力学特性，辅助实验设计和实验结果的验证。
数值模拟还可以帮助解释实验中产生的异常结果，指导实验优化和改进。
3.3 非定常风洞技术非定常风洞技术能够模拟真实飞行中的流动非定常性。
通过改变风洞入口的风速和风向来模拟飞行器在各种飞行状态下的流场特性，进一步提高实验结果的准确性。
非定常风洞技术在航空领域的应用有很大潜力。
4. 模拟效果验证为了验证改进的空气动力学风洞实验技术的有效性，可以进行实验数据与数值模拟结果的对比分析。
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
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
风洞实验报告引言：风洞实验作为现代科技研究的重要手段之一，广泛应用于航空航天、汽车工程、建筑结构等领域。
本报告将围绕风洞实验的原理、应用以及相关技术展开探讨，旨在加深对风洞实验的理解和应用。
一、风洞实验的原理风洞实验是通过利用风洞设备产生流速、温度和压力等环境条件，对模型进行真实环境仿真试验的一种方法。
其基本原理是利用气体流动力学的规律，使得实验模型暴露在所需风速的气流中，从而通过测量模型上的各种力和参数来分析其气动性能。
二、风洞实验的应用领域1.航空航天领域风洞实验在航空航天领域有着广泛的应用。
通过风洞实验，可以模拟不同飞行状态下的风载荷，评估飞机、火箭等载体的稳定性和安全性，在设计和改进新型飞行器时提供可靠的数据支撑。
2.汽车工程领域风洞实验在汽车工程领域同样具有重要意义。
通过对汽车模型在高速风场中的测试，可以优化车身外形设计，降低气动阻力，提高燃油效率。
此外，风洞实验还可用于汽车内部气流研究，如车内空调流场、风挡玻璃除雾等。
3.建筑工程领域在建筑工程领域，风洞实验可以帮助研究风荷载对建筑物结构产生的影响，以提高建筑物的抗风性能。
通过模拟真实的气流环境，可以评估建筑物在不同风速下的应力、应变分布情况，为工程设计和结构优化提供依据。
三、风洞实验技术1.气流控制技术气流控制技术是风洞实验中必备的关键技术之一。
通过对风洞内流场进行合理设计和调整，可以实现不同速度、湍流强度和均匀度的气流条件，以保证实验的准确性和可重复性。
2.试验模型制作技术试验模型制作技术对于风洞实验的结果具有重要影响。
模型的准确度和还原程度直接关系到实验数据的可靠性。
现如今，各类先进材料和加工技术的应用，使得模型制作更加精准和高效。
3.数据采集和分析技术风洞实验所得数据的采集和分析是判断实验成果的关键环节。
当前，数字化技术的快速发展为数据采集和分析提供了强有力的支持。
传感器、图像处理等先进技术的应用，使得实验数据获取更为精确和全面。
“课程思政”背景下航空航天专业课程的改革与实践
“课程思政”背景下航空航天专业课程的改革与实践［摘要］针对西北工业大学的航空航天专业课程，围绕其教学目标、教学内容、教学设计、考核方式等，本着“知识传授、能力培养、价值塑造”三位一体的教育理念，挖掘其中潜在的思政元素，探索性地对专业课程教学进行改革，旨在将思政元素渗透性、浸润性地融入工科专业课程中。
以两个教学实践片段为例进行教学改革实践，并对其预设成效进行评估，所提出的航空航天专业课程改革路径将对推进西北工业大学专业课程思政实践具有重要的引导作用。
［关键词］课程思政；航空航天；专业课程；教学改革［基金项目］2019年度国家自然科学基金面上项目“高超声速飞行器力-热-结构多物理场单向耦合/双向耦合边界探究”（11972294）［作者简介］谢丹（1986—），女，陕西西安人，工学博士，西北工业大学航天学院副教授，硕士生导师，主要从事气动弹性力学和非线性动力学研究；代洪华（1986—），男，山东聊城人，工学博士，西北工业大学航天学院教授，博士生导师，主要从事空间操作研究。
［中图分类号］G642.0［文献标识码］A［文章编号］1674-9324（2021）09-0059-04［收稿日期］2020-12-29一、课程思政的内涵与特点课程思政指以构建全员、全程、全课程“三全育人”格局的形式将各类课程与思想政治理论课同向同行，形成协同效应，把“立德树人”作为教育的根本任务的一种综合教育理念[１]。
全面推进课程思政建设，就是要寓价值观引导于知识传授和能力培养之中，构建“三位一体”育人体系，帮助学生塑造正确的世界观、人生观、价值观，这是人才培养的应有之义，更是必备内容[２]。
2016年12月，习近平总书记在全国高校思想政治工作会议上强调，要用好课堂教学这个主渠道，将各类课程与思想政治理论课同向同行，形成协同效应。
随后，以上海市的高校为首，推行了有关“课程思政”改革的一套有价值、可推广的“上海经验”。
其中，以上海大学“大国方略”“创新中国”课程为首，复旦大学“治国理政”、上海交通大学“读懂中国”、同济大学“中国道路”、上海师范大学“闻道中国”等相继推出，紧扣时代发展，回应大学生关切的问题，成为广受欢迎的热门课[３-５]。
空气动力学实验
空气动力学实验空气动力学研究的是气体流动问题。
由于在实践中的广泛应用，这方面的理论研究已较完善。
本实验通过“空气动力仪”对空气流的多个项目进行测试，使同学们能够全面、深入地学习、理解“空气动力学”中的主要内容。
【实验目的】1． 学习、了解“空气动力仪”的基本结构；2． 掌握测试流动气体中各种压力的方法；3． 验证流体力学的基本定律；4． 了解机翼的动力学效应。
【实验原理】1．流体动力学的两个基本定律（1） 连续性方程如图1所示的细管中，不可压缩流体作稳恒流动。
取两个横截面，其面积分别为A 1和A 2。
设v 1和v 2是这两个横截面处流体的流速。
如流体的密度为ρ ，则在d t 时间内，流进A 1的流体质量为ρ A 1v 1d t ，流出A 2的流体质量为ρ A 2 v 2d t 。
由于质量守恒，则ρ A 1 v 1d t = ρ A 2 v 2d t （1）这就是流体的连续性方程。
理想流体是指决不可压缩、完全没有黏性的流体。
虽然气体的可压缩性很大，但是就流动的气体而言，很小的压强改变就足以导致气体的流动，不会引起密度的明显变化，所以在研究流动的气体问题时，也可以忽略气体的可压缩性，故可认为密度ρ不随时间变化。
所以（1）式可简化为A 1 v 1 = A 2 v 2 （2） .2． 伯努利方程利用功能原理可证明，在封闭的细流管中，流体内任一点恒满足下式恒量212=++v gy p ρρ （3） 其中p 为绝对压力，y 为距重力势能零点的距离。
3． 流体的压力测量流动流体中压力的可采用图2所示的方法进行测量。
由图2 -（1）和（2）所测得的p 为静压力；由图2 -（3）所测得的p ＇为总压力，即p ＇= p + (1/2) ρ v 2；由图2 -（4）所测得的压力一般称为动压力，即Δp = p ＇-p = (1/2) ρ v 2。
由伯努利方程可推得，此时流体的流速为ρΔp v = （4）本实验的测量装置放置在风洞中，故ρ为风洞中空气的密度，在标准状态下干燥空气的密度为ρ = 1.293 kg/m 3。
空气动力学验证模型与cfd-风洞数据相关性
Aeronautical Science & Technology
Jan. 25 2020 Vol. 31 No.01 1-16
空气动力学验证模型与 CFD-风洞
数据相关性
钟敏 1,*，华俊 1，孙侠生 1，郑遂 1，王钢林 1，张国鑫 1，王浩 1，李岩 1，李小飞 1，白俊强 2
1. 中国航空研究院，北京 100012 2. 西北工业大学，陕西 西安 710072
收稿日期：2019-09-12；退修日期：2019-09-20；录用日期：2019-10-10 *通信作者 . Tel.：010-84936172 E-mail：zhongmin@ 引 用 格 式 ：Zhong Min，Hua Jun，Sun Xiasheng，et al. Data correlation between aerodynamic validation model and CFD-wind tunne［l J］.
然而，DPW 也逐渐反映出 CFD 计算结果与风洞试验数 据之间的相关性问题。由于参加者以 CFD 工作者为主，研 讨主要专注于不同 CFD 计算方法、网格、湍流模型等，对风 洞试验数据可能存在的问题关注较少，如模型受弹性变形 以及试验支撑的干扰，使得试验模型和计算模型不匹配等。 为此，组委会根据第五届 DPW 出现的问题引入了欧盟的风 洞试验数据，在 2016 年 6 月最后一届 DPW 加入了模型机翼 弹性变形影响的研究内容。
关键词：CFD；风洞试验；空气动力学模型；模型变形；支架干扰
中图分类号：V211.3
文献标识码：A
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.01.001
现代飞行器的空气动力学设计已形成计算流体力学 (CFD)、风洞试验和飞行试验三大要素并列的格局，在这三 种主要手段之间，存在着数据的相关性问题，需要通过对比 或验证，掌握其间的相互关系和修正方法，才能更加有效地 用于飞机研发。在这方面需要建立公共的参照物或标准， 即空气动力学验证模型、研究模型或标准模型，也可称其为 空气动力学的第 3+1 基本要素。通常一架完整的型号飞机 具有相对全面的理论计算、风洞试验和试飞数据，但因为其 军事或商务方面的特殊性，不能作为气动研究的共用模型。 因此国际上自 20 世纪 30 年代以来就由公益性的国立科研 机构牵头，研发空气动力学验证模型，完成相应的地面或者 飞行试验，并将模型数据和计算、试验结果在一定范围内共 享，如 NACA 翼型系列[1]、AGARD-B 跨/超声速风洞标定模 型[ 机翼[4]等，有 效地促进了航空空气动力学的发展。
NPU_WA系列风力机翼型设计与风洞实验_乔志德
１ Ｎ Ｐ Ｕ－ＷＡ 翼型设计方法
在风力机翼型 设 计 中 综 合 使 用 了 课 题 组 多 年 来 研究发展的翼型设计与计算方法 ， 这些方法的详细描 这里简介如下 ： 述见所给出的相应参考文献 ， ）反设计方法 １ （ ［ １ ３］ 用 按给定 目 标 压 力 分 布 的 翼 型 反 设 计 方 法 ， 或较低设计升力系数） 时的目标压 于给定较小迎角 （ 力分布设计翼 型 ；基 于 亚 声 速 速 势 方 程 的 混 合 边 界
［ ４］
。 但上述翼型缺乏较高雷诺数下的实验验证 ，
目前还主要用于中 、 小风力机叶片设计 。 开展 ９ ８ ４ 年美国可 再 生 源 国 家 实 验 室 （ ＮＲ Ｅ Ｌ） １ 了风力机翼型族的设计研究 ， 到９ 为各类风力 ０ 年代 ， 从 根 部 到 叶 尖 的， 能适应结构 机发展了不同性能 的 ， 要求的 ９ 个翼型族
［ ３］
４次 风力机叶片的重 量 和 费 用 正 比 于 半 径 的 ２． 方， 而发电量正比于 风 力 机 半 径 的 平 方 ， 所以随风力 机功率增加 ， 风力机 尺 寸 将 会 有 更 快 的 增 加 ， 更大的 尺寸意味着更高的 运 行 雷 诺 数 、 更 大 的 重 量、 更大的 阵风风载及伴随 的 振 动 和 疲 劳 限 制 。 因 此 大 型 风 力 机叶片的主要技术 要 求 是 ： 减 少 叶 片 重 量， 以减少包 括制造费用和运输成本在内的发电成本 ， 减少惯性载 阵风载荷以及相 应 的 系 统 载 荷 ； 并提高叶片的风 荷、 能捕获能力 。 由于大 型 风 力 机 运 行 工 况 下 叶 片 主 要 剖面具有很高的雷诺数 ， 因此要求翼型在高雷诺数时 具有高的气动性能 ， 此 外， 大型风力机还要求翼型具 这是因为高设计升力可以减少实 有更高的设计升力 ， 度（ 减少叶片弦长 ） 以减少叶片面积 ， 从而可以减少叶 节约制造和 运 输 成 本 ， 并减轻阵风载荷和惯 片重量 、 性载荷 ； 还有 ， 高设计升力有 利 于 在 低 于 平 均 风 速 的
风洞实验
确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、 操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。
颤振实验颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。它 一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案（见颤振试验）。
在气流和模型作相对高速运动的条件下，测定气流沿模型绕流所引起的对模型表面气动加热的一种实验。当 飞行器飞行马赫数大于3时，必须考虑气动加热对飞行器外形、表面粗糙度和结构的影响。风洞传热实验的目的是 为飞行器防热设计提供可靠的热环境数据，实验项目包括：光滑和粗糙表面的热流实验，边界层过渡、质量注入 对热流影响的实验，台阶、缝隙、激波和边界层等分离流热流实验等。在风洞传热实验中一般略去热辐射，只考 虑对流加热，要模拟的是马赫数、雷诺数、壁温比、相对粗糙度（粗糙度与边界层位移厚度之比）、质量注入率、 自由湍流度等参数。在一般高超声速风洞、脉冲风洞、激波风洞、电弧加热器、低密度风洞和弹道靶中都能进行 传热实验，但都不能全面模拟上述参数。因此，必须对不同设备的实验数据进行综合分析。风洞传热实验的方法 有两类：一类是确定热流密度分布的热测绘技术，如在模型表面涂以相变材，通过记录等温线随时间的扩展过 程进行热测绘；又如在模型表面涂以漆和粉末磷光材料的混合物，通过记录磷光体的亮度分布转求热流密度分布 （后一方法响应快，灵敏度高）。热测绘技术可以提供丰富的气动加热资料，但精度较低。另一类是热测量技术， 利用量热计进行分散点的热测量，一般是在一维热传导的假定下通过测量温度随时间的变化率测量热流密度。在 一般高超声速风洞中常用的量热计有两种：①薄壁量热计，使用它时要求模型的壁做得很薄，以使模型在受热时， 内外表面的温度接近相等，在内表面安装温差电偶，用以测量温度随时间的变化来推算热流密度。②加登计，是R. 加登在1953年提出的，它是基于受热元件的中心和边缘之间的温度梯度和热流密度有一定的关系进行测量的。薄 壁量热计和加登计由于达到温度平衡需要较长的时间，不能用于脉冲风洞。在脉冲风洞中，可采用塞形量热计和 薄膜电阻温度计进行测量。塞形量热计是利用量热元件吸收传入其中的热量，然后测量元件的平均温度变化率再 计算表面热流密度。
风洞实验报告
风洞实验报告风洞实验，听起来是不是超级酷？就好像进入了一个神秘的科学世界。
我还记得第一次听说风洞实验的时候，那是在一个阳光明媚的午后，我在图书馆偶然翻到一本介绍航空航天的书，里面提到了风洞实验，一下子就勾起了我的好奇心。
风洞，简单来说，就是一个能产生人造风的大管子。
可别小瞧这管子，它能帮助我们搞清楚好多关于物体在空气中运动的秘密。
这次咱们要讲的风洞实验，主要是为了研究一个新设计的飞机模型的空气动力学性能。
实验开始前，那准备工作可真是繁琐又精细。
先得把这个飞机模型小心翼翼地安装在风洞内部的支架上，确保它稳稳当当，不会有一丝晃动。
这就像是给一个小宝宝安置一个超级舒适的摇篮，稍有不慎，小宝宝就会哭闹不停。
模型上还布满了各种传感器，就像给它穿上了一层密密麻麻的“电子铠甲”，这些传感器能精确地测量出模型在风的作用下受到的力和产生的变化。
风洞启动啦！呼呼呼的风声响起，就像一场狂风交响曲。
随着风速逐渐增加，飞机模型开始在风中颤抖、摇摆。
通过那些传感器，我们能看到各种数据像瀑布一样涌出来。
比如升力、阻力、压力分布等等。
有个特别有趣的细节，当时风速加到一定程度的时候，模型的某个部位居然出现了轻微的抖动，就像人在寒风中打哆嗦一样。
这可把我们紧张坏了，赶紧检查是不是模型安装出了问题，还是设计本身有缺陷。
经过一番仔细排查，原来是一个小零件的安装角度稍微有点偏差，调整之后，一切又恢复了正常。
从实验数据来看，这个飞机模型的表现还算不错。
在低速时，升力和阻力的比例比较理想，说明它在起飞和降落阶段应该会比较稳定。
但是在高速时，某些部位的压力分布不太均匀，可能会影响飞行的效率和稳定性。
这就好比一个运动员，短跑还行，但长跑的时候体力分配不均匀，就容易累垮。
经过这次风洞实验，我们对这个飞机模型有了更深入的了解，也为后续的改进提供了有力的依据。
就像给它做了一次全面的体检，知道了哪里健康，哪里需要“治疗”。
风洞实验可不只是在航空航天领域大显身手哦！在汽车设计中，能让汽车的外形更符合空气动力学，降低风阻，节省燃油；在体育用品设计中，比如自行车、滑雪板，能让运动员在比赛中更加“风驰电掣”；甚至在建筑设计中，能让高楼大厦在大风中屹立不倒。
风洞实验报告完整版
(9)关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压 ，温度 ， 。
3.机翼失速测量试验
(10)将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角θ=30o。
3.7
0.8
3.7
1.5
下截面
1.5
0.3
0.7
0.9
1.3
1.4
1.7
1.8
CP（下）
0.2
-1.8
-1.2
-0.8
-0.2
0.0
0.5
0.7
迎角
截面
9
10
11
12
13
14
15
16
-4
上截面
2.2
1.8
1.6
2.2
2.2
1.6
2
1.7
CP（上）
1.5
0.5
0
1.5
1.5
0
1
0.25
下截面
3
1.8
2.5
2.翼型低速压强分布测量试验
(5)在教师指导下将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角θ=30o。
(6)将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。
(7)将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎角调节范围为α=-4o～4o，△α=4o。
图3：翼型测压孔分布
实验步骤
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。
整车空气动力学风洞试验—汽车气动力试验标准
整车空气动力学风洞试验一汽车气动力试验标准1范围针对整车气动力风洞实验所需的流场品质、测试装备及仪器提出要求，推荐气动力测试的标准工况以及气动力测试方法和流程，给出测试数据有效性的评价方法。
本标准阐述的方法适用于实车整车，即七座（含七座）以下乘用车，也适用于对应尺寸的车辆模型（油泥模型、硬质模型等），重量和尺寸根据风洞规模和测试能力而定。
根据本标准推荐的方法所获取的结果，可作为整车空气动力学性能评估及优化设计的依据。
2规范性引用文件下列文件对于本文件的应用是必不可少的。
凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文件。
凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。
GB/T 3730.2-1996道路车辆质量词汇和代码GB/T 19234-2003乘用车尺寸代码JJF1059-1999测量不确定度评定与表示T/CSAE 111-2019乘用车空气动力学性能术语3术语和定义下列术语和定义适用于本文件。
3.1汽车空气动力学风洞automotive aerodynamic wind Tunnel一种模拟汽车道路行驶过程中，受气流作用的试验装置。
通过该装置配备的各测量系统可以测量汽车气动力和气动力矩、局部流场显示、特征点或特征区域的压力等。
在整车开发过程中，用于阶段性气动性能检验、优化，并最终验证汽车空气动力学性能水平。
3.1.1汽车空气动力学风洞坐标系automotive aerodynamic wind tunnel coordinate system在汽车空气动力学风洞中，其坐标原点位于转盘中心，坐标系符合右手定则，见图1。
图1汽车空气动力学风洞坐标系3.1.2整车风洞full-scale wind tunnel一种可以进行真实车辆或1:1汽车模型试验的风洞。
3.2风洞流场品质air flow quality of wind tunnel表征风洞试验段流场稳定性和均匀性的评价指标，包括但不限于湍流度，速度分布，压力分布等参数。
空气动力学翼型压强分布测量与气动特性分析实验报告
《空气动力学》课程实验翼型测压与气动特性分析实验报告指导老师：实验时间：实验地点：小组成员：专业：一、实验目的1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。
2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。
3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同攻角下的升力曲线。
4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。
二、实验仪器和设备（1） 风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。
实验风速20,30,40V ∞=/m s 。
实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。
表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。
（如表-2所示）（3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。
压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。
其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。
这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。
三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。
在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。
南京航空航天大学实验空气动力学实验报告
南京航空航天大学实验空气动力学实验报告班级：学号：姓名：目录1.实验一:低速风洞全机模型测力实验 ............................................................................ - 1 -1.1实验目的： ........................................................................................................... - 1 -1.2实验设备： ........................................................................................................... - 1 -1.3实验步骤： ........................................................................................................... - 1 -1.4实验数据 ............................................................................................................... - 2 -1.5数据处理 (3)1.6结果分析: (5)2.实验二：天平实验观摩实验 (6)2.1塔式天平的原理图 (6)2.2各类天平的比较 (6)3.实验三：风洞测绘实验 (7)3.1 0.75米低速开口回流风洞 (7)3.2.二维低速闭口直流风洞 (7)3.3风洞主要部件的作用 (8)1.实验一:低速风洞全机模型测力实验1.1实验目的：全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。
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序号
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
Li（上） 38 33
24
21
20
16
15
15
16 16
L i（下）
-22 -12 -10 -8
-4
-1
4
6
7
序号
10 11
12 13 14 15 16
LI
LII
L i（上） 18 18
18
18
19
20
20
18 50
L i（下） 12 12
13
13
12
12
12
注：由于测试原因，为了方便处理数据，本实验中原有记录的数据，已经进行了
Cp（下） -0.4 -0.367
压力系数曲线图：
Cp 上和 Cp 下曲线
2 0.4 -1.25 11 -0.117 -0.3
迎角-4°
3
4
0.15 -1.167 12 -0.083 -0.267
0.067 -1.067 13 -0.083 -0.067
5 0 -0.867 14 -0.05 -0.133
5 -0.200 0.067 14 -0.8 -0.5
6 -0.300 -0.067 15 -0.867 -0.533
7 -0.367 -0.1 16 -0.833 -0.733
8 -0.5 -0.133
给出序号为 1 处的压力系数计算步骤：
Cp
(Li
Li0 ) (LI LII LI
LI 0 )
序号
9
Cp（上） -0.667
Cp（下） -0.133
0.6 0.167 10 -0.733 -0.2
2 0.233 0.2 11 -0.767 -0.267
迎角18°
3
4
0.067 -0.033
0.167 0.167
12
13
--0.767 -0.833
-0.367 -0.267
5 -0.2 0.133 14 -0.9 -0.467
1、升力系数随迎角的变化参数表
α
-4
-2
0
2
4
6
8
Cy
-0.5374 -0.2789 -0.094 0.236 0.4494 0.6397 0.8339
α
10
12
14
16
18
20
Cy
1.0464 0.8014 0.6595 0.153 0.1383
？
2、给出所测迎角下的升力系数计算步骤：
6
本人采用 Excel 作散点图多项式拟合法求出所有 Cp
8
9
20 19 18 18
LI0 LII0
14 14
迎角16°
序号
0
1
2
3
4
5
6
7
Li（上） 13 1
1
0
0
1
2
2
L i（下）
46 40 35 31 28 23 22
序号
10 11
12 13 14 15 16
L i（上） 4
3
3
3
3
4
3
L i（下） 19 18
16
17
13
12
6
8
9
2
3
21 20
翼型低速压强分布测量及翼型失速测量综合实验报告
完成人：___ ____ 学号：
一、实验室大气参数 由此获得空气密度 a ：
ta= 15.2C
a
0.464
760 273.15 ta (o C )
1.223 (kg / m3 )
计算空气的粘性系数：
0
T T0
3
2
T0 T
C C
其中 0 1.716 105 ，T0 273.15K ，T 273.15K ta 和 C 110.4
二、实验数据记录
要求：（1）填写初始液柱高度， （2）填写自己测试迎角对应数据 （3）填写自己测试迎角+2 对应数据 （4）填写自己测试迎角+4 对应数据
7
2）进行散点图绘制 3）添加趋势线，并将拟合曲线选为多项式，次数为 4（在 4 次下拟合最好）
4）拟合后在图线上方会出现多项式方程
8
5）记录所有方程
y1 = 19596*x^4 - 6820.5*x^3 + 868.11*x^2 - 46.447*x + 0.7374; y2 = 8586.4*x^4 - 3407.9*x^3 + 472.08*x^2 - 23.595*x + 0.0833; y3 = -3100.8*x^4 + 575.36*x^3 - 6.3593*x^2 + 0.709*x - 0.4353; y4 = -13955*x^4 + 4328.8*x^3 - 461.93*x^2 + 25.204*x - 1.1471; y5 = -21560*x^4 + 7234.4*x^3 - 884.67*x^2 + 54.042*x - 1.9185; y6 = -14448*x^4 + 5806.5*x^3 - 882.34*x^2 + 66.373*x - 2.4518; y7 = -27166*x^4 + 10443*x^3 - 1490*x^2 + 100.06*x - 3.1355; y8 = -24053*x^4 + 9980*x^3 - 1534.8*x^2 + 110.1*x - 3.6436; y9= -3801.1*x^4 + 746.37*x^3 - 12.057*x^2 + 2.9419*x - 1.2624; y10 = -8324*x^4 + 2311.4*x^3 - 204.07*x^2 + 8.4545*x - 1.0778; y11 = 16140*x^4 - 5303*x^3 + 645.63*x^2 - 39.57*x + 0.4301; y12 = 19461*x^4 - 6598.2*x^3 + 828.21*x^2 - 51.827*x + 0.746; y13 = -20601*x^4 + 6629.8*x^3 - 785.46*x^2 + 48.127*x - 1.7502; y14 = -5206.7*x^4 + 1396.1*x^3 - 134.77*x^2 + 11.543*x - 0.9346; y15 = 11747*x^4 - 4182.1*x^3 + 497.75*x^2 - 18.068*x - 0.3911; y16 = 13539*x^4 - 5253.4*x^3 + 691.95*x^2 - 31.923*x + 0.0333; y17 = 27778*x^4 - 9353*x^3 + 1113.2*x^2 - 52.649*x + 0.5339; y18 = 25521*x^4 - 8879.2*x^3 + 1099.9*x^2 - 55.939*x + 0.8003; y19 = 24645*x^4 - 8422.7*x^3 + 1037.4*x^2 - 54.878*x + 0.951; y20 = 23728*x^4 - 8329.1*x^3 + 1049.2*x^2 - 56.915*x + 1.0125; y21 = 15490*x^4 - 5947.1*x^3 + 801*x^2 - 46.147*x + 0.826; y22 = 11388*x^4 - 4810.2*x^3 + 697.56*x^2 - 43.494*x + 0.798; y23 = -17315*x^4 + 4695.9*x^3 - 423.77*x^2 + 9.2703*x + 0.0368; y24 = -16371*x^4 + 4472.8*x^3 - 405.11*x^2 + 7.7439*x + 0.1423; y25 = 0.0001*x^4 - 0.0028*x^3 - 0.0147*x^2 + 0.2482*x - 0.1657; y26 = 0.0004*x^4 - 0.001*x^3 - 0.0473*x^2 + 0.0999*x + 0.6482; y27 = 7E-05*x^4 + 7E-05*x^3 - 0.0074*x^2 + 0.0054*x - 0.3073; y28 = 3E-05*x^4 + 0.0012*x^3 - 0.0024*x^2 - 0.1073*x - 0.5421; y29 = 0.0003*x^4 + 0.0027*x^3 - 0.032*x^2 - 0.236*x + 0.0433; y30 = 0.0003*x^4 + 0.0038*x^3 - 0.0243*x^2 - 0.3347*x - 0.3008; y31 = 0.0002*x^4 + 0.0049*x^3 - 0.0069*x^2 - 0.424*x - 0.915; y32 = 7E-05*x^4 + 0.0055*x^3 + 0.0046*x^2 - 0.4886*x - 1.3978; y33 = -0.0001*x^4 + 0.0021*x^3 + 0.0085*x^2 - 0.2233*x - 0.5808; y34 = -7E-05*x^4 + 0.002*x^3 + 0.0036*x^2 - 0.1981*x - 0.3442; y35 = -0.0004*x^4 - 0.0009*x^3 + 0.0388*x^2 + 0.0523*x - 0.6245; y36 = -0.0004*x^4 - 0.0008*x^3 + 0.0402*x^2 + 0.0406*x - 0.6224; y37 = -2E-05*x^4 + 0.0002*x^3 - 0.0022*x^2 + 0.0042*x - 0.0354; y38 = -2E-05*x^4 - 3E-05*x^3 - 0.0027*x^2 + 0.0144*x - 0.0624; y39 = -2E-05*x^4 - 5E-05*x^3 - 0.0022*x^2 + 0.0089*x - 0.0947; y40 = -3E-05*x^4 + 5E-05*x^3 - 0.0021*x^2 - 0.0151*x - 0.1098; y41 = -2E-05*x^4 - 0.0003*x^3 - 0.0035*x^2 + 0.0015*x - 0.0773; y42 = -1E-05*x^4 - 0.0004*x^3 - 0.0032*x^2 + 0.0015*x - 0.0644; y43 = -1E-05*x^4 - 0.0005*x^3 - 0.0029*x^2 + 0.0031*x - 0.0891;