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0.75~1.25
0D 。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。其中0D 为水力直径。且S 为矩形的面积,C 为矩形的周长。
04S D C
=
⑤ 由于本组的风洞实验段截面为矩形形状，而对于矩形实验段，可以采用的一种解决附面层影响的方法就是沿轴线逐渐减小切面的截角。此处我们参考NH-2风洞模型。这样做使位流截面保持不变，可以消除纵向静压梯度。
4.2收缩段
① 任务要求收缩比为7（即进口面积与出口面积之比） ② 收缩段长度一般可采用进口直径的0.5~1.0倍。因为收缩比越大，长度与进口直径的比值越小。这样能减短扩压段长度，减少资金耗费。因为收缩比为7较大，选择收缩段长度为0.6倍
进口直径00.6 4.3L D m =??≈
③ 收缩段的在接近出口部分曲线应该比较平缓，以利于稳定气流。进口处的曲线应与稳定段保持连续。因为任务要求为矩形，选择在收缩段四角做成圆弧，防止气流分离。其收缩曲线方程如下：公式中的a=中收缩段的长度L 。
R R =
4.3 稳定段
① 对于小收缩比的风洞，如收缩比小于5，稳定段长度为直径的1.0~1.5倍；对于大收缩比风洞，如收缩比大于5，则长度为直径的0.5~1.0倍。稳定段长度引起的损失只占风洞总损失很小的一部分，所以经常使稳定段长度长一些，用以协调动力段和回流段的长度要求。又因为目前收缩比较大的风洞一般为7~10，参考大收缩比风洞稳定段长度，综合选定其长度为直径的0.8
倍。00.8 5.8L D m =??≈ ② 蜂窝器的选择：
蜂窝器由许多方形、圆形或六角形的等截面小管道并列组成，形状如同蜂窝，故名蜂窝器蜂窝器的作用在于导直气流，使其平行于风洞轴线，把气流中的大尺寸漩涡分割成小尺寸涡，因而有利于加快漩涡的衰减。
方形格子加工方便，最为常见，故设计中选用方形格子。
5~10;5~30L M M cm ==。L 、M 分别为蜂窝器的
蜂窝长度和口径。长度L 越大，整流效果越好，但损失增加。M 值越小，蜂窝器对降低紊流度的效果越显著。这里选择
6L M =。因为风洞不小，所以尽量使L 长一些，同时又要
兼顾不能使得M 过大，所以取15M cm =、90L cm =。
当6L
M =时，圆形蜂窝格子的损失系数为0.30；方形
蜂窝格子的损失系数为0.22；六角形蜂窝格子的损失系数为0.20.可见虽然六角形蜂窝格子最好，但施工较为复杂。因方形蜂窝格子与其损失系数相近而又加工方便，选用方形格子。 ③ 紊流网的选择：
纱网作用是降低气流的紊流度，故又名紊流网，它同蜂窝器均可以将较大漩涡分割成小漩涡，以利于衰减；还可以使气流速度分布更趋均匀
紊流网的设计主要包括网的层数和网的粗细选择。网越细，层数越多，整流效果越好。设计中，最常用的网的层数为2~3层；粗细最常用为24~30目/英寸。我们选用4网，30目/英寸，两层网间距25cm
4.4扩压段
入口面积1D ，出口面积2D 。综合考虑整个风洞的设计长度，取
1211.5D D =。因为设计任务为中型风洞，λ在0.006左右。
在tan
2
α
=
4~5??，但从
综合角度考虑，这个幅值小一些，宜采用6?左右。所以我们取
32
α
=? 因为实验段为矩形截面，而我们设计的扩压段及后面的拐角1、2和回流段都为圆形的。所以这里，我们需要采用一个过渡段，使矩形截面过渡为圆形。
通过1211.5D D =和
32
α
=?我们可以求得扩压段的长度14L m ≈，因为采用过渡段，其长度要能使其能够加工，也不能
过长，所以选择为6米，扩压段有部分包含在过渡段中。 ① 回流段：
我们设计的在风扇系统后至第三拐角的回流段仍采用扩张管道，因而也为扩压段。采用扩压段的原因为：一是为了继续把动能转变为压力能，减小气流损失，尤其是经过拐角和整流装置的损失；二是增加管道面积，以得到比较大的收缩比。回流段的平均速度已经比较低了，因而损失不会大，为了缩短风洞的总长度采用较大的扩散角，8~9α=??。
与扩压段相同，回流段中还需要设置一个过渡段让圆形截面再过渡到矩形截面，这里其长度取为8米。 ② 拐角及导流片：
气流经过拐角时很容易发生分离，出现很多旋窝，因而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。
这里，为单回流风洞，在拐角处每排导流片数量一般为10~20个，但为了使导流效果明显，选择24个导流片增强效果。导流片的弦长为C ，间距为
1D 。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1
0.4
D C =，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。
同时这种导流片有一定厚度，内部可以通过冷却液，大中型风洞拐角处一般都采用翼剖面型。
拐角处圆弧半径按0.1
D τ
=来计算，另外导流片的弦长取
t D
=1
0.4
D C =，可以求得为24个导流片。因为
此次设计的为低速风洞，拐角1、2和拐角3、4的风速都比较小，虽然损失系数随导流片增多而增加，也不会太大。所以不需要取拐角1、2的导流片布置的比拐角3、4的稀。
4.5其他部件设计 a) 调压孔/调压缝
a) 为了使实验段的静压等于风洞外的环境压力，常在实验段与扩压段之间开一个调压缝，或在扩压段进口处开一排调压孔。这里我们采用调压缝，其宽度约为实验段直径的5%上下。
b) 并且，设计成可调节形式，风洞建成后通过实验调整再确定。
b) 风扇设计
1. 在风洞管道中，风扇系统应位于流速比较高而且流动又比较均匀的部位。
2. 我们设计的为回路风洞，将风扇安装在第二拐角之后。因为，此处直径不是很大，因而流速比较高。同时，因为经过了第二个拐角导流片，所以气流也
比较均匀。还能满足有足够的长度来安装风扇整流系统。
3. 风扇管道长度因尾罩具有相当的长度而一般比较长，其长度一般为直径的2.5倍或者更长一些。我们这里选择
4. 2.510L D m =≈
五．能量比
能量比定义为：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。
注明：在求雷诺数时，采用公式Re vD vD
ρμν==，其中521.460710/m s ν-=?
① 实验段损失：
对实验段来说，损失系数就是当量损失系数。因而有
00
L
K D λ
=，其中0D 为水力直径。 可以求得实验段的雷诺数7Re 1.8710vD
ρμ
=
=? 此时，雷诺数比较小，因而附面层比较厚，实验段可以认为是光滑管，摩擦损失系数λ仅与雷诺数有关，而与粗糙度无关。通过公式求得：
0.2370.00320.221Re 0.00738λ-=+= 所以，可以求得
00
0.00738 6.55/2.730.0177L
K D λ
==?= ② 扩压段损失：
气流经过扩压段的损失公式为：
4
平均120.6tan 128tan 2D K D λαα???? ????
?=+- ? ??? ????
? ???
由于损失系数K 的参考动压为扩压段入口的值，即为实验段动压，所以有
4
平均10
20.6tan 128tan 2D K K D λαα???? ????
?==+- ? ??? ????? ?
??
其中平均λ根据扩压段中间剖面上的雷诺数求得。扩压段中间剖面的速度为：
22
11 2.7310064/3.4D v v m s D ????==?=
? ?????
所以7Re 1.49510vD
ρμ
=
=? 0.2370.00320.221Re 0.0076λ-=+=
进而求得
4
平均10
20.6tan 10.0398
28tan 2D K K D λαα???? ????
?==+-= ? ??? ????? ?
??
③ 回流段损失：
回流段也有扩散角，实际上也是一个扩压段，所以其损失系数的计算公式为：
2
42
平均0100
1210.6tan 10.02346
28tan 2F D F K K F D F λαα???? ????????
?==+-= ? ? ? ??? ????????
? ???
④ 拐角损失：
因为这里设计的风洞并非大型风洞，采用经验公式近似计算，公式为：
()2
2.58
4.550.10lg Re F K F ???? ?=+ ? ????
?，其中F 为拐角时风洞截面积
第一、 二拐角
速度为2
2
112 2.7310044.4/4.1D v v m s D ????==?=
? ????? 所以6Re 1.75410vD
ρμ
=
=? ()2
00
2.58
4.550.100.02759lg Re F K F ???? ?=+= ? ?????
第三、 四拐角
速度为2
2
112 4.144.414.4/7.2D v v m s D ????==?= ? ?????
所以6Re 0.10010vD
ρμ
==? ()2
2.58
4.550.100.0035lg Re F K F ???? ?=+= ? ?????
⑤ 蜂窝器损失：
因为我们选用的蜂窝器长径比为6L M =，所以对应的方形蜂窝格子的损失系数0.22K =。其当量损失系数：
2
00F K K F ??
=
???
，其中F 为稳定段截面 所以00.00449K =
⑥ 紊流网损失：
我们可以求得稳定段的速度：
2
2
112 4.144.414.4/7.2D v v m s D ????
==?= ? ?????
因为其速度大于9米/秒，气流流经紊流网的损失可以
按2
1K β
β-=计算，其中2
1d l β??=- ??
? 这里为了让整流效果较好，采用了4层紊流网，所以其损失系数较大00.0614K ≈ ⑦ 收缩段损失：
由于任务中只给出收缩段的收缩比为7，并没有给定其他数据。参考《低速风洞设计》表2-4典型风洞各部件损失及能量比。我们预估其收缩段的损失系数00.007K =
⑧ 总损失：00.2160K ∑=
所以风洞能量比风洞 4.63χ=
六．需用功率
风洞所需功率：
3
总00电机风扇风扇111
1=2
N v F ρηηχ
根据设计书要求：电机效率d =90%η、机械效率j =85%η、风扇效率f =80%η，所以
3总00
电机风扇
风扇361
1
1
1=
2
1111 =
1.2251007.590%80% 4.632 =1.3810N v F W
ρηηχ???????
七．心得体会
低速风洞的设计充满了挑战与学习，小组通过最初的讨论及确定
方向一起努力合作，克服每一个困难，分配相关任务做到每人都能参与并贡献自己的力量，在做的过程中发现平时所学需要灵活运用，而且巩固了所学的知识，在这过程中发现各个部分的设计需要仔细揣摩把握有些难度，公式也难理解并准确运用，但通过我们不畏困难的精神还是努力克服了。
真正学到可以受用一生的知识，也深刻体会到一个人的力量是有
限的，团结才是力量，齐心协力才能发做好事，同时非常感谢老师的
悉心指导与帮助。
八．参考文献
1.《风洞设计原理》、
2.《低速风洞实验》：查找风洞实验技术相关文献资料。
3.百度相关资源
小型风洞设计制作及稳定段研究
小型风洞设计制作及稳定段研究 摘要风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的最基本的实验设备。迄今为止绝大部分空气动力学实验都是在风洞中完成的。风洞的发展是同航空航天技术紧密相关的，风洞是研制新型飞行器的重要物质基础。稳定段及其内部的整流装置是风洞不可或缺的组成部分。整流装置包括纱网和蜂窝网等，其设计目的是使气流均匀或降低紊流度。 关键词小型风洞；纱网；均匀性；稳定段；能量损失 在本次研究中，设计并动手制作可用于实际操作的小型风洞，着重对其稳定段进行研究，从而设计出适合于一类小型风洞的稳定段。一方面，在理论计算与实验中记录有意义的数据，为以后进一步的研究提供依据。另一方面，此次研究所制作出的小型风洞，可以用于实际的风洞实验，如小型风力发电机的测试等。 在研究的前期进行小型风洞的设计，绘制小型风洞的设计图纸。在研究的第二阶段，根据设计动手制作小型风洞。在制作过程中，不断根据实际情况，对图纸细节进行调整和改进。在研究的第三阶段，对已制作完成的小型风洞稳定段中的纱网进行控制变量的研究与分析。 对于低速小型风洞，进口风速为10m/s～18m/s时，在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现，网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37，每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。 1 研究方法及过程 1.1 小型风洞的设计 1.1.1 风洞整体的布置 小型风洞是由风扇、风洞本体和测量仪器系统三部分组成。 如图1所示为风洞的整体布置图。①为风扇。②为风洞本体。③为传感器组 1.1.2 风扇的设计 根据研究需要，风扇选用具有调速功能的低速风扇，其风速范围为：10m/s ～20m/s。出风口为正方形，内径为11.6cm，外径为12cm。在风洞的出口和进口，分别放置两个相同型号的风扇，进口的风扇向风洞内鼓风，出口的风扇从风洞内吸风，并始终调节两风扇的鼓风风速相同。这样的设计可以在一定程度内令风洞内的气体密度保持恒定。 1.1.3 风洞本体的设计 风洞本身共分为三段，内有两个为消除涡流而装置的蜂窝器和两套为平稳气流而装置的纱网。风洞洞体材料选为有机玻璃，既保证强度，又便于观察。 1）实验段 由于所设计风洞属于低速风洞范畴，因而不同实验段截面形状的洞壁干扰情况大致相似。而方形截面相对于其他形状截面有易于安装门窗、有利于观察实验等优点。根据研究需要，本次设计确定洞体横截面为正方形，内径15cm。根据经验公式，风洞的试验段长度L=2.0～2.5D＼* MERGEFORMAT，其中D为实验段直径。因此，本次设计的实验段长度为L=40cm。 2）收缩段 此设计中，一方面为尽量避免气流在洞壁上产生分离，另一方面为减少能量损失，收缩段的长度采用进口直径的0.5倍～1.0倍＼* MERGEFORMAT。因此，取收缩段长度为10cm。
Φ200高超声速风洞调试和流场校测
国防科技大学学报 第３１卷第６期ＪＯＬＸＮＡＬＯＦＮＡＴＩＯＮＡＬＵＮＩＶＥｔｋＳＩＴＹＯＦＤＥＦＥＮＳＥＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＶ０１．３１Ｎｏ．６２００９文章编号：１００１—２４８６（２００９）０６—００５７—０５ ０２００高超声速风洞调试和流场校测‘ 周勇为，易仕和，程忠宇 （国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙４１００７３） 摘要：介绍了新近建成的马赫数为２．５～７．０的ｑ蜮Ｊ０ｍ高超声速风洞（睡０．００ＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌ，ＨｗＴ一２００）调试情况及空风洞流场校测结果。调试校测结果表明，风洞的总温、总压、运行时间等参数完全达 到了设计要求，顺利实现了宽马赫数范围下的超声速／高超声速运行；本风洞有较大的实验段流场均匀区，各 流场的马赫数均方根偏差全部达到ＧＪＢ（１１７９—９１）的合格指标，一部分达到了先进指标。风洞运行时间不少 于２０８，是一座参数范围较宽、运行成本较低、维护方便、可用于空气动力学教学试验和基础性科学研究的设 备。 关键词：高超声速；风洞；风洞调试；流场校测 中图分类号：ｗ１１．７文献标识码：Ａ ＴｈｅＴｅｓｔａｎｄＣａｌｉｂｒａｔｉｏｎｏｆ０２００ＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＷｉｎｄＴｕｎｎｅｌ ＺＨＯＵＹｏｎｇ－ｗｅｉ，ＹＩＳｈｉ—ｈｅ，ＣＨＥＮＧＺｈｏｎｇ－ｙｕ （ＣｏＵｅｓｅｄＡｅｘⅨｐｓｓｅａｎｄＭ越ｅｒｉｓｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖ．ｏｆＤｅｆｅｍｅＴｅｄｍｏｌｏｇｙ，ｃ｝ｌｍ铲｝ｌａ４１００７３，ｃ｝ｌｉＭ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：‰ｎｅｗｌｙｆｉｎｉｓｈｅｄ蚴ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉＩｌｄｔｕｎｎｅｌ（Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ２．５ｔｏ７）ｈａｓｂｅｅｎｔｅｓｔｅｄａｎｄｃａｌｉｂｒａｔｅｄ．‰ｒｅｓｕｌｔｓｏｆ ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｉｎｄｉｃａｔｉｎｇｔｏｔａｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｏｐｅｒａｔｉｎｇｔｉｍｅｏｆＨＷＴ－２００ｈａｖｅａｃｃｏｒｄｅｄｗｉｔｈｔｈｅｐｕｒｐｏｓｅ０ｆｄｅｓｉ印．ｍ２００ ｆｌｏｗ．‰舢ｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ（％）ａｔａｌｌｔｅｓｔ８ｅｅｔｉｏｌｍＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ锄ｎｌｎｗｉｔｈｉｎｈｒｇｅＭａｃｈｎｕｍｂｅｒ ｓｐａｎａｔｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ／ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｆｒｏｍ２．５ｔＯ７．０ｒｅａｃｈｅｓｔｈｅｒｏ¨ｉｒｅｍｅｎｔ０ｆＧＪＢｌｌ７９－９１．Ａｈｒｓｅ，ｕｎｉｆｏｒｍｒｅｇｉｏｎｏｆｆｌｏｗｗａｆｔｄｏｃｕｍｅｎｔｅｄ．Ｏｐｅ蒯删ｔｉｍｅｏｆＨＷＴ－２００ｉｓｎｏｌｅｓｓｔｈａｎ２０ｓ．Ｓｏ，ＨＷＴ－２００ｉｓａｆａｃｉｌｉｔｙｗｈｉｃｈｃａｎｂｅｕｓｅｄｆｏｒｔｅａｃｈｉｎｇｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｎｄｄｅｍｅｎｔａｒｙｓｃｉｅｎｔｉｆｉｃｒｅｓｅａｒｃｈｅｓ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ；ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｓ；ｔｅｓｔｏｆｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ；ｃ丑ｌｉｂＦａｌＪｏｎｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄ 新近建成的①２００高超声速风洞是一座马赫数范围较宽、参数灵活可调、运行和维护成本较低的空气动力学实验教学和基础研究设备。它主要包括以下几个分系统：气源系统、阀门管路系统、加热器系统、测控系统、风洞洞体、真空罐和抽吸系统等。 啦００高超声速风洞基本参数指标如下：马赫数范围为２．５，３，４，５，６，７，轴对称喷管，喷管口径西２００ｍｍ时，对应喷管马赫数为４、５、６、７，对应总温范围为３００—７００Ｋ，对应总压范围为Ｏ．１—６．８ＭＰａ；喷管口径西ｌＳＯｍｍ时对应喷管马赫数２．５、３，总温为常温，总压１个大气压。风洞运行时间大于２０ｓ，有效实验时间不少于１５ｓ。 该风洞运行可采用吸气式或压吸式两种方式。高马赫数运行时，采用蓄热式电加热器加热气体，提高来流总温（最高加热温度可达７００Ｋ），以防止实验气体在试验段冷凝；低马赫数运行时（Ｍａ＝２．５、３），气体无需加热。 由于喷管马赫数范围较宽，为了协调和统一布局，将马赫数４、５、６、７共一套喷管，喷管基准型面按马赫数７设计，马赫数４、５、６共用喷管扩张段，采用自主创新的换喉道技术，实现马赫数的序列化；而马赫数２．５、３则共一套喷管，喷管型面按马赫数３设计，更换喉道实现马赫数２．５的气流流动。采用此种技术一方面可节约成本和经费，另一方面可减少由于改变马赫数更换喷管带来的工作量。 ?收稿日期＂．２００９—０９—０７ 基金项目：国家部委资助项目 作者简介：周勇为（１卅），男，讲师，硕士。 万方数据
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：1.5m 4)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。但相比于闭口式，缺点在于：实验段气流均匀性差，且容易产生脉动，为保证实验数据准确性，模型应该置于等紊流度区域内，因而模型尺寸受限。 实验段长度确定 实验段长度可以分为三部分模型头部至实验段入口的距离1l 、模型长度2l 、模型尾部至
流场测试技术复习大纲
风洞的分类： 闭口回流式和开口直流式 蜂窝器：安装在风洞稳定段内，用于气流导向以及分割气流的大漩涡，减低气流横向分量的湍流度。 阻尼网：安装在蜂窝器的下游，产生压降，主要用于降低轴向的湍流度。 收缩段：加速来流，使来流一致。 常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似，主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下，实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流会出现液化。 流动显示技术 一、粒子示踪法 染色、烟线、氢气泡（根据脉冲间隔和测量到的氢泡带位移可进行速度测量），油流法，丝线法 二、光学方法 三、激光全息，piv 定性到定量定常到非定常二维到三维 流线：用来描绘同一时刻不同流体质点流场中的各点速度方向的曲线（欧拉法） 迹线：流体质点在空间中运动的轨迹，即同一质点在不同时刻所占有的空间连成的空间曲线（拉） 染色线：在流场中某个固定M点，对流经M点的流体微团染上颜色或附加上某些可视的标记，经过某个时刻后，在M点染上色的所有流体微团组成一条染色线 在定常中流线、迹线、染色线的轨迹相同 在非定常中互不相同 速度的测量： 一、Pitot管（伯努利原理） 需要稳态流场 二、热线风速仪 利用流体散热和流速相关。
三、PIV： 示踪粒子、摄像头、激光器和照明、同步控制器、采集、计算、后处理 采样定理，不能反应流场的信息。 特点：非接触式测量，瞬间测量某时刻的面或整个流场（瞬时或平均）、精度高测速范围大 过程： 1、撒示踪粒子 2、激光片光源照射流场待测切面 3、CCD记录示踪粒子的位置 4、 应用计算机分析图像并计算所测区域内粒子的速度5、对流场进行后处理 LDV 压力测量： 压电传感器、压敏漆psp、皮托管和U型管、压力扫描耙 流量测量： 孔板流量计、涡街流量计（卡门涡街的频率与速度相关）、电磁流量计、质量流量计、涡轮流量计（水表，转动件）
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。低速风洞有稳定段、实验段和扩压段，没有喷管。为了节约能源和降低噪音，低速风洞常做成环流式的。 3．常用仪器：风洞的常用仪器有压力传感器和天平，测温传感器、压力传感器和温度传感器是监测风洞流场必不可少的仪器。而天平则是用来测量实验模型在风洞中受力情况的一种多元传感器，它是通过受力产生形变，给出形变电信号经换算求出受力的一种精密仪器。 三、思考题 1．超音速流动是如何建立的？ 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？ C.优点
SHFD低速风洞全机测力实验报告报告
飞行器设计与工程专业综合实验 SHFD低速风洞 全机模型气动力和力矩测量试验报告 院系： 专业：飞行器设计与工程 班级： 学号： 姓名：
风洞试验任务书 姓名：班级：2 学号：指导教师： 完成日期：2015年9月20日 实验小组：第二组 组长：（学号：） 小组成员： 姓名学号 试验任务表 实验风洞：SHFD 时间： 2014.8.31~2015.9.20 试验类型试验状态备注 DSBM-01 标模测力试验 纵向试验 β=00：α=-40~120 ; ?α=20 β=00：α=120~320;?α=40试验风速 V=27m/s 横向实验 α=40：β=-160~160；?β=40 α=80：β=-160~160；?β=40
摘要 本次试验采用SHFD低速闭口回流风洞对DBM-01标准模型在不同迎角及侧滑角下受升力，阻力，侧力，俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩变化情况进行了测量，对SHFD低速风洞进行了详细的介绍，包括风洞的动力系统、控制和数据采集系统等。最后根据模型所受各力随迎角变化情况应用tecplot 软件绘制出Cy-α，Cy-Cx，Mz-Cy，Cz-β，Mx-β，My-β曲线。。 关键词 DBM-01标模测力实验 SHED风洞 tecplot
目录 第一章实验名称与要求 (1) 1.1 实验名称 (1) 1.2 实验要求 (1) 第二章实验设备 (1) 2.1风洞主要几何参数 (1) 2.2流场主要技术指标 (2) 2.3 控制与数据采集系统 (2) 2.4 风洞动力系统 (2) 2.5 DBM-01标准模型 (2) 第三章风洞实验原理 (4) 3.1相对性原理和相似准则 (4) 3.2主要测量过程 (4) 第四章实验方法及步骤 (6) 4.1 了解风洞组成及开车程序 (6) 4.2 制定试验计划 (6) 4.3 模型及天平准备 (6) 4.4实验步骤 (8) 第五章实验数据处理与分析 (9) 5.1干扰修正计算 (9) 5.2实验结果分析 (11) 结论 (21) 参考文献 (22)
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、2 v 、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 E C ρ=
高超声速流场粒子图像测速技术试验研究-中国力学学会
Copyright ? 2014 版权所有 中国力学学会 地址: 北京市北四环西路15号 邮政编码:100190 Address: No.15 Beisihuanxi Road, Beijing 100190 第八届全国流体力学学术会议 2014年9月18～21日 甘肃兰州 文章编号：CSTAM 2014-A26-B S08025 标题：超声速风洞尖锥模型粒子图像测速技术 研究 作者：张璞，黄湛，王宏伟，段俐，康琦 单位：中国科学院力学研究所微重力实验室 中国航天空气动力技术研究院
第八届全国流体力学学术会议 2014年9月18-21日甘肃兰州 CSTAM2014-B01-0226 超声速风洞尖锥模型粒子图像测速技术研究 张璞1，黄湛2，王宏伟2，段俐1，康琦 1 1（中国科学院力学研究所微重力室，北京 100190） 2（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074） 摘要：在马赫数5(Ma5)的超声速风洞中，进行了尖锥模型的粒子图像测速技术（PIV）实验，采 用纳米示踪粒子及专门的粒子播发器，获得了三个攻角（0°、5°、10°）尖锥模型表面的粒子图 像；经过高精度粒子图像数据处理，得到相应三个攻角的模型表面速度场分布，并观察到斜激波和 膨胀波的波系结构。实验表明，示踪粒子能够均匀撒布于超声速流场中并具有良好的跟随性，满足 了超声速流场PIV测试要求；实验结果反映了超声速条件下模型表面的流场特性。 关键词：超声速,PIV,尖锥模型,风洞实验 引言 高速飞行器的气动布局问题是其设计的关键问题之一，通常情况下，需要进行高速风洞实验来预测其气动特性。飞行器表面的速度分布体现了流场的动力学特性，主导着流场结构的变化，因此速度场分布是风洞试验测量的重要物理量。 粒子图像测速技术（PIV）是20世纪80年代发展起来的一种新的流场测试技术，它突破了单点测量的局限，能够在不干扰流场的情况下，实现全场的瞬态测量，得到瞬时和平均的速度场定量分布，并且可进一步得到涡量场等物理量。随着激光器、CCD以及图像处理技术的发展，PIV测量流场的时间分辨率、空间分辨率和测速范围都得到了提高[1-6]。 在超声速流场中进行PIV测试，是目前国内外的研究热点。国内已经开展了一些超声速流场PIV测试实验研究,例如：魏润杰和申功炘等[7-8]用PIV成功进行多种流体力学实验，如马赫数1.5（Ma1.5）的超音速喷流等；黄湛和王宏伟等[9]在1.2m量级亚跨超声速风洞对某机头模型进行了DPIV高速选型实验；田立丰，易仕和等[10]在马赫数为3.8的超音速风洞中，进行了超声速光学头罩流场的PIV研究，得到了光学头罩的速度场分布。 超声速及高超声速流场由于具有速度高、可压缩性强以及结构复杂的特点，应用PIV技术进行流场测试，需要解决几个重点问题[11]：1）示踪粒子的合理选择及撒布技术。超声速流场中结构复杂，尤其是当粒子跨激波时产生很大的速度梯度，为了保持示踪粒子的良好跟随性，需要选择粒径很小的球状粒子；小粒径的粒子散射光强较弱，为满足光散射信噪比要求，就需要提高激光能量。因此，需要合理选择示踪粒子，满足光散射信噪比和超声速条件下穿越激波的跟随性的双重要求。同时撒布装置要保证粒子能均匀布撒在流场中，尽量避免粒子的团聚，保证示踪粒子的粒径尺寸和均匀性。 2）同步控制技术。由于Ma5风洞实验速度很高，要求PIV测速时两次曝光的时间间隔?t 非常短，需要精确控制激光器和CCD的同步工作。 3）速度场数据处理算法。示踪粒子跨激波不仅产生很大的速度梯度，而且由于可压缩性会造成粒子浓度差，从而对粒子图像处理造成困难。由于图像数据处理采用互相关算法，必须保证查问窗中有足够的粒子数，而由于时间间隔?t很短，速度快，粒子驻留时间短，必须采用合理的算法提高计算精度和空间分辨率。 实验采用了高精度的同步控制器、高能量脉冲激光器，选择纳米示踪粒子和配备破裂结构的粒子撒布装置，通过高精度粒子图像数据
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0.75~1.25 0D 。选择300.8l D = ④ 12302.4 6.55L l l l D m =++==，满足统计数据中，主要
简易风洞设计(带有程序)
简易风洞设计 需要的材料 风机，小球，51单片机，风机驱动模块，液晶1602，超声波，电源 设计任务 设计制作一简易风洞及其控制系统。风洞由圆管、连接部与直流风机构成。圆管竖直放置，长度约40cm，内径大于4cm且内壁平滑，小球（直径4cm黄色乒乓球）可在其中上下运动；管体外壁应有A、B、C、D等长标志线，BC段有1cm间隔的短标志线；可从圆管外部观察管内小球的位置；连接部实现风机与圆管的气密性连接，圆管底部应有防止小球落入连接部的格栅。控制系统通过调节风机的转速，实现小球在风洞中的位置控制。 设计要求 （1）小球置于圆管底部，启动后5秒内控制小球向上到达BC段，并维持5秒以上。（20分） （2）当小球维持在BC段时，用长形纸板（宽度为风机直径的三分之一）遮挡风机的进风口，小球继续维持在BC段。（10分） （3）以C点的坐标为0cm、B点的坐标为10cm；用键盘设定小球的高度位置（单位：cm），启动后使小球稳定地处于指定的高度3秒以上，上下波动不超过±1cm。（10分）（4）以适当的方式实时显示小球的高度位置及小球维持状态的计时。（10分） 小球置于圆管底部，启动后5秒内控制小球向上到达圆管顶部处A端，且不跳离，维持5秒以上。（10分） （5）小球置于圆管底部，启动后30秒内控制小球完成如下运动：向上到达AB段并维持3~5秒，再向下到达CD段并维持3~5；再向上到达AB段并维持3~5，再向下到达CD段并维持3~5；再向上冲出圆管（可以落到管外）。（20分） （6）风机停止时用手将小球从A端放入风洞，小球进入风洞后系统自动启动，控制小球的下落不超过D点，然后维持在BC段5秒以上。（10分） （7）其他自主发挥设计。（10分） 说明 （1）题中“到达XX段”是指，小球的整体全部进入该段内； （2）题中“维持”是指，在维持过程中小球整体全部不越过该段的端线； （3）小球的位置以其中心点为准（即小球的上沿切线向下移2cm，或下沿切线向上移2cm）； （4）直流风机的供电电压不得超过24V，注意防止风机叶片旋转可能造成的伤害；可在圆管及其周围设置传感器检测管内小球的位置；可将圆管、连接部与直流风机安装在硬质板或支架上，以便于使圆管保持竖直状态，并保持风洞气流通畅。
风洞试验
风洞实验 科技名词定义 中文名称：风洞实验 英文名称：wind tunnel testing 定义：在风洞中进行模拟飞行器在大气中运动时的空气动力学现象。 应用学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 流体力学方面的风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法；而在昆虫化学生态学方面则是在一个有流通空气的矩形空间中，观察活体虫子对气味物质的行为反应的实验。 目录
编辑本段原理 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] 编辑本段优点 风洞实验尽管有局限性，但有如下四个优点：①能比较准确地控制实验条 风洞实验 件，如气流的速度、压力、温度等；②实验在室内进行,受气候条件和时间的影响小,模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；③实验项目和内容多种多样，实验结果的精确度较高；④实验比较安全，而且效率高、成本低。因此，风洞实验在空气动力学的研究、各种飞行器的研制方面，以及在工业空气动力学和其他同气流或风有关的领域中，都有广泛应用。 编辑本段要求
风洞概论及设计
《流体力学试验技术》 课程设计 班级：0109108 学号：010910811 姓名：周士杰 指导教师：史志伟 南京航空航天大学空气动力学系 2012年12月
一、目的要求 综合运用所学课程知识，完成简化了的低速风洞气动外型概念设计，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 （3）风洞设计、研制与实验技术研究方面的综述报告 四、完成时间 2012年12月24日~2013年1月4日 五、参考文献 《风洞设计原理》、《低速风洞实验》：查找风洞实验技术相关文献资料。 指导老师：史志伟
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 所以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。其中0D 为水力直径。 04S D C = ⑤ 由于本组的风洞实验段截面为矩形形状，而对于矩形实验段，可以采用的一种解决附面层影响的方法就是沿轴线逐渐减小切面的截角。此处我们参考NH-2风洞模型。这样做使位流截面保持不变，可以消除纵向静压梯度。
风洞综述(实验流体力学课程设计)
实验空气动力学课程设计(风洞综述) .概念及原理 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，它是空气动力学实验最常用、最有效的工具。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用在交通运输、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。 原理: 用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。为确保实验准确模拟真实流场，还必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，通常只能选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 .风洞发展简要回顾 风洞设备的发展大致经历了低速风洞发展阶段、超声速风洞发展阶段、跨声速风洞发展阶段、高超声速风洞发展阶段、风洞设备更新 改造和稳定发展阶段、风洞设备发展适应新需求、探索新概念风洞发展阶段。20世纪90年代，随着经济全球化和型号发展数量的减少，一方面，风洞设备在数量上呈现出过剩状态；另一方面，又缺少能满足未来型号精细化发展要求的高性能风洞。 三.近期风洞改造和建设 工业生产型风洞的更新改造最主要特点是风洞设计的多功能性、可扩展性、技术的先进性，风洞建设也呈现出创新的特点。主要包括：吸收试验段内的大部 分噪声, 提高风洞试验Re或模拟能力等。另外还有：感应热等离子体风洞（通
过高频电发生器以感应偶合的方式将亚声速或超声速射流加热到极高温度（5000C?10000C）,这种等离子风洞主要用于防热研究） 四.风洞发展的未来趋势 1）“安静”气流风洞 不仅气动声学风洞需要“安静”的风洞，高品质的任何类型风洞都 需要“安静”的风洞。 2）亚声速高升力飞行风洞风洞Re模拟能力直接影响试验数据的准确性。经过多年论证研究, NAS提出了高升力飞行风洞（HiLiFT ）的概念。它是利用磁悬浮推进技术推动试验模型在含有静止气体介质（空气或氮气）的管道中运动,
PIV在低速风洞中的应用
第12卷 第2期流体力学实验与测量V o l.12,N o.2 EXPER I M EN T S AND 1998年6月M EA SU R E M EN T S I N FLU I D M ECHAN I CS Jun.,1998 P IV在低速风洞中的应用Ξ 刘宝杰 王光华 高 歌 北京航空航天大学,北京 100083 袁辉靖 北京大学特赛流动测量研究中心,北京 100871 摘要 利用在线式P I V系统,采用互相关的分析方法,以较高雷诺数下圆柱绕流和翼型 尾流为例,对P I V在低速风洞实验研究中的应用作一简要介绍,旨在表明当前P I V技术的一 些特点及其用于风洞实验研究的潜力。实验中所采用的P I V系统,反映了近几年来P I V技术 的一些新特点:一体化大能量双激光器系统、T S I公司的互 自相关CCD和高速帧采集板 (F ram e Grabber)等。 关键词 在线式P I V;互相关;风洞测量;圆柱绕流;翼型尾流 中图号 V211.7;O357.5 0 引 言 P I V(粒子图像测速技术)是在流动显示技术的基础上,利用图像处理技术发展起来的一种新的流动测量技术,通过跟踪示踪粒子来判断速度的大小和方向。当前P I V作为一种可靠的整体测量技术,获得了普遍的接受。P I V技术的重要特点就是突破了空间单点测量技术的局限性,可在同一时刻记录下整个测量平面的有关信息,从而可以获得流动的瞬时平面速度场、脉动速度场、涡量场和雷诺应力分布等。因此P I V非常适于研究涡流、湍流等复杂的流动结构,这是其它单点测量技术难以或无法做到的。同时现在的P I V系统还具备了与单点测量仪器(如激光多普勒风速计LDV等)相当的空间分辨率。因此即使仅限于二维测量,P I V也是一种先进的研究复杂流动的定量工具。此外,三维P I V技术在近几年内也获得了较大的发展,期望在不久的将来能应用于实际流动测量。 风洞是流体力学研究的基本手段,一直受到了较高重视。风洞的测量方法随着测试技术的飞速发展,也一直在不断地完善之中。由于P I V技术的上述发展,将P I V直接应用于风洞等大型实验设备的研究,在国际已经得到了普遍的认可,实际应用的例子越来越多。 本实验是利用在线式P I V系统,以低速风洞中的圆柱绕流和翼型尾流为例,对P I V 在低速风洞实验研究中的应用作一简要介绍,旨在表明当前P I V技术的一些特点,及其应用于风洞这类大型实验设备研究的潜力。本实验中所采用的P I V系统的配置,基本上体现了近几年发展并成熟起来的P I V系统的一些特点:如一体化大能量的双激光器系统 Ξ:19971006
搭建风洞数字化协同设计与仿真平台
搭建风洞数字化协同设计与仿真平台 文章从风洞研制特点及制约设计能力因素出发，引出建设平台的重要性，在分析当前平台现状和存在问题的基础上，给出搭建多学科数字化协同设计与仿真平台的目的和意义，并描述协同设计与仿真平台的体系结构和功能框架，最后指出协同设计与仿真平台建成后能够起到的作用。 标签：设计手段；多学科数字化设计；协同设计与仿真平台；风洞设计 Abstract：Based on the characteristics of wind tunnel development and the factors restricting the design capability，this paper introduces the importance of the construction platform. On the basis of analyzing the current situation and existing problems of the platform，the purpose and significance of building a multidisciplinary digital collaborative design and simulation platform are given. It also describes the architecture and functional framework of the collaborative design and simulation platform，and finally points out the role that the collaborative design and simulation platform can play after the completion of the platform. Keywords：design means；multidisciplinary digital design；collaborative design and simulation platform；wind tunnel design 中国空气动力研究与发展中心（以下简称气动中心）下属的第四研究所（以下简称四所），是国内唯一专业从事风洞设备设计及测试技术研究的综合性研究机构[1]。近年来，随着风洞设计要求的提高与任务的快速增长[2]，现有风洞设计理念陈旧、设计手段落后，设计能力不足、技术储备难以适应下一步任务要求等问题已日趋凸显。 风洞作为大型复杂设备，其建设是一个集设计、分析、仿真、试验、优化和管理于一体的大型工程。其研制过程如图1所示，包括立项论证、可行性研究、初步设计、技术设计、施工设计、风洞调试几个阶段，涉及气动、结构、测量、控制、液压、天平设计及项目管理等多学科领域[3]。在建设过程中，需要众多工程技术人员的协调，处理海量的数据资源，运用不同领域的专业工具软件，经历复杂的、科学的反复迭代设计过程。 目前，四所设计手段主要基于1996年前设计建成的CAD平台，该设计平台已明显表现出难以满足众多且要求日益复杂的新风洞设计要求，逐渐成为高质高效完成科研任务的瓶颈，甚至在一定程度上限制或阻碍了风洞设计效率和设计质量的提高；而且，现有的风洞CAD设计平台应用技术严重滞后于当今业已成熟的CAx技术的发展与应用——数字化、多学科协同设计与仿真，与四所在国内堪称风洞设计领域的“国家中心”地位极不相称，与实现风洞设备设计与建设水平“世界一流”的目标要求相差甚远。 构建一套基于先进CAx技术、全数字化的风洞多学科协同设计与仿真平台，
试验三风洞试验段速度和压力测定
实验三：风洞实验段速度和压力测定 1、实验目的 测定一座风洞实验段的速度和压力。2、实验仪器与设备 1. 直流式下吹低速风洞，稳定段界面500mm×500mm ，出口矩形界面500mm ×500mm。最高出口流速≤40m/s。 2. 皮托管，修正系数k（已知修正系数），排管压力计，其修正系数为1， 工作液为水，斜角为30°。 3、实验标定原理 风洞试验中，试验段的来流速度是一基本流动参数，必须给出。开口风洞中，一般用风洞出口截面中心位置处的流速指示来流速度。根据不可压缩伯努利方程： 022 1 P V P =+ρ （1） p k V Δ=ρ 2 （2） 皮托管 图1：开口风洞实验段 其中：Δp 为皮托管测得的总压0p 与静压p 之差，为风洞实验段动压。可以由排管压力计读出，k 为皮托管标定系数，ρ为工况下气体密度。由此可以得出风洞实验段的工作压力和速度。 图2：皮托管结构示意图 图3：皮托管测速示意图 4、实验操作步骤 1. 实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
2.在教师指导下把皮托管安装在低速风洞实验段内，皮托管总压孔应对准 来流方向，不要偏斜。 3.用导管连接皮托管和排管压力计，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。 注意斜管压力计的初始读数。 4.启动风洞，调节风洞变频器频率（不小于10Hz为宜），记录排管压力计 的读数。 5.改变风速（变频器频率），重复步骤4，记下10～15组数据。 6.关闭风洞，记录大气压强和室内温度。 7.整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。 5、实验结果 1.实验原始数据就是酒精柱长度测量值，由排管酒精压力计测量，并填于表1。 排管压力计初始读数：P mm P mm 表1：压差测量值（毫米酒精柱）,变频器工作频率f 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 编号 1 f P P0 Δp V 2.画出风洞实验段速度随变频器工作频率变化图。
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：杨馨 学号：011210833 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0.25~0.50D0；模型的长度以l2表示，大约为0.75~1.25D0，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0.75~1.25D0。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；
全机测力风洞试验指导书
一、试验名称： 低速风洞全机模型气动力和力矩测量试验 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速和模型姿态角控制和信号采集及处理的基本方法。了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低速闭口回流风洞（见图1）： 1、风洞主要几何参数 风洞试验段：闭口宽×高×长= 1.2m×1.0m×3m，四角切角。 风洞收缩段：收缩比n = 8，长1m。 风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径4m，总长2m。蜂窝器为正六角形孔，对边距20mm，深300mm。阻尼网共6层，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）做垂直面内转动（称为迎角α）。迎角α转动范围为-15°~+25°，侧滑角由转盘涡轮蜗杆手动控制，β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（XL 2102E）及高精度稳压电源（XL 2101）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。 4、DFD风洞流场的主要技术指标 5、DBM-4041标准模型 试验采用的模型为4041标准模型，为全钢制模型，模型比例1:3。该模型是国际、国内通用的低速风洞标准模型，具有气动力在较大雷偌数范围内变化不敏感的优良特性，而且有国内外多个风洞的试验数据可作比较参考。主要参数如下：