低速风洞设计说明书
可调低湍流度的低速风洞设计及低雷诺数下微型飞行器机翼绕流控制的数值模拟
上海大学硕士学位论文可调低湍流度的低速风洞设计及低雷诺数下微型飞行器机翼绕流控制的数值模拟姓名：李强申请学位级别：硕士专业：流体力学指导教师：翁培奋;丁珏20060701同一个来源一翼型的拍扑；也不同于旋翼，因拍扑翼是一种三维运动，远远要比旋翼复杂。
由于要实现拍扑十分困难，不论大型还是微型的，目前为止，没有持续的飞行成功的扑翼式飞行器（目前，ｃａｌＴｅｃｈ所设计的扑翼式微型飞行器仅能飞行约４０秒）。
这种飞行器的设计采用仿生学原理，仿效了自然界中很多对象的飞行，如各类虫、鸟等都是利用它们翅膀做拍扑运动的同时产生推力和升力。
如图１．２中左图所示，图中给出的是爱普生公司研制的飞行机器人模型ｉＦＲ－ＩＩ。
这款机器人具有蓝牙无线控制独立飞行功能和“全球最小及最轻的陀螺仪传感器”，另外该机器人还带有一个可以捕获和将空中图像传输到地面监视器中的图像传感器。
这款机器人直径为１３６毫米，高８５毫米，不计电池重８．６克，其一次可以飞行大约３分钟【６】。
图１．１固定翼式ＭＡＶＳ［５】（自左向右，ＡｍＶ曲ｎ∞ｔ公司的‘＂ＢｌａｃｋＷｉｄｏｗ”，Ｍｕ｝的“Ｔｒｏｃｈｏｉｄ＂，佛罗里达大学的柔性机翼微型飞行器）图１－２旋翼式微型飞行器嗍（左）和扑翼式微型飞行科７１（右）微型飞行器与大型飞行器的空气动力学特性有着很大的区别【８】，这主要体现在以下几个方面。
§１．２．Ｉ低雷诺数大型飞行器的雷诺数很大，所受到的空气粘性影响很小，其作用在一般情况下可以忽略，所以大型飞行器凭借机翼升力可以很容易就飞起来；而微型飞行器由于尺寸微小，飞行速度又较低，所以相应的雷诺数也就很小，而且升阻比往往随着Ｒｅ数的降Ｑ，＝Ｇ＝Ｃｌ＝１４４００（ｍ３／ｈ）（４）斜流式风机的选取根据前面已经求得的风机的功率Ⅳ及风机的风量，选择一台合适的标准斜流式风机。
经广泛调研后，确定型号为￥１Ｇ低噪声斜流式风机７．Ｏｓ。
其风量为Ｑ，＝１８０００ｍ３／ｈ，噪声水平为６４ｄＢ，功率为Ｎ＝３．０Ｋｗ，风机内径７００ｍｍ。
上海大有仪器 低速实验风洞(可根据要求定制)DYK008
上海大有仪器低速实验风洞（可根据要求定制）型号：DYK008一.主要实验内容1.测压实验：模型表面压力分布。
使用压力传感器，测量模型表面压力；2.测力实验：模型在气流作用下所受某方向的空气动力。
使用普通测力装置测量模型受力；3.使用毕托管和微压计测量风洞收缩段出口流速；4.使用压力计测量风洞试验段内压力；5.测压计测量平板模型压力分布以及附面层发展；6.流态显示：6.1.烟流实验：通过发烟装置形成烟线，对流动状态进行示踪，显示出绕模型的气流流向、涡及分离的状况；6.2.丝线实验：通过贴在模型表面的细小丝线，在气流流过时通过丝线的指向显示流动方向，通过丝线的摆动显示紊流状况。
二.技术指标1.风洞总长5m，实验段长1.2m，内径0.4m（宽）*0.3m（高）；2.风洞各段连接台阶面高度差：＜1mm；3.风洞测压口：试验段内开口平整光滑，无毛刺，局部突出≤0.5mm，测压孔直径1mm；4.流速测量：进口收缩段与试验段连接断面各处流速分布均匀，使用直径≤3mm 的总压管测量空气总压值，管壁面开孔处应安装垫片使得内壁无缝隙；5.实验段最大风速30m/s；6.风机供电为220伏交流电，最大功率3kW，电流15A；7.小车模型：1个，（1：36各类车模，可供选择）；8.圆柱模型：1个，（Φ10-50，用于演示不同堵塞度的流动状态，可供选择）；9.平板模型：1个，（20×20、30×20、30×30、40×40、130×30等，可供选择）；10.NACA0012机翼模型：1个，（弦长80mm）；11.多棱柱模型：1个，（6、8、10、12、16、20、24等，可供选择）；12.风洞设计符合中华人民共和国国家军用标准GJB1179-1991。
参考点动压修正系数：在风洞可用动压范围内，在试验段入口处测量参考点动压修正系数。
绘制修正系数随试验段动压变化图线。
要求在任一动压下重复测量7次，动压修正系数的均方根偏差不大于0.002；13.实验段风速测量使用超声波风速测量仪，测量精度0.1m/s，使用超声波风速测量仪测量进口收缩段与试验段连接断面各处流速，各处流速偏差不超过0.5%；14.风洞结构：风洞安定段、收缩段及扩散段用不锈钢焊接制成，实验段由透明亚克力板制成，支架系统由铝合金型材制成。
低速风洞课程设计--工程流体力学课程设计
2015/2016学年第一学期低速风洞设计课程名称：工程流体力学课程设计班级：新能源1312 小组成员：指导教师：目录一课程设计目的 (3)二．完成设计任务条件 (3)三、完成的任务 (3)四、具体设计 (3)4.1 实验段 (4)4.2收缩段 (5)4.3稳定段 (6)4.4扩压段 (7)4.5其他部件设计 (10)五．能量比 (11)六．需用功率 (15)七．心得体会 (15)八．参考文献 (16)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、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：我们组设计的是小型低速风洞（3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、具体设计4.1 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 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。
低速风洞课程设计
2015/2016学年第一学期低速风洞设计课程名称：工程流体力学课程设计班级：新能源1312 小组成员：指导教师：郭群超老师目录一课程设计目的 (3)二．完成设计任务条件 (3)三、完成的任务 (3)四、具体设计 (3)4.1 实验段 (4)4.2收缩段 (5)4.3稳定段 (6)4.4扩压段 (7)4.5其他部件设计 (10)五．能量比 (11)六．需用功率 (15)七．心得体会 (15)八．参考文献 (16)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、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：我们组设计的是小型低速风洞（3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告四、具体设计4.1 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 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。
600低速风洞说明书
DHS—600×600/1050×1050—Ⅲ型环形低速风洞使 用 说 明 书重 庆 蓝 天 仪 器 有 限 公 司目 录1、 概述––––––––––––––––––––––––––22、 结构及工作原理–––––––––––––––––––––23、 主要技术参数––––––––––––––––––––––44、 特点––––––––––––––––––––––––––45、 操作––––––––––––––––––––––––––46、 供货成套性–––––––––––––––––––––––51、 概述风洞是能人工产生和控制气流以模拟物体周围气体的流动, 用于各种测风仪器的检定以及进行空气动力学实验的一种管道壮实验设备。
2、 结构及工作原理1、结构风洞结构见图:DHS—600×600/1050×1050—Ⅲ型风洞外形尺寸为12.4 m×4.3 m×2.5m。
2、工作原理风机产生的气流通过第二回流段，第三拐角段，第三回流段，第四拐角段，稳定段，第一收缩段，第一工作段，第二收缩段，第二工作段，扩压段，第一拐角段，第一回流段，第二拐角段后进入风机进口，完成一个循环过程，气流在洞体内作循环运动。
风机采用轴流式风机，由变频器控制三相交流电机转速，从而达到工作段所需的不同风速。
三、主要技术参数 １、工作段尺寸 a、第一工作段尺寸：1050mm×1050mm（八角形）；b、第二工作段尺寸：600mm×600mm（八角形）。
２、工作段流速范围：0.20～40m/s。
a、第一工作段流速范围：0.20～15m/s;b、第二工作段流速范围：1.0～40m/s。
3、工作段流速均匀性相对标准偏差:≤1.0﹪。
4、工作段流速稳定性相对偏差:≤0.5﹪。
5、紊流度: ≤0.5﹪。
6、气流偏角: ≤1°。
7、噪声:﹤85dB。
四、特点1、由于气流在封闭的环形管道内做循环运动，试验段流场不受外界干扰，对环境无较高要求，试验时不必关闭门窗，工作人员可自由走动。
低速风洞操作作业指导书
矿用风速表检定装置操作程序矿用风速表自动检定操作程序(专用版本)————检定依据部门计量检定规程JJG(煤炭)01-96《矿用风速表》1 目的及使用范围：为正确的使用DZS-1低速风洞检定装置中的标准器、设备及FBXT-Ⅱ风表自动检验系统，保证检定数据的准确可靠，制定本操作程序。
本操作程序适用于DZS-1低速风洞检定装置中的标准器、设备及FBXT-Ⅱ风表自动检验系统的工作。
2 编写依据：本操作程序依据中华人民共和国部门计量检定规程JJG(煤炭)01—96《矿用风速表》、风洞检定装置中的标准器和配套装置设备、FBXT-Ⅱ风表自动检验系统及使用说明书而编写。
3 技术要求及操步骤：1、首先：在使用本系统前，应先将皮托管和差压传感器用橡胶管接通。
并把皮托管的总压接头、静压接头分别和差压传感器的正压孔和基准孔连接。
2、将风表卡具接头、差压变送器和控制箱都通过一转三电缆组件与计算要上引出端子连接。
3、计算机的使用：先闭合总电源，再闭合控制箱电源，再将控制器后面板开关切换到计算机自动测量位置。
4、若使用打印机，需先闭合打印机电源，再闭合显示器开关。
5、闭合工业控制计算机主机电源，待计算机启动完毕后运行风表测试软件6、对于DZS-1风洞设备：→通常默认情况下即可。
若使用打印机，需先闭合打印机电源，再闭合显示器开关。
闭合工业控制计算机主机电源，待计算机启动完毕后运行风表测试软件。
10面“风表类型”内分别填写：、、在高、中、微中造中相应的表型。
风表则将收缩比的数据填为，即皮托管与风表不在风洞的同一工作段，如若在同一工作段则收缩比为1。
DZS-1低速风洞即开始对安置在风洞内的风表进行自动逐点测量，大约十余分钟完成检测工作。
将每次所测数据进行自动的存档，结束后点击7、在主菜单中点击→→查询显示资料中点（检测数据自动存入：D\Data\201*-**-**可按照存档检定日期、风表编号进行调档查阅。
文件夹的目的库中）点击下拉菜单:后若打印机自动打印出风表的曲线；打印机自动打印出风表的原始记录内容；打印机自动打印出风表的检定证书或检定结果通知书；退出FBXT-Ⅱ风表自动检验系统关闭电脑主机、显示器、打印机的相应开关关闭DAS-1低速风洞控制箱开关关闭电源总阐开关结束检定工作。
模型(汽车)试验低速风洞设计
模型(汽车)试验低速风洞设计汪涌;龚光军【摘要】风洞试验是进行汽车空气动力学研究的重要手段.文章提出一种低速风洞的设计方法,通过对风洞的结构设计,驱动装置的自动化控制以及风洞内传感器的合理分布,设计出一个造价低、占地小、试验效果直观的低速小型风洞.【期刊名称】《安徽职业技术学院学报》【年(卷),期】2011(010)001【总页数】3页(P11-13)【关键词】低速风洞;自动化控制;闭环;传感器【作者】汪涌;龚光军【作者单位】安徽职业技术学院,机械工程系,安徽,合肥,230011;安徽职业技术学院,机械工程系,安徽,合肥,230011【正文语种】中文【中图分类】U467.1+3汽车风洞试验是属于汽车试验学范畴,汽车的试验研究可以有效解决汽车开发研究过程中无法通过理论计算和分析得到有效解决的复杂问题[1]。
汽车风洞试验可以改善汽车空气动力特性的设计,从而可以提高汽车高速性能、降低风阻、节约能源。
在汽车专业的教学中,尤其是汽车车身结构设计中,目前常用有限差分法求解以粘性流理论为基础的纳维-斯托克斯(Navier-Stokers)方程来获得结果[2],虽然可以CAD/CAM,但是由于汽车形状复杂及其使用条件和气流状态变化的随机性影响,所以精确建立物理模型和数学模型十分困难,计算结果精度不高。
事实上最终的车辆外形设计研究手段主要还是依靠风洞试验。
汽车模型风洞试验是以相似理论为依据[3]。
风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成,其可以人工产生和控制气流,以模拟汽车或物体周围气体的流动,并可量度气流对汽车或物体的作用以及观察其物理现象的一种管道状实验设备[4]。
全尺寸的汽车风洞虽然试验效果最好,但由于其占地面积大,能耗非常巨大,造价极其昂贵,故无法普及应用。
为了更好地服务教学及科研,可以用较小的成本设计出低速、小尺寸风洞,就是模型(汽车)试验低速风洞(以下简称本风洞)。
虽然缩小的模型在小风洞中的试验精度不如全尺寸风洞,但是可以满足教学需要,而且通过合理的选择和布置传感器,通过特定的算法(误差修正)仍然可以较准确地对模型的空气动力性能进行定量及定性分析。
可移动微型低速风洞的设计与试验
可移动微型低速风洞的设计与试验刘海洋;孔丽丽;陈智;宣传忠;宋涛;司志民【摘要】针对大型风洞造价昂贵，开机成本高且实验段风速稳定性较差，对低成本热敏风速传感器、集沙仪、皮托管等设备的测量、检验及标定等工作带来不便等问题，结合风洞设计原理，采用小体积多叶风机及高性能变频调速器，设计了一种能够快速准确地提供稳定风源的低成本可移动微型低速风洞，并通过增加大角度扩散段的方法提高收缩比。
该风洞为圆形闭口低速风洞，总体尺寸长2．63m，入口直径60mm，实验段直径0．12m、长0．3 m，稳定段直径为0．36m、长0．36m；采用铝箔厚0．06mm的六边形蜂窝器和3层阻尼网对气流进行整流，获得相对稳定均匀的流场。
实验表明：该风洞入口风速为0～38．6m／s，实验段风速0～17．6m／s，风速精度达0．2m／s；实验段内部气流均匀性和稳定性较好，中心截面处边界层厚2．26mm，沿气流方向静压梯度小，流场稳定部分占其截面积的70％以上，满足实验设计要求。
%Because the large wind tunnels are expensive, high cost and poor stability of wind speed in experiment sec-tion, it brings inconvenient to measure, inspect and calibrate the low-cost thermal equipment, including wind speed sen-sors, sand samplers, pitot tubes.In this paper, according to the principle of wind tunnel design, a low-cost moveable mini low speed wind tunnel which can quickly and accurately provide air stability has been designed, using small volume and multi-blade centrifugal fan and high-performance variable-frequence governor.At the same time, a large angle dif-fuser has been added to improve the contraction ratio of the wind tunnel.It is a closed circular wind tunnel that is only 2. 63m in length and 60 mm in entrancediameter.Experimental section is 0.12m in diameter, and 0.3m in length.While the length and diameter of steady section are all 0.36m.In order to get a relatively stable and uniform flow field, a hexa-gon cellular whose aluminum foil thickness is only 0 .06 mm and 3 layer damping mesh had been used to improve of air-flow.Experiments show that the range of wind speed at the entrance is 0 ~38.6 m/s, and the wind speed in experimen-tal section can reach 17.6m/s, with the accuracy 0.2 m/s.The uniformity and stability of air flow in experimental sec-tion is preferable, and the thickness of boundary layer is about 2.26 mm.The static pressure gradient in the direction of air flow is small, and the stable part of flow field is more than 70%of the cross-sectional area.This wind tunnel has sat-isfied the requirement of experimental design.【期刊名称】《农机化研究》【年(卷),期】2016(000)009【总页数】6页(P244-249)【关键词】微型低速;风洞;收缩比;边界层;稳定流场【作者】刘海洋;孔丽丽;陈智;宣传忠;宋涛;司志民【作者单位】内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特 010018;内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特 010018;内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特010018;内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特 010018;内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特 010018;内蒙古农业大学机电工程学院，呼和浩特 010018【正文语种】中文【中图分类】S237风洞是一种采用动力装置产生和控制均匀气流的管道状试验设备,根据运动的相对性和相似性原理以进行各种类型的空气动力学实验研究。
低速风洞洞体设计
Keywords: Low speed w ind tunnel; The body of w ind tunnel; Quality of flow field
0 引言 风洞是一种专门设计的空气实验装置 , 它用动力
装置在其试验段内造成可调节速度的气体流 , 以进行 各种类型的空气动力学实验研究 。根据流动相对性和 相似性原理 , 将实验模型固定在试验段内 , 当气体以 一定的速度流过模型时 , 测量记录流场的参数和模型 的气动力响应 , 即可推算到与模型相对应的原型物在 空气中运动时受到的气力 。气流速度一般用实验气流 的马赫数来衡量 , 根据流速的范围分类 。当马赫数小 于 013的风洞称为低速风洞 ; 马赫数在 013 ～018 范 围内的风洞称为亚音速风洞 ; 马赫数在 018 ～112 范 围内的风洞称为跨音速风洞 ; 马赫数在 112 ～510 范 围内的风洞称为超音速风洞 ; 马赫数大于或等于 510 的风洞称为高超音速风洞 。
损失
E=
1 2ห้องสมุดไป่ตู้
ρA1
v31
实验段最大风速为
25m / s,
风洞出
口气流最大速度为 1516m / s, 风洞所有各段的等值压
风洞改造及维修项目技术参数-武汉理工大学信息公开
风洞改造及维修项目技术参数本单位拟对现有大型风洞进行改造，本说明书旨在就这一改造相关的情况与要求作一说明，供投标单位作方案设计及报价时的依据。
一、现有风洞概述武汉理工大学余家头校区现有风洞建造于1965年，属于单回路开口式低速风洞。
试验段直径1m，最大设计风速60m/s，配有一台71KW（转速820rpm）的电机及可控硅磁励控制系统。
二、改造及维修内容2.1更换电机及控制系统2.2风洞洞体粉刷及更换过滤网2.3配备实验模型支架平台三、总体指导原则本项目承建的指导原则为设计、建造的产品应满足安全性、规范性、可靠性及方便性。
这里安全性是指产品在今后的运作过程中不易发生因设计不当而导致的人身伤害或物件损毁事故；规范性是指对国家有标准规范的部分，设计应满足相应的规范；可靠性是指除应满足性能指标要求外，产品在设计寿命内不会因重大质量问题而报废；方便性是指产品便于操作（即运作不需过多地依赖于繁重的人工操作）和维修。
此外风洞改造时应充分考虑到风洞实验室的现状对系统施工安装的限制，避免施工安装时对现有实验设施带来可能的损害。
四、具体要求4.1 电机采用交流变频电机，能和现有叶轮匹配，电机选型参考原电机参数。
为保证改造后能稳定运行，对现有叶轮应进行性能效验。
4.2 控制系统1）控制系统应能无极调速电机转速以达到不同实验风速的要求2）控制系统应能反馈实时试验段风速信号，为此应在试验段配备风速传感器。
风速传感器尺寸不宜过大，其本身不应对实验段风速有较大干扰3）控制系统操作界面应便于实验人员操作，应提供操作说明书及系统备份4）配备3000*1800*2600mm的控制室，风洞实验操作台置于控制室内。
控制室三面设透视窗，应配有空调、照明及3-4人的办公桌椅。
控制室应具备隔音效果，透视窗建议采用双面夹胶玻璃4.3 清理及翻新此内容包含对风洞内部过滤网的更换及内循环型腔的除锈、清理和保护，风洞外观的除锈及喷漆保护此外试验段重新配置照明4.4 实验模型支架平台设计并制作实验模型支架平台用于实验模型的安装固定，该支架平台立于地面，上端与模型支杆连接。
风洞设计
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。
实验流体力学4_槽洞
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
全机测力风洞试验指导书.doc
一、试验名称:低速风洞全机模型气动力和力矩测景试验二、试验目的及要求通过试验，深化对空气动力学理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力试验设备的使用，了解使用工业控制机对风洞风逨和模型姿态角控制和信号采集及处理的基木方法。
Z解风洞试验数据的修正和处理方法，初步掌握低速风洞测力的空气动力特性的规律和分析方法，试验数据曲线的绘制软件的应用。
三、试验设备本次试验采用沈阳航空工业学院SHDF低速闭口冋流风洞（见图1）:1、风洞主要几何参数风洞试验段：闭口宽X高X长=1.2mX1.0mX3m，四角切角。
风洞收缩段：收缩比= 8，松lm。
风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径4m,总K2nu蜂窝器为正六角形孔，对边距20mm,深300mm。
阻尼网共6足，20目。
图1 SHDF低速风洞平面图2、风洞动力系统变频器驱动三项异步交流电机带动螺旋桨工作。
变频器功率75kW;电机为四极，功率75kW。
桨叶翼型为RAF-D，-E,共6叶。
3、控制和数据采集系统风洞的控制系统是由计工业控制计算机（研华610H）、风速传感器（DCXL-10D）和变频器（SPF-75）组成，用VB语言开发的控制程序，对风速进行闭环控制，风速的控制精度为±0.2m/s。
模型姿态控制由计算机、步进电机驱动器（BQH-300Y）和步进电机（110BF003）分别带动模型支撑系统（尾撑和腹撑）做乖直面内转动（称为迎角6（）。
迎角a转动范围为-15°〜+25%侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，转动范围为-180°〜+180°。
由旋转编码器实施测量转动角度。
数据采集系统是通过数据采集处理程序驱动，将杆式应变天平受力（或力矩）变形感应到的电压变化信号和压力传感器输出的电压信号，通过信号调理器（XL2102E）及高精度稳压电源（XL2101）对信号进行滤波、放大后，送入12 位数据采集卡（PCL—818L）变为数字量，进入计算机中央处理器处理。
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：1.5m4) 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。
常规直流式低速风洞的气动设计
050海峡科技与产业2021年第3期空气动力学是发展航空、航天和其他工业技术的基础科学。
研究空气动力问题，方法无非是理论分析或者试验[1]，单纯通过理论或者解析方法是不现实的。
目前，在飞行器气动分析领域，国内外使用的是商用计算流体动力学（CFD ）软件包中的Fluent 软件。
它是大型通用有限元分析软件ANSYS 系列产品中的流体模块。
在飞机设计时，完全依靠理论计算是不现实的，真正可信的空气动力数据常常来源于风洞试验[2]。
1 风洞的型式选择常规低速风洞的型式包括直流式、回流式2种，各有优缺点。
在具体设计时，一般都是依据经费以及试验目的来决定风洞型式。
和回流式风洞相比，直流式的优点是结构较简单、体积较小、花费较低，便于做带内燃机的试验，便于做用烟进行流动显示的试验[2]。
与开口试验段相比，闭口的优点是能量损失较少，运转功率较低。
因此，如果没有特殊的需要（如降落伞试验），那么国内外的先进常规低速风洞一般设计成闭口试验段[3]。
因此，本风洞型式选用直流式，试验段构型选用闭口。
2 风洞的气动设计常规直流式低速风洞的气动设计如图1所示。
常规直流式低速风洞的气动设计石领先1，2，3 焦园圆1，2，3 叶迎春1，2，3 谷倩倩1，2，31.滨州学院航空工程学院，山东 滨州 2566032.山东省航空材料与器件工程技术研究中心，山东 滨州 2566033.滨州市航空光电材料与器件重点实验室，山东 滨州 256603摘要：风洞在空气动力研究中是常用、高效的设备。
通过对国内外先进常规低速风洞的研究，本文设计了一座试验段尺寸为400 mm （宽）×300 mm （高）×700 mm （长），最大风速为34 m/s 的常规直流式低速风洞。
设计过程中，完成了常规直流式低速风洞试验段、收缩段、稳定段、扩散段以及风扇段的气动设计。
风洞建成后，配合其他专业设备，就能够进行航空类专业的空气动力学和流体力学等课程的实验教学。
低速风洞设计说明书
流体力学实验技术课程设计学院：航空宇航学院学生姓名：**学号： *********二〇一六年十二月低速风洞设计课程设计报告1、实验段设计该风洞设计最大风速为100米每秒，预设功能为做全机模型低速气动特性测量试验，一般的迎角在负20度到正30度之间，采用回流式。
○1实验段截面形状选择实验段截面形状有圆形、方形、八角形、椭圆形及矩形等。
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。
综合考虑气流均匀度和洞壁干扰等因素，选取矩形截面。
○2实验段截面尺寸选择为使雷诺数达到2.5*10^6,根据风速100米每秒，再取平均展弦比为6，并且要求模型展长不超过风洞宽度的0.7倍，估算得实验段宽度约为3.7米，取实际宽度为4米；由于迎角不太大，对于实验段高度要求不大，取为3米。
○3实验段开口式、闭口式的选择为保证实验段气流均匀度以及减少可能的能量损失，采用闭口式实验段。
○4实验段长度确定模型应置于实验段的均匀流场中。
模型头部至实验段入口应保持一定距离，以l1表示，假设实验段相当直径为D0，则L1大致为0.25~0.50 D0；模型的长度以l2表示，大约为0.75~1.25 D0，各种类型飞机的模型是不相同的；模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以l3表示，一方面保证模型的尾流不过多影响扩压段效率，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0.75~1.25 D0。
因此，实验段长度应保持在1.75~3.0 D0的范围内。
经计算，D0约等于3.9米，取实验段长度为8米。
2、收缩段设计○1收缩段作用加速气流，使其达到实验所需要的速度。
收缩段应满足以下要求：（1）气流沿收缩段流动时，洞壁上不出现分离；（2）收缩段出口的气流要求均匀、平直而且稳定；（3）收缩段不宜过长。
L○2收缩段长度2收缩比取为10，收缩段出口尺寸根据试验段尺寸取R2为2米，根据收缩比计算得进口L为8米。
低速风洞课程设计
低速风洞课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能理解低速风洞的基本原理，掌握流体力学的基础知识；2. 学生能描述低速风洞的构造、功能及在航空航天领域的应用；3. 学生能运用流体力学原理分析低速风洞实验数据，解释实验现象。
技能目标：1. 学生能独立操作低速风洞设备，进行简单的空气动力学实验；2. 学生能运用数据处理软件对实验数据进行处理和分析，绘制图表，得出结论；3. 学生能通过小组合作，设计并实施低速风洞实验，解决实际问题。
情感态度价值观目标：1. 学生对流体力学产生兴趣，树立探索科学、服务国家的志向；2. 学生在实验过程中，培养严谨、细心的实验态度，增强团队协作意识；3. 学生通过课程学习，认识到科学技术对国家发展的重要性，提高国家荣誉感。
课程性质：本课程为实验课程，结合理论教学，注重培养学生的实践能力和创新精神。
学生特点：学生处于高中阶段，具有一定的物理基础和动手能力，对新鲜事物充满好奇心。
教学要求：教师需引导学生掌握低速风洞相关理论知识，注重实验操作技能的培养，提高学生的科学素养。
在教学过程中，关注学生的个体差异，激发学生的学习兴趣，培养其团队合作精神。
通过课程学习，使学生在知识、技能和情感态度价值观方面取得具体的学习成果。
二、教学内容1. 理论教学：- 流体力学基本原理：流体性质、流体静力学、流体动力学；- 低速风洞原理：风洞构造、工作原理、应用领域；- 实验数据处理：数据采集、处理方法、图表绘制。
2. 实践教学：- 低速风洞设备操作：设备结构、操作流程、注意事项；- 实验设计与实施：设计实验方案、选择实验器材、进行实验操作；- 实验数据分析：运用流体力学原理分析实验数据、解释实验现象。
3. 教学大纲：- 第一周：流体力学基本原理学习；- 第二周：低速风洞原理学习；- 第三周：实验数据处理方法学习；- 第四周：低速风洞设备操作与实验设计；- 第五周：实验操作与数据分析；- 第六周：课程总结与成果展示。
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流体力学实验技术课程设计
学院：航空宇航学院
学生姓名：**
学号： *********
二〇一六年十二月
低速风洞设计课程设计报告
1、实验段设计
该风洞设计最大风速为100米每秒，预设功能为做全机模型低速气动特性测量试验，一般的迎角在负20度到正30度之间，采用回流式。
○1实验段截面形状选择
实验段截面形状有圆形、方形、八角形、椭圆形及矩形等。
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。
综合考虑气流均匀度和洞壁干扰等因素，选取矩形截面。
○2实验段截面尺寸选择
为使雷诺数达到2.5*10^6,根据风速100米每秒，再取平均展弦比为6，并且要求模型展长不超过风洞宽度的0.7倍，估算得实验段宽度约为3.7米，取实际宽度为4米；由于迎角不太大，对于实验段高度要求不大，取为3米。
○3实验段开口式、闭口式的选择
为保证实验段气流均匀度以及减少可能的能量损失，采用闭口式实验段。
○4实验段长度确定
模型应置于实验段的均匀流场中。
模型头部至实验段入口应保持一定距离，以l1表示，假设实验段相当直径为D0，则L1大致为0.25~0.50 D0；模型的长度以l2表示，大约为0.75~1.25 D0，各种类型飞机的模型是不相同的；模型尾部至扩压段进口也应保持一定距离，以l3表示，一方面保证模型的尾流不过多影响扩压段效率，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0.75~1.25 D0。
因此，实验段长度应保持在1.75~3.0 D0的范围内。
经计算，
D0约等于3.9米，取实验段长度为8米。
2、收缩段设计
○1收缩段作用
加速气流，使其达到实验所需要的速度。
收缩段应满足以下要求：
（1）气流沿收缩段流动时，洞壁上不出现分离；
（2）收缩段出口的气流要求均匀、平直而且稳定；
（3）收缩段不宜过长。
L
○2收缩段长度
2
收缩比取为10，收缩段出口尺寸根据试验段尺寸取R2为2米，根据收缩比计算得进口
L为8米。
尺寸R1约为6.32米，收缩段长度一般采用进口直径的0.5~1.0倍，取
2
○3收缩曲线设计：
L^2,根据该公式绘出收缩曲线如下：
其中，a^2=3*
2
3、稳定段及整流装置设计
稳定段又称安定段。
整流装置包括蜂窝器和纱网等，其目的都是使气流均匀或降低紊流度，故名整流装置。
○1蜂窝器
蜂窝器由许多等截面小管道并列组成，形状如同蜂窝，其作用在于导直气流，使其平行于风洞轴线，把气流中的大尺度旋涡分割成小旋窝，有利于加快旋涡的衰减。
同时，蜂窝管道对气流的摩擦还有利于改善气流的速度分布。
○2蜂窝器截面形状选择
为减小损失系数，采用较好的六角形截面
○3蜂窝器截面尺寸选择
为达到较好的整流效果，取蜂窝口径为10厘米，长度为60厘米。
○4纱网
纱网的作用是降低气流紊流度。
考虑常用情况，网的层数取2，网的粗细取28目/寸。
4、扩压段设计
扩压段，也称扩散段，作用是把气流的动能变成压力能。
取扩压段长度为22.9米。
5、拐角及导流片设计
气流经过拐角时很容易发生分离，出现很多旋窝，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。
○1拐角圆角设计
对于圆截面的管道，通常当转弯半径R与管道直径D之比在2以上时，损失才比较小并趋于稳定。
但是，由于风洞管道的直径很大，尤其在第三、第四拐角处，要求转弯半径大于风洞直径2倍是非常困难的。
○2导流片设计
拐角处每排导流片数量一般为10~20个，为使导流效果明显，并考虑不同拐角处气流速度的差异，在第一、第二拐角处每排布置12个导流片；第三、四拐角处每排布置24个导流片。
导流片的弦长为C，间距为D。
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0.4，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，大中型风洞拐角导流片一般都采用翼剖面型。
6、回流段设计
回流段在风洞管道中，位于风扇系统后至第三拐角，仍采用扩张管道：一方面继续把动能转变成压力能，减少气流损失；另一方面是为了增加管道面积，以得到较大收缩比。
可求得回流段长度为：（6.32-4）/tan(4.5°)=29.5米。
7、风扇段长度确定
22.9+8+8+6+0.1-29.5-1=14.5米
8、风洞整体尺寸确定
风洞横向总体尺寸确定
第四拐角至第一拐角之间包括稳定段、收缩段、实验段、扩压段，长度为：
12.64+2+6+8+8+22.9+0.1+6+1=66.64米
第二拐角至第三拐角之间包括风扇段、回流段，长度为：
12.64+2+29.5+14.5+8+1=67.64米
风洞纵向总体尺寸确定
第三拐角至第四拐角之间长度为：
8+6+1+1+14=30米
第一拐角至第二拐角之间长度为：
12.64+14+3+4+1+1=35.64米
9、风洞能量比计算
能量比定义：
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。
1）以电网输给风洞电机的功率作为输入功率：
χ电机=0.5*ρ*ν^3*F/EI
2）以电机输给风扇的功率作为输入功率
χ风扇=0.5*ρ*ν^3*F/N
3）以风扇输给气流的功率作为输入功率
χ风洞=0.5*ρ*ν^3*F/η风扇/N
当量损失系数计算
1)实验段损失
对于实验段来说，损失系数就是当量损失系数。
因而有K0=λ*L/D0，其中D0为水力直径。
实验段的雷诺数约为 2.74*10^7，所以，可以求得λ=0.0032+0.221Re^(-0.237)=0.0070,则K0=0.0070*8/3.43=0.0163
2）扩压段损失
K0=K=(λ(平均)/8*tan(α/2)+0.6*tan(α/2))*(1-(D1/D2)^4)=0.0371
3) 回流段损失
K0=K*(F0/F1)^2=0.0112
4) 拐角损失
K0=(0.10+4.55/(lgRe)^2.58)*( F0/F)^2,四个拐角总和为0.0422
5）蜂窝器损失
K0=0.20*( F0/F)^2=0.0018
6）紊流网损失
K0=(1-(1-d/l)^2)/(1-d/l)^4*( F0/F)^2=0.0027
7）实验模型损失
K0=S*Cx*ε/ F0=0.001
总当量损失系数：
ΣK0=0.1123
风洞能量比：
χ风洞=1/ΣK0=8.9
风洞所需功率：
N总=0.5*ρ*ν^3* F0//η风扇/η电机/χ风洞，根据设计书要求：电机效率ηd=90%、机械效率ηj=85%、风扇效率ηf=80%，则N总=1.147*10^6瓦。
风洞设计图
签名日期。