空气动力试验报告
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, MATLAB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）。
低速空气动力学实验报告
低速空气动力学实验报告
班级：01011106班 姓名：赵越 学号：2011300262 实验一：测气流偏角
正反测量结果如下： α
正装 反装 -4
-0.259579 -0.480805 0
0.10252 -0.103629 4
0.446439 0.229312 8 0.703656 0.508919
进行线性拟合之后：
求得与水平轴交点分别为：°=°=50.111.1-αα2
1
所以气流偏转角305.12/11.150.1α=+=
）（°
实验二：风速管校测
利用修正系数1ξ
=标准的风速管做标准，利用交换风速管的方式校待测风速管的修正系数。
公式推导得：l l l l '12'21Δ*Δ**ξΔΔξ标=
其中∆L1=109.8mm ，∆L2’=121.3mm ， ∆L2=113.0mm ，∆L1`=120.6mm 求得：989.0ξ=
实验三：绕圆柱的压力分布 根据压力系数计算公式错误！未找到引用源。
, ρw 为水的密度，温度变化不大，查表计算得ρw=999.46kg/m3 ρ∞为自由来流密度，根据公式错误！未找到引用源。
可得。
1.当v=15m/s ，
P ∞=97064Pa , t=12.62℃时，得ρ∞=1.1841kg/m3,动压q ∞=133.21125Pa, 则画出压力系数cp1分布图如下：
2.当v=30m/s ，
P ∞=97055Pa , t=12.40℃时，得ρ∞=1.1849kg/m3,动压q ∞=533.205Pa, 则画出压力系数cp2分布图如下：。
空气动力火箭实验报告
空气动力火箭研究报告
一、引言
这份研究报告是空气动力火箭活动的一部分，记录了我们小组成员在制作火箭时的各种设想和最终验证结果。
二、研究报告
*本实验所有发射均采用夹击发射。
（一）、发射角度与火箭飞行距离的关系
从以上数据可以看出，火箭发射角度选择45度时，发射距离是最远的，和我们的预测基本符合。
（二）、火箭助推器接入深度与火箭飞行距离的关系
实验器材：500ml矿泉水空瓶一个，火箭发射装置，刻度尺一把
我们将火箭套在硬管上，量取了火箭助推器接入深度。
采用的发射角度为上
我们预计当助推装置（塑料硬管）接入到火箭腹部20厘米时，火箭会飞得最远，但实验结果显示15厘米为最佳深度，因此我们在火箭腹部15厘米处安装了一个挡板，以便准确定位。
（三）、气瓶大小与火箭飞行距离的关系
实验器材：500ml、1.25L、2.5L矿泉水空瓶各一个，火箭发射装置
这里我们沿用了前两次实验的最佳结果，发射角度为45度，助推装置深入
实验证明，越大的塑料瓶在瞬间挤压后产生的动力越大，但由于规则限制，我们最终采用了1.25升的矿泉水瓶。
三、结论
在多次试验中，我们逐步明确了火箭发射过程中的一些细节问题。
常言道：“细节决定成败”，我们小组在本次比赛中取得的50米的好成绩就是最好的证明。
从本次空气动力火箭的制作到最终的成功发射，我们小组成员都感到收获良多，学会了细心观察、耐心实验、利用科学的方法来思考解决问题，从中我们体会到了学习和制作的快乐。
我想，这才是这次活动带给我们最大的收获。
八（5）班 Victini小组全体成员
吴正阳、李霄、江牧豪、吴君逸。
小学生空气动力小车实验报告
小学生空气动力小车实验报告小学生空气动力小车实验报告摘要：本实验通过制作一个小型空气动力小车，研究了空气力学对其运动的影响。
实验结果表明，空气对小车的运动速度、运动方向等都有着十分重要的影响，而小车的结构设计也会影响它的运动表现。
本实验不仅加深了我们对空气动力学的理解，而且还为我们在未来研究机械设备的运动表现方面提供了参考。
关键词：空气动力学；小车；实验引言：空气动力学是研究物体在空气中运动时所受到的空气力学相互作用的学科。
在现代工程领域中，了解空气动力学原理的重要性是不言而喻的。
本实验现场将展示一个小型空气动力小车，这个小车由小学生们亲手制作完成。
我们将研究空气对小车运动的影响，并了解小车结构设计与其运动表现之间的关系。
实验目的：1. 了解空气动力学的基本原理。
2. 掌握小车的制作过程。
3. 研究空气对小车的运动方向和速度等的影响。
实验材料和设备：1.木板一块2.气球两个3.塑料管一根4.运动轮两个5.螺丝和螺母6.扭力摆杆7.测量仪器（卷尺、计时器）实验步骤：1. 使用木板制作小车的底座和车体。
2. 在小车的底部放置两个运动轮，并将它们与车身牢固地连接起来。
3. 通过螺丝和螺母将两个气球紧固在车体的两侧，作为小车的动力装置。
4. 将一根塑料管放在小车头部，并用扭力摆杆将其与小车底座连接起来。
5. 使用卷尺和计时器记录小车行驶的距离和时间，分析小车的运动表现。
实验结果：在实验中，我们发现小车的结构设计和气球的填充量等因素会影响小车的运动表现。
当气球填充的空气量一定时，小车的速度和运动方向受到空气动力学的影响，比如在大风的情况下，小车的速度会减缓或变化方向。
此外，当小车结构设计合理时，小车的运动表现也会更加平稳，例如使用扭力摆杆可以使小车的行驶更加稳定。
结论：通过本次实验，我们得出了空气动力学对小车运动表现的重要影响，以及小车结构设计对其运动表现的重要性。
在实际应用中，我们需要考虑空气动力学和结构设计的因素，从而达到最佳的运动表现。
tsp的测定实验报告
tsp的测定实验报告一、实验目的总悬浮颗粒物（TSP）是指环境空气中空气动力学当量直径小于等于 100 微米的颗粒物。
通过本次实验，旨在掌握测定环境空气中 TSP 浓度的方法和原理，了解 TSP 对环境和人体健康的影响，为环境监测和治理提供数据支持。
二、实验原理TSP 的测定采用重量法。
使一定体积的空气通过已恒重的滤膜，空气中的颗粒物被阻留在滤膜上，根据采样前后滤膜的重量差及采样体积，计算出空气中 TSP 的浓度。
计算公式为：＼C ＝＼frac{（W_1 W_0) ＼times 1000}｛V}＼其中，C 为 TSP 浓度（mg/m³），W₁为采样后滤膜的重量（g），W₀为采样前滤膜的重量（g），V 为采样体积（m³）。
三、实验仪器与材料1、中流量采样器：流量范围 80 120 L/min。
2、滤膜：选用直径 90mm 的玻璃纤维滤膜。
3、分析天平：感量 01mg。
4、恒温恒湿箱：可控制温度在 15 30℃，相对湿度在 50% 90%。
四、实验步骤1、采样前准备滤膜的准备：将滤膜放在恒温恒湿箱中平衡 24 小时，取出后迅速称重，记录采样前滤膜的重量 W₀，精确至 01mg。
检查采样器：确保采样器性能良好，流量稳定。
2、采样安装滤膜：将已称重的滤膜用镊子小心放入采样器的滤膜夹内，注意滤膜毛面朝上。
设置采样参数：根据实际情况，设定采样流量为 100 L/min，采样时间为 6 小时。
开始采样：启动采样器，记录采样开始时间和地点。
3、采样后处理停止采样：到达设定采样时间后，关闭采样器，记录采样结束时间。
取出滤膜：用镊子小心取出滤膜，放入原滤膜盒中。
平衡与称重：将采样后的滤膜再次放入恒温恒湿箱中平衡24 小时，取出后迅速称重，记录采样后滤膜的重量 W₁，精确至 01mg。
五、实验数据与计算本次实验共进行了 5 组采样，具体数据如下表所示：｜采样编号｜采样前滤膜重量（g）｜采样后滤膜重量（g）｜采样体积（m³）｜ TSP 浓度（mg/m³）｜｜：：｜：：｜：：｜：：｜：：｜｜ 1 ｜ 05235 ｜ 05582 ｜ 360 ｜ 09611 ｜｜ 2 ｜ 05187 ｜ 05531 ｜ 360 ｜ 09558 ｜｜ 3 ｜ 05213 ｜ 05568 ｜ 360 ｜ 09861 ｜｜ 4 ｜ 05198 ｜ 05546 ｜ 360 ｜ 09389 ｜｜ 5 ｜ 05221 ｜ 05575 ｜ 360 ｜ 09833 ｜根据上述数据，计算得到本次实验测定的 TSP 平均浓度为：＼＼begin{align}C_{平均}＆＝＼frac{09611 ＋ 09558 ＋ 09861 ＋ 09389 ＋ 09833}｛5}＼＼＆＝＼frac{48252}｛5}＼＼＆＝09650 ＼，mg/m³＼end{align}＼六、实验结果分析1、从实验数据来看，5 组采样的 TSP 浓度在 09389 09861 mg/m³之间，平均值为 09650 mg/m³。
超燃发动机(飞行器空气动力学报告)
“IGLA”/GLL-VK（14马赫）
GLL-AP-02（6马赫）
2. 超燃发动机的发展历史—美国
项目计 划 起止年 份 19621978 19861995 主办机 构 NAVY JHU/AP L DARPA 主要研究内容 论证使用可贮存燃料的小型舰载导弹 采用模块化 Busemann进气道 研制X-30实验型单级入轨空天飞机 研制工作范围Ma=4~15 的氢燃料超燃 冲压发动机 设计思想基于1942年 德国空气动力学家 Busemann提出的内 锥形流概念 1.低马赫数来流条件 下不能自起动 2.长度较长 是一种未来的飞机，像 普通飞机一样起飞，在 30～100公里高空的飞 行速度为12～25倍音速， 而且可以直接加速进入 地球轨道，成为航天飞 行器，返回大气层后， 像飞机一样在机场着陆。
NASP HyTech /Hyset HyFly
19961995-
3. X-43A 与 X-51A 的简介
2004年3月27日，X-43A实现了超燃冲压发动机成功点火，并推动飞行器加速 的技术，发动机工作时间11 s，最高速度达到6.83马赫。
B-52挂载飞马座固体火箭飞行到28500米
飞马座火箭开始助推加速
涡轮喷气发动机
1. 研究背景与简介—原理
冲压发动机的原理无 非就是空气以超音速 进入发动机燃烧室与 燃料混合点燃，再从 喷嘴中喷出从而获得 推力。
因为留给空气压缩，与燃料在燃烧室混合，点火， 燃烧的时间只有毫秒量级，这样也就使得发动机 的控制极其困难。
注：1.亚音速与超声速燃 烧的区分是根据燃烧室中 的气流速度。 2.后面提到的双模即是可 以在一次飞行中实现二者 的转换。
2. 超燃发动机的发展历史—前期历史
1946年,Roy就提出了借助于驻波直接 将热量加入超声速流中的可能性。 1957年4月，Shchetinkov申请了超声 速燃烧冲压发动机专利。 1958年9月，在马德里举行了第一届 国际航空科学会议，Ferri 简略地概 述了并证明在Ma =3.0的超声速气流 中实现了稳定燃烧，没有强激波。 ①氢-空气系统的化学过程和现象 20世纪60年代通用应用物理实验室 (1)超燃冲压发动机增量飞行试验飞 行器(IFTV)1965年开始； (2)1964—1968年,低速固定几何尺寸 超燃冲压发动机,无可变几何尺寸,但 是具有随飞行速度而变化的空气动力 压缩比。
空气动力学研究报告总结
空气动力学研究报告总结
根据空气动力学研究报告，以下是总结：
1. 空气动力学研究主要关注流体力学原理在空气中的应用。
它研究气体在空气中的流动、压力分布和阻力等物理现象。
2. 通过研究空气动力学，我们可以了解飞行器的性能和特性。
例如，我们可以通过空气动力学研究来优化飞机的机翼设计，以减少阻力和提高飞行效率。
3. 研究报告中提到了一些重要的空气动力学参数，如升力、阻力和扰动。
升力是支撑飞行器在空中飞行所需的力量，阻力是抵抗飞行器前进的力量，而扰动是飞行器受到的外部干扰。
4. 研究报告中还提到了一些空气动力学研究的应用领域，如航空航天工程、汽车工程和建筑设计等。
通过空气动力学的研究，我们可以改进飞机和汽车的设计，提高它们的性能和燃油效率。
5. 研究报告中还强调了空气动力学的重要性，特别是对于飞行器的设计和操作。
了解空气动力学可以帮助我们理解飞机如何在空中飞行，如何应对不同的气象条件和空气动力学现象。
总的来说，空气动力学研究报告提供了有关空气中流体力学原理的应用和相关领域的信息。
这些研究对于改进飞行器和其他交通工具的设计和性能至关重要。
大学生物理实验报告
大学生物理实验报告一. 风洞试验简述：实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。
由于是直接研究物体与真实气流间的相互作用，所得数据可以用作工程设计的依据，验证理论计算结果并能提醒新的流动现象，为理论分析提供物理模型。
实验空气动力学作为一门分支学科是20世纪40年代形成的。
它的形成同飞行器高速开展，要求迅速获得大量复杂、准确、可靠的设计数据有关。
它的主要内容除空气动力学根底理论外，还包括实验理论、实验方法和实验设备的知识。
实验空气动力学的主要任务是利用风洞进展模型实验，以发现和确认流动现象、探索和提醒流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，风洞实验所依据的根本理论是相对运动原理和相似理论。
相对运动原理：无论是固体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经固体，两者之间的相互作用力恒等。
相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。
是模拟的理论根底。
相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。
风洞是进展空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进展。
风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。
测量作用在模型上的空气动力，观测模型外表及周围的流动现象。
根据相似理论将实验结果成可用于实物的相似准数。
实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应到达一定指标。
风洞实验的主要优点是：① 实验条件（包括气流状态和模型状态两方面）易于控制。
② 流动参数可各自独立变化。
③ 模型静止，测量方便而且容易准确。
④ 一般不受大气环境变化的影响。
⑤ 与其他空气动力学实验手段相比，价廉、可靠等。
空气力学实验报告
一、实验目的1. 了解空气动力学基本原理，掌握空气动力学实验的基本方法和技巧。
2. 通过实验验证伯努利方程、托里拆利定律等空气动力学基本理论。
3. 分析空气流动对物体运动的影响，探究流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
二、实验原理1. 伯努利方程：在流体流动过程中，流速越大的地方，压力越小；流速越小的地方，压力越大。
即流体在流动过程中，动能、势能和压力能之间可以相互转化。
2. 托里拆利定律：在静止流体中，任意一点的压强等于该点上方流体的重量所产生的压强。
3. 流体阻力：物体在流体中运动时，会受到流体的阻碍，这种阻碍力称为流体阻力。
流体阻力与物体形状、速度、流体密度等因素有关。
三、实验仪器与设备1. 风洞2. 气球3. 风速计4. 伯努利管5. 托里拆利管6. 测量尺7. 记录本四、实验步骤1. 伯努利方程验证实验- 将气球置于风洞中，调整风速，观察气球在风洞中的运动状态。
- 在气球上方和下方分别插入伯努利管，测量气球上方和下方的压力差。
- 根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速，验证伯努利方程的正确性。
2. 托里拆利定律验证实验- 将托里拆利管插入装有水的水槽中，观察管内水柱的高度。
- 调整水槽中的水位，观察管内水柱高度的变化，验证托里拆利定律的正确性。
3. 流体阻力实验- 将不同形状的物体（如圆柱体、圆球、长方体等）放入风洞中，调整风速，测量物体在流体中的运动速度。
- 记录不同形状物体的流体阻力，分析流体阻力与物体形状、速度等因素的关系。
五、实验数据与结果分析1. 伯努利方程验证实验- 实验数据：风速1 m/s时，气球上方压力为100 kPa，下方压力为90 kPa；风速2 m/s时，气球上方压力为95 kPa，下方压力为85 kPa。
- 结果分析：根据伯努利方程，计算气球上方和下方的流速分别为0.8 m/s和1.4 m/s，与实验数据基本吻合。
2. 托里拆利定律验证实验- 实验数据：当水槽水位为10 cm时，管内水柱高度为7 cm。
汽车风洞测力实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本次实验旨在通过汽车风洞测力系统，对汽车在不同速度和角度下的空气动力学性能进行测试，包括风阻系数、升力系数、侧向力系数等参数的测量。
通过实验，分析汽车在不同工况下的空气动力学特性，为汽车设计和改进提供科学依据。
二、实验原理汽车风洞测力实验基于空气动力学原理，通过测量汽车模型在风洞中受到的空气作用力，计算出风阻系数、升力系数、侧向力系数等参数。
实验过程中，利用风洞产生的均匀气流，对汽车模型进行不同速度和角度的测试。
三、实验设备1. 汽车风洞：用于产生均匀气流，模拟汽车行驶环境。
2. 汽车模型：与实际汽车尺寸相似，用于测试空气动力学性能。
3. 测力系统：包括力传感器、力矩传感器、数据采集系统等，用于测量汽车模型受到的空气作用力。
4. 计时器：用于测量汽车模型通过风洞的时间，从而计算速度。
四、实验步骤1. 准备实验设备，确保其正常运行。
2. 将汽车模型放置在风洞中，调整角度和高度，确保模型稳定。
3. 开启风洞，调整风速，使气流均匀。
4. 记录风速、角度等参数。
5. 测量汽车模型受到的空气作用力，包括水平力和垂直力。
6. 利用数据采集系统，实时记录实验数据。
7. 改变汽车模型角度和高度，重复实验步骤。
8. 分析实验数据，计算风阻系数、升力系数、侧向力系数等参数。
五、实验结果与分析1. 风阻系数（Cd）：实验结果显示，汽车模型在不同速度和角度下的风阻系数有所差异。
在高速行驶时，风阻系数较大，随着速度降低，风阻系数逐渐减小。
在特定角度下，风阻系数达到最小值，说明汽车模型在该角度下空气动力学性能最佳。
2. 升力系数（Cl）：实验结果显示，汽车模型在不同速度和角度下的升力系数有所变化。
在特定角度下，升力系数达到最大值，说明汽车模型在该角度下具有良好的操控性能。
3. 侧向力系数（Cη）：实验结果显示，汽车模型在不同速度和角度下的侧向力系数有所差异。
在高速行驶时，侧向力系数较大，随着速度降低，侧向力系数逐渐减小。
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。
空气动力学技能实训报告
随着现代工业和交通运输业的快速发展，空气动力学技术在各个领域中的应用越来越广泛。
为了提高学生的专业技能，增强实践能力，本实训旨在让学生深入了解空气动力学的基本原理，掌握相关实验技能，并通过实际操作，提高解决实际问题的能力。
二、实训内容与过程（一）实训内容1. 空气动力学基本原理的学习与理解；2. 风洞实验的基本操作与数据处理；3. 流体力学仿真软件的使用；4. 空气动力学在汽车、飞机等交通工具中的应用分析；5. 实际案例分析及问题解决。
（二）实训过程1. 理论学习：首先，我们学习了空气动力学的基本原理，包括流体的性质、连续性方程、伯努利方程、动量守恒定律等。
通过理论讲解和课后自学，我们对空气动力学有了初步的认识。
2. 风洞实验：在风洞实验环节，我们学习了风洞的结构、工作原理以及实验方法。
在实验中，我们操作了不同类型的模型，如汽车、飞机等，观察了不同形状和速度下的气流变化，并通过测量压力、速度等参数，分析了空气动力学的实际应用。
3. 流体力学仿真软件学习：为了提高我们的仿真能力，我们学习了流体力学仿真软件（如FLUENT、ANSYS等）的基本操作。
通过实际操作，我们学会了如何建立模型、设置边界条件、求解方程等，为后续的仿真实验打下了基础。
4. 案例分析：在案例分析环节，我们学习了空气动力学在汽车、飞机等交通工具中的应用。
通过对实际案例的分析，我们了解了不同车型和飞行器的空气动力学设计原理，以及如何优化设计以提高性能。
5. 问题解决：在实训过程中，我们遇到了许多实际问题，如风洞实验中的数据异常、仿真软件中的计算错误等。
通过查阅资料、讨论交流，我们学会了如何分析问题、解决问题，提高了自己的实践能力。
通过本次实训，我们取得了以下成果：1. 掌握了空气动力学的基本原理和实验方法；2. 熟练运用流体力学仿真软件进行仿真实验；3. 提高了分析问题和解决问题的能力；4. 拓宽了视野，了解了空气动力学在各个领域的应用。
实验四--旋流燃烧器空气动力场测试
实验四 旋流燃烧器空气动力场测试一、实验目的通过对旋流燃烧器旋转射流的轴向、径向、切向速度分布测定，可计算其实际旋流强度，确定其速度分布规律，了解扩散角、回流区、射程等情况，判断其燃烧配风的合理性。
通过空间气流的测量实验获得旋转射流流动结构的感性认识。
二、实验原理1、实际旋流强度测定旋流燃烧器喷口断面处的速度场可求得实际旋流强度。
燃烧器出口断面分成若干个等面积圆环（图4-20），环的面积为A 的各个环的平均半径为R i ，环内气流的平均轴向流速为w zi ，切向流速为w yi 。
这样，就可根据旋流强度的定义计算实际旋流强度n s（4-47） 式中 D ——喷口直径，m 。
式（4-47）中面积单位为m 2，长度单位为m ，速度单位为m/s 。
实际旋流强度与理论计算值不同，这是喷口存在流动损失和中心回流使出口截面收缩所致，他们的关系为n s =ψn （4-48）式中 ψ——实际旋流强度系数；n ——理论计算旋流强度。
2、旋转射流速度场旋转射流速度场的一般规律如图4-21所示。
一般，将各断面轴向速度最在值的10%处的连线定义为射流的外边界。
射流外边界线的交角α称为射流的扩散角。
射流轴向速度正负方向变化点的连接线称为中心回流边界线。
喷口与射流终端的轴向距离称为射流的长度。
射流速度为喷口初速的5%时定义为射流终端。
上述旋转射流图形特性示于图4-22。
3、试验条件28zii i yi zi s w A D R w Aw n ∑∑=π燃烧器总流量计算得的雷诺数Re r应处于第二自模化区，即Re r＞（Re lj·2）r （4-49）式中（Re lj·2）r ——燃烧器第二临界雷诺数，参见表4-6。
三、实验设备与仪器（1）实验设备。
试验台同本节实验三。
（2）五孔探针。
见本节实验二。
（3）微压计。
（4）标准毕托管。
（5）活动支架。
活动支架用于支撑五孔探针（或皮托管），并使探头可按规定的测点位置要求作轴向、径向位移，不得妨碍测量杆的自身转动。
空气动力学：平板边界层实验报告1
流体力学实验平板边界层实验报告班级 ___________________姓名 ___________________实验日期 ________________指导教师 ________________北京航空航天大学流体力学研究所流体力学实验平板边界层实验报告一、实验目的测定平板边界层内的流速分布，并比较层流边界层及紊流边界层的速度分布的差别。
二、实验设备本实验使用的是一个二维开路闭口低速风洞，在该风洞实验段中装有两块平板，以分别测量层流及紊流边界层的速度分布。
为测量速度分布，在平板板面上安装有总压排管及静压管。
这些测压管分别用橡皮管连接到多管压力计上，通过测量多管压力计液柱高度推算出速度来，具体原理见后。
为测出实验段风速，在实验段侧壁上装有风速管，风速管的总压孔及静压孔也分别用橡皮管连接于多管压力计上，装备情况见图1。
橡皮管三、实验原理当气流流过平板时由于粘性作用使紧贴平板表面处的流速为零，离开板面速度就逐渐增大，最后达到相当于无粘时的气流速度。
对平板来说，就等于来流速度了。
由于空气粘性很小，只要来流速度不是很小时，流速变化大的区域只局限在靠近板面很薄的一层气流不可压流场中，每一点处的总压P 。
,1等于该点处的静压和动压-2V 之和。
1P oPv 22( P o P)(1)因此只需测出边界层内各点处的静压 虑到垂直平板方向的静压梯度等于零（即p ，总压P o ,就可计算出各点的速度来。
但考P/ y 0），我们只需在平板表面开一静要测边界层内的速度分P oiP i ----------- 为各测点的静压。
内，这一薄层气流通常叫作边界层。
人为地规定，自板面起，沿着它的法线方向，至达到99%无粘时的速度处的距离，称为边界层厚度3。
压孔，所测的静压就等于该点所在的平板法线方向上各点的静压。
布就只要测出沿平板法线上各点的总压即可。
为各测点的总压。
--- 为各测点的速度。
——为多管压力计所使用的液体重度（公斤/米3）。
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。
理解飞行原理：空气动力学实验探究
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目录
01
飞行原理概述
02
实验设备与材料
03
实验过程与方法
04
实验结果与讨论
05
应用与展望
06
安全注意事项
飞行原理概述
01
飞行的基本原理
空气动力学：研究飞行器与空气相互作用的科学
升力：飞行器在空中上升的力，主要由机翼产生
阻力：飞行器在空中受到的阻碍前进的力，主要由机翼和机身产生
应用与展望
05
空气动力学在航空领域的应用
飞机设计：利用空气动力学原理设计出更安全、高效的飞机
飞行控制：通过调整飞机的飞行姿态和速度，实现对飞机的精确控制
空气阻力：研究空气阻力对飞机飞行的影响，提高飞机的飞行效率
飞行安全：利用空气动力学原理分析飞机事故原因，提高飞行安全水平
空气动力学在其他领域的应用
实验目的：验证空气动力学原理
实验方法：使用风洞实验和计算机模拟
实验局限性分析
实验条件：可能受到环境因素的影响，如风速、温度等
实验设备：可能存在误差，如测量仪器的精度、实验材料的质量等
实验方法：可能存在局限性，如实验设计、数据处理等
实验结果：可能受到其他因素的影响，如操作者的技能、实验过程中的偶然事件等
推力：飞行器在空中前进的力，主要由发动机产生
重力：飞行器受到的地球引力，影响飞行器的高度和速度
飞行控制：通过调整飞行器的姿态和速度，实现飞行器的稳定和控制
空气动力学原理简介
飞机的飞行原理：利用伯努利定理和升力、阻力的平衡实现飞行
升力：物体在空气中运动时产生的向上的力
阻力：物体在空气中运动时产生的阻碍前行的力
标准飞机模型空气动力测量实验报告
标准飞机模型空气动力测量实验报告本实验报告旨在介绍标准飞机模型空气动力测量的实验目的和背景，并阐述实验结果的重要性。
空气动力测量是一种关于飞行器受力与运动的实验方法，通过对标准飞机模型在风洞中的测试，可以获取关于飞机模型在不同飞行状态下的空气动力特性的数据。
实验目的是通过对标准飞机模型的空气动力参数进行测量，研究飞机模型的升力、阻力、侧力和气动力矩等重要指标，以评估飞机模型在不同飞行状态下的性能。
实验结果的重要性在于它们对于飞机设计和飞行器性能分析具有指导意义，有助于改善飞机设计和提高飞行器的飞行性能和安全性。
通过本实验报告的介绍，读者将了解到实验的背景和目的，并且认识到空气动力测量的重要性和其在飞机设计和性能分析中的应用。
同时，实验结果的重要性也会得到明确阐述，为读者提供对于实验结果的正确理解和应用提供基础。
实验所使用的标准飞机模型和实验装置具有以下特点和参数：标准飞机模型：采用常见的固定翼式飞机模型，具备一对机翼和垂直尾翼。
实验装置：包括模型支架和测量仪器。
模型支架：提供稳定的支撑和定位，使得飞机模型能够在流动中保持固定的姿态。
测量仪器：包括风速仪、气动力测量设备等，用于测量飞机模型在空气中受到的各种气动力。
实验设计的目的是通过测量飞机模型在不同风速下的气动力，了解飞机在不同飞行条件下的飞行特性和气动性能。
以上是实验所使用的标准飞机模型和实验装置的简要特点和参数描述。
本实验旨在详细描述实验的步骤和操作过程，包括安装模型、测量空气动力数据等。
准备工作在进行实验之前，需要准备以下材料和设备：标准飞机模型测力传感器数据采集系统实验平台和支架测量仪器（如风速计、压力传感器等）安装模型首先，在实验平台上安装支架，确保支架稳固可靠。
然后将标准飞机模型固定在支架上，注意调整模型的姿态使其符合实验要求。
连接测力传感器将测力传感器连接到标准飞机模型上，确保连接牢固，以便测量飞机在空气流中的受力情况。
根据实验要求，可以选择适当的测力传感器。
空气动力学 工程热力学 大作业报告
流实验报告实验名称：气罐充气过程计算实验目的：1、 通过本次试验，温习、巩固和运用书本中所学知识。
2、 尝试解决在日常工作学习中遇到的问题，为今后学习打下初步基础。
3、 进一步加深对本专业的认识。
实验假设：1、气体是理想气体2、整个系统绝热3、气体流动无黏4、定比热容5、气体为可压缩气体实验设计：设大罐初始值：P 1 压强、T 1 初温、V 1体积 设小罐初始值：P 2压强、T 2温度、V 2体积 管道最小截面积： A推导过程：1、假设初始状态是超临界状态，既P 2＜Pcr 。
则临界压强1112p k p k k cr -⎪⎭⎫ ⎝⎛+=气体流动最大速度为当地声速，即12C 1+=k T kR g1Ma 流动气体密度111112D V M k k -⎪⎭⎫ ⎝⎛+= 可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1V M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
再取dm 与小罐原有气体M 2为闭口热力系，则外界对该热力系做工即为dW 。
那么dt 过程中，对于小罐与dm 组成的闭口热力系，有能量守恒方程'122'2'2M M T dmc T c T c v v v +=所以小罐温度为v v v c T dmc T c T '2'122'2M M +=由理想气体状态方程得小罐压强变为'2'2'2vR T P g =2、当状态是亚临界时，即cr P P >2时 <1> 流管中气体的最大流速为()⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛--=-k k P P M k V kP C 112111112 该处气体密度为kP P V M 11211D ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk k v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M V v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
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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空气动力实验
实验一MAF风洞结构、实验仪器和实验原理
1.实验内容：掌握MAF风洞的结构、所用实验仪器、模型的类型和用途、实验原理和实验
过程。
风洞形成超音速气流的条件等。
2.实验目的; 通过上课听讲和实验室见习，对MAF风洞有一个全面了解，了解MAF风洞
所能进行的实验内容和方法。
3.实验仪器：MAF风洞、测压力模型、测温度模型、测流量模型、各种马赫数的喷管、空
气压缩机、冷却设备、压力和温度传感器、六分量天平、数据采集和调理仪、计算机软件的使用等。
4.实验原理：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
实验气体存储器由总容积0.32m3的8个标准气罐组成，用中心连接管连接，从存储器出来的气体经过中心连接管和手动阀进入到主控制阀。
在装置开动的时候接通主控制阀，气体经过电加热器进入到预制室，再经过可以替换的喷管进入工作室，在那里气体围绕被研究的模型流动。
通过与模型连接的传感器测得的压力和温度等的电压型号，经过数据采集仪进行采集、放大和条例后导入计算机记录并进行数据处理，即可得到相应的真实压力和温度等。
5.实验步骤：
工作室是被密封的直角仪器舱，在那里安装试验模型和传感器，在实验前向气罐充满实验气体,压力达到15MPa，电加热器加热到指定温度。
装置按控制台指令启动，接通主控制阀，实验气体从气罐经过电加热器进入预制室,在这里通过喷管形成实验气流,围绕模型流过。
实验过程中利用各种测量方法测量实验数据，借助光学仪器分析气流。
经过指定时间（1—2S）后定时器断开阀门，工作状态结束。
用计算机进行数据处理并完成实验报告
6.实验结果：MAF小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流，这些气流用于各种不同的气体动力研究。
该装置设计简单，压缩气体和电能消耗低，形成的气流具有很好计量特性，它要求按马赫数和雷诺数设计模型，。
可用于空气动力实际研究。
在小型的空气动力实验方面，充分显示了其优越性。
可进行科研工作，在指导大学生的弹道学和空气动力学学习。
7.问题讨论：（1）超音速气流的流动是如何形成的？
（2）超音速流场建立的条件如何？
（3）风洞实验是如何测得模型气动力的?
实验二 气流压强的测量
1. 实验内容：用MAF 风洞和压力传感器测量不同流动速度的气流的滞止压力和模型表面压力。
2.实验目的：压强是气体流动的重要参数，与其他流动参数相比，压强测量较容易实现，往往根据测得的压强通过计算来得到气体流速等其他流动参数。
所以几乎所有的流动测量中，都有压强测量的相关内容。
压强测量是空气动力学实验中的一项基本测量，所用的测压装置有两部分组成；一是感压部分称为压力探头。
它把流场中欲测的压强值感受出来，并引出流场以外进行测量；另一是指示部分，称为压力计，用来把流场中压力探头感受的压强值指示出来。
3.实验仪器和设备：
（1）MAF 风洞
（2）压强传感器：将气流的压强转换为电信号；
（3）信号放大器；将传感器的电信号进行放大以便数据采集系统压强测量仪器的采集；
（3）数据采集系统；有计算机、数据采集线路板组成，采集信号放大器的电信号，并进行处理；
（5）标准压力源：给出标准的压强信号，用来作为压强传感器校测的标准。
4.实验原理：用压力探头测量物体滞点的总压（即滞止压强）和物体表面的静压：
（1） 总压P 0探头 总压P 0是物体滞点的压强。
因此，在绕流物体的滞点开一小孔，就可把总压引出到压强传感器。
最简单的总压探头为一柱形管子，管轴与气流方向平行，在管子的前端开一小孔，由此引出总压。
一般认为测压头越尖，测得的压强精度越高。
（2）. 静压P 探头 目前使用的静压探头为：头部呈球形，静压孔开在距离顶端（3—8）D 的位置上。
测定物体表面某点的压强时，只要在该点沿法线方向开一小孔，然后通过传压管道就可以把该点的压强引到流场外的压强传感器。
压力传感器将感受到得气流压力转换成电压，该电压信号由数据采集系统采集、放大、调理后传到电子计算机进行数据处理和计算，从而得到气流压力值。
5.实验步骤：
P 0 P 气流方向
（1）打开风洞工作室上盖，安装测压强模型；
（2）将测压管与压强传感器和测压接头连接好，检查是否漏气；
（3）待检查正确无误后，合上工作室上盖并将螺丝拧紧；
（4）检查传感器接线、供电电压是否正确；
（5）检查传感器的系数是否正确输入计算机；
（6）预开风洞手动阀，做好开启风洞准备；
（7）同时打开风洞电磁阀和按下计算机开始键，风洞开始吹风实验，待风洞流场稳
定后，计算机自动采集数据；
（8）处理从计算机上采集的电压数值，换算出压强。
5.实验结果
6. 讨论问题：
（1）滞止压力的意义？
（2）气流滞止压力和模型表面压力有何区别？
实验三气流滞止温度的测量
1. 实验内容：用MAF风洞和温度传感器测量不同速度气流的滞止温度
2.实验目的：气流总温（即滞止温度）是一个十分重要的状态参数，在空气动力学计算中经
常需要知道气流的温度，但是要直接测量温度是很困难的，因为要量温度必须使温度计随气
流一起运动，然而温度可以从气流的其它状态参数中推算出来。
所以一般只测量总温。
本实
验就是通过风洞实验确定气流的总温。
3.实验仪器和设备：
（1）MAF风洞；
（2）温度传感器。
3)信号放大器；将传感器的电信号进行放大以便数据采集系统压强测量仪器的采集；
4)数据采集系统；有计算机、数据采集线路板组成，采集信号放大器的电信号，并进行处理；
如图所示，气流进入皮托管内减速，不论亚音速流还是超音速流，热电偶接头所在处
的温度为总温T0。
所用罩壳和支架都是为了防止或减少传热和热辐射。
为保持热电偶处于平
衡温度，罩壳上开有通气小孔。
来流
穿孔
4.实验原理：测量总温的仪器由安置于皮拖管内的温差热电偶组成，将皮拖管放置在运动的气流中，通过计算机读出热电偶两端产生的电位差，经过简单的计算即可得到此时的气流总温
5.实验步骤：
（1）打开风洞工作室上盖；
（2）将皮拖管安装在模型支架上；
（3）将皮拖管中热电偶引出的导线连接到信号接收板；
（4）检查计算机是否处于工作状态；
（5）打开风洞手动阀；
（6）按动电磁阀开关，同时按动计算机ENTER 键；
（7）关闭手动阀；
（8）处理数据。
6.实验结果：
7.讨论问题：
（1）什么是气流的静温？
（2）什么是气流的总温？
（3）气流的静温与总温之间的关系？。