风洞试验论文
飞行器的风洞试验技术研究
飞行器的风洞试验技术研究一、引言风洞试验是飞行器设计研发的重要手段之一。
风洞试验技术可以模拟不同气流条件下的飞行状态，为飞行器的设计、改进、验证和性能分析等提供可靠的数据支持。
本文将重点研究飞行器的风洞试验技术，探讨其在飞行器设计中的应用与发展。
二、风洞试验的作用风洞试验是一种通过模拟大气环境，对飞行器进行气动性能测试的方法。
在风洞内设定不同的气体流速、密度、温度等条件，通过控制不同参数的变化，模拟飞行器在真实环境下的飞行状态。
同时，通过测量飞行器在不同飞行状态下的气动力学、热力学和流体力学性能，以及观察气流环境对飞行器的影响，为飞行器的设计和改进提供数据支持。
风洞试验可以对飞行器的气动性能进行全面、精确的测试和评估，包括升力、阻力、推力、稳定性、控制性、湍流、热防护等方面。
同时，风洞试验还可以对飞行器进行模型可靠性验证和优化，为飞行器的研发提供重要支持。
在飞行器设计中，风洞试验是必不可少的技术手段之一，尤其对于新飞机的研发和性能提升具有重要的意义。
三、风洞试验的类型风洞试验的基本类型主要分为静态试验和动态试验。
静态试验是对飞行器在某个静态状态下的气动性能进行测试，主要研究飞行器在不同攻角、侧滑角、俯仰角等状态下的升力、阻力、气动性等性能。
动态试验是对飞行器在各种飞行运动状态下的气动性能进行测试，主要包括纵向运动、横向运动、滚转运动等不同运动状态下的气动性能。
另外，还有其他类型的风洞试验，如模态试验、风内流试验、热试验、湍流试验等，主要针对飞行器在特定环境下的气动性能进行测试，对提高飞行器的设计及性能起到重要支持作用。
四、风洞试验的应用在飞行器的研发中，风洞试验是一个非常重要的环节。
通过风洞试验可以获取大量的实验数据，加深对飞行器气动性能的认识，优化飞行器设计，提高飞行器性能，从而提高飞行器的竞争力。
风洞试验对于民用飞机的设计、改进和优化非常重要，可以帮助设计师选择合适的设备、优化机翼形状、改善飞机空气动力学性能、增加飞机的稳定性和控制性能。
客机模型风洞实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本次实验旨在研究某型号客机模型在风洞中的气动特性，包括升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。
通过实验数据，评估客机模型的空气动力学性能，为后续的飞机设计提供理论依据。
二、实验设备1. 风洞：T-128号风洞，具备0.96马赫的试验速度，雷诺数在3.5-5百万之间。
2. 客机模型：按照实际尺寸1:1比例制作，材料为轻质合金。
3. 测量系统：包括压力传感器、力矩传感器、角度传感器等。
4. 数据采集与处理系统：用于实时采集实验数据并进行处理。
三、实验方案1. 客机模型在风洞中固定，调整角度和姿态，使模型处于水平状态。
2. 通过调整风洞的风速，模拟不同飞行状态下的气流情况。
3. 在不同风速下，测量客机模型的升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等参数。
4. 利用液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。
四、实验结果与分析1. 升力与阻力实验结果表明，客机模型在0.96马赫的速度下，升力系数随攻角增大而增大，阻力系数随攻角增大而减小。
在攻角为15°时，升力系数达到最大值，阻力系数达到最小值。
这与理论分析相符。
2. 俯仰力矩实验结果表明，客机模型的俯仰力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，俯仰力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
3. 滚转力矩实验结果表明，客机模型的滚转力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，滚转力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
4. 偏航力矩实验结果表明，客机模型的偏航力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，偏航力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
5. 机翼变形通过液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。
结果表明，在攻角为15°时，机翼变形较小，气动性能较好。
五、结论1. 客机模型在0.96马赫的速度下，具有良好的气动性能，升力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数均达到较优值。
风洞试验在建筑结构设计中的应用研究
风洞试验在建筑结构设计中的应用研究引言：随着现代建筑的日益发展和人们对建筑结构安全性要求的提高，风洞试验作为一种重要的工具得到了广泛的应用。
风洞试验可以模拟真实的风场环境，通过对建筑结构受风性能的研究，为建筑结构设计和工程实施提供了有力的支撑。
本文将探讨风洞试验在建筑结构设计中的应用研究。
一、风洞试验的概念与原理风洞试验是一种通过模拟风场环境的实验方法，用于评估建筑在风荷载作用下的受力性能。
风洞试验利用实验设备产生与真实环境相似的风场，通过对建筑模型进行放大或缩小，以及调整实验条件，获得建筑结构在不同风荷载下的受力情况。
风洞试验主要基于气动力学原理，包括风速、风压、风流等参数的测量。
二、风洞试验在建筑结构设计中的应用1. 控制结构稳定性在建筑结构设计过程中，结构的稳定性是至关重要的。
风洞试验可以通过测试风速在不同设计情况下对结构的稳定性影响，控制结构的风致动力稳定性。
通过分析风洞试验数据，可以确定结构的临界风速，调整结构的形状以及采取相应的增强措施，确保结构在风荷载下的安全性。
2. 评估风荷载风荷载是建筑结构设计的重要参数之一。
风洞试验可以通过模拟真实风场环境，准确测量风速、风荷载分布、风力矩等参数，提供评估建筑结构所受风荷载的准确数据。
这对于建筑的结构设计、构件尺寸的确定，以及建筑材料的选择至关重要。
3. 验证设计计算风洞试验可以用来验证建筑结构设计计算结果的准确性和可靠性。
通过与数值模拟结果进行对比，风洞试验可以验证设计计算方法的合理性。
这对于提高建筑结构设计的精确性和可靠性具有重要意义。
4. 优化设计风洞试验还可以用于优化建筑结构设计。
通过观察结构在风荷载下的响应，可以发现结构存在的问题并采取相应的优化措施。
例如，通过调整结构的形状和尺寸，可以减小结构对风荷载的响应，提高结构的安全性和抗风能力。
三、风洞试验的发展与挑战1. 技术发展随着科学技术的发展，风洞试验的设备和测量方法得到了不断改进。
风洞试验
2011.10.21
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风洞试验在现实生活中的应用
3.幕墙抗风设计的风洞试验
幕墙是建筑外围护结构或装饰性结构，由于建筑幕墙直接暴露在大 气环境中，受外部风荷载作用影响明显，所以，幕墙面板本身必须 具有足够的承载能力，避免在风荷载作用下破碎。幕墙的风洞试验 可以分为三种类型的模型： ①整体模型风压试验 ②遮阳系统的局部模型试验 ③双层幕墙试验 通过风洞试验，合理进行风荷载分区，可优化幕墙设计风荷载取值， 保证设计的安全、合理，避免产生材料浪费或安全隐患。
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风洞试验的 发展及应用
应用气象学院 朱凯
2011.10.21
风洞的概念
所谓风洞, 所谓风洞, 是指在一个按一定要求设计的管道系统 使用动力装置驱动一股可控制的气流, 内,使用动力装置驱动一股可控制的气流, 根据运动的相 对性和相似性原理进行各种气动力试验的装置。 对性和相似性原理进行各种气动力试验的装置。简单的 风洞，就是在地面上人为的创造一个“天空” 说，风洞，就是在地面上人为的创造一个“天空”。 风洞是为了满足航空航天器研制需要而发展起来的 地面气动实验设备，同时， 地面气动实验设备，同时，航空航天器技术的发展需求 也决定了风洞建设的发展方向。 也决定了风洞建设的发展方向。风洞是保证一个国家航 空航天处于领先地位的基础研究设施。 空航天处于领先地位的基础研究设施。 风洞试验是指在风洞中飞行器或其它物体模型研究 气体流动及其与模型的相互作用， 气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或 其它物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 其它物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。
航空器设计中的风洞试验技术研究
航空器设计中的风洞试验技术研究在航空领域，航空器的设计是一个复杂而精细的过程，其中风洞试验技术扮演着至关重要的角色。
风洞试验能够模拟真实飞行环境中的气流情况，为航空器的设计提供关键的数据支持和性能评估。
风洞，简单来说，就是一个用于产生可控气流的装置。
它的工作原理是通过风扇或其他动力设备驱动空气流动，经过精心设计的管道和测试段，以模拟不同速度、高度和姿态下的气流条件。
在风洞试验中，航空器模型被放置在测试段内，通过各种测量设备和传感器，获取关于气动力、力矩、压力分布等重要参数。
风洞试验技术的应用范围非常广泛。
在航空器的初步设计阶段，风洞试验可以帮助设计师确定基本的外形和气动布局。
通过对不同外形方案的测试和比较，筛选出具有较好气动性能的设计概念。
在详细设计阶段，风洞试验则用于优化机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸，以提高航空器的升力、减小阻力、增强稳定性和操纵性。
风洞试验的类型多种多样。
低速风洞主要用于模拟航空器在起飞、着陆和低速飞行时的气流情况；高速风洞则能够模拟超音速和高超音速飞行条件；而跨音速风洞则专门用于研究航空器在跨音速区域（约08 至 12 倍音速）的复杂气动现象。
此外，还有低温风洞、高温风洞等特殊类型的风洞，以满足不同环境条件下的试验需求。
在进行风洞试验时，模型的制作是一个关键环节。
模型通常需要按照一定的比例缩小，并且要保证与真实航空器在外形、结构和表面粗糙度等方面具有相似性。
模型的材料选择也很重要，既要具有足够的强度和刚度，又要尽量减轻重量，以减少对试验结果的影响。
为了准确测量气动力和力矩，模型上会安装各种传感器，如压力传感器、应变片和天平系统等。
风洞试验中的测量技术也在不断发展和创新。
传统的测量方法包括压力测量、力和力矩测量等。
随着技术的进步，先进的测量手段如激光测速技术、粒子图像测速技术（PIV）和流动显示技术等得到了广泛应用。
这些技术能够提供更加详细和准确的流场信息，帮助研究人员深入了解航空器周围的气流特性。
风洞试验研究综述剖析【专业版】
风洞试验研究综述剖析【专业版】(文档可以直接使用，也可根据实际需要修订后使用,可编辑放心下载）风洞试验研究综述摘要：本文介绍了大气边界层风洞的发展过程和模拟方法。
大气边界层的模拟方法主要有主动模拟方法和被动模拟方法，前者包括多风扇风洞技术与振动尖塔技术，后者采用尖劈、粗糙元、挡板、格栅等装置进行模拟。
被动模拟技术较为经济、简便，所以得到了广泛采用。
关键词：风洞；大气边界层；主动模拟；被动模拟.Performance of Simulation of Atmospheric Boundary Layer in WindTunnelsxudeAbstract：In this paper , the simulation of atmospheric boundary layer are introducted from the history of the development and the methods of the technology. The methods of atmospheric boundary layer simulation contain active simulation and passive simulation. The active simulation mainly include multiple fans wind tunnel technology and vibratile spire technology. The equipments of the passive simulation main include spire, roughness element, apron and gridiron. The passive simulation technology is simple and economical, so it has been widely used.Key words：wind tunnel; atmospheric boundary layer; active simulation; passive simulation.一、引言1940年，美国塔科马悬索桥由于风致振动而破坏的风毁事故,首次使科学家和工程师们认识到了风的动力作用的巨大威力[1]。
风洞试验技术在飞行器设计中的应用研究
风洞试验技术在飞行器设计中的应用研究引言：飞行器设计是一个复杂而艰巨的过程，需要综合考虑流体力学、结构力学、热力学等多个学科的知识。
而风洞试验作为飞行器设计中的关键环节，通过模拟真实的飞行环境，为设计者提供必要的数据支持和验证，以保证飞行器的安全性和性能表现。
本文旨在探讨风洞试验技术在飞行器设计中的应用研究，并讨论其对现代航空工程的影响。
一、风洞试验的基本原理风洞试验是通过将实际尺寸的飞行器模型放置在风洞中，通过通过改变风洞内的气流条件，观察和记录模型在不同风速下的运动状态和气动特性，以获得与真实飞行状态相似的数据。
其基本原理包括三个方面：模型比例、流体动力学相似和仪器测量。
1. 模型比例在风洞试验中，为了保证风洞实验结果能够准确地推广到实际飞行器上，模型与真实飞行器之间的尺寸比例十分重要。
通常来说，模型的线尺寸与飞行器的线尺寸之比称为线尺寸比例尺，而模型的面尺寸与飞行器的面尺寸之比称为面尺寸比例尺。
通过恰当的模型比例，可以降低试验成本，加快测试速度，同时保证数据的准确性。
2. 流体动力学相似风洞试验的成功与否，关键在于能否保证试验条件与实际飞行状态之间的流体动力学相似。
流体动力学相似的要求包括流动相似（雷诺数相似）、气动力学相似（力和力矩相似）以及边界层相似等。
通过在风洞中尽量模拟真实飞行状态下的气流条件，可以获得与实际飞行器相似的气动力学结果，从而提供准确的数据支持。
3. 仪器测量风洞试验过程中，为了获取准确可靠的数据，需要选用合理的仪器进行测量和记录。
常见的风洞试验仪器包括气动力测量仪、压力测量仪、速度测量仪、温度测量仪等。
这些测量仪器能够实时检测并记录模型在不同风速下的气动特性，并将结果传输至计算机进行数据处理和分析。
二、风洞试验在飞行器设计中的应用风洞试验作为飞行器设计不可或缺的组成部分，广泛应用于飞机、火箭、导弹等飞行器的气动特性研究、性能验证和设计优化等方面。
以下将介绍风洞试验在这些领域中的具体应用。
基于空气动力学的风洞实验研究
基于空气动力学的风洞实验研究风洞实验是空气动力学研究中常用的一种实验方法。
它通过模拟流场的方式，对气体流动与力学特性进行研究。
风洞实验经常被应用于各个领域，如航空航天、汽车、海洋工程、建筑设计等。
本文将讨论基于空气动力学的风洞实验研究。
1.风洞实验与风力背景风动力学以空气的流动为基础，通过应用力学、物理学、数学等学科，探究气体流动和力学特性。
风力背景是气体流动的控制因素，包括气体的密度、温度、湿度、压力等。
在风洞实验中，为了实现模拟真实流场的目的，需要对风力背景进行精确调控。
2.风洞实验的原理与分类风洞实验分为干式风洞、湿式风洞、自由面风洞、烟雾风洞等多种类型。
风洞实验的原理是通过各种风洞设备将气流在模型中运动，模拟真实的空气动力学流场，实现对气体流动和力学特性的研究。
风洞实验的流场具有复杂性，需要利用高精度地测量仪器，如压力传感器、热电偶、光纤传感器等，对气体流动与力学特性进行测量。
3.风洞实验的应用与挑战风洞实验被广泛应用于航空航天、汽车、海洋工程、建筑设计等行业。
例如，在航空航天工业中，风洞实验可以模拟各种条件下的飞行场景，测试气动特性、控制器件及飞行器的性能。
但是，风洞实验也面临着挑战，如如何模拟真实的流场、如何选择适当的模型及测试仪器、如何克服实验结果的偏差。
4.未来发展方向随着技术的不断发展，风洞实验也在不断进步。
未来，风洞实验将向着多学科、多领域、多尺度、多层次的方向发展。
例如，通过结合计算机模拟、数字图像处理等技术，实现更高效、更精确的风洞试验。
结论基于空气动力学的风洞实验是探究气体流动和力学特性的重要方法。
无论在航空航天、汽车、海洋工程、建筑设计等行业，风洞实验都担当着不可替代的作用。
未来，我们还需要不断优化风洞实验的技术和方法，推动其在各个领域的应用。
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低速风洞在设计和使用中需要考虑的因素丛磊汕头大学工学院，汕头515063[摘要] 低速风洞试验作为研究结构物在风力作用下动力响应特性的一种重要手段，在其洞体设计和使用中需要考虑诸多内外因素对试验结果的影响。
本文总结了影响低速风洞试验结果的一些相关因素，包括洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响、试验段槽道对流场方向的影响、收缩段的边界层修正、低速风洞试验数据库系统的建设以及无线数据采集技术在低速风洞中的应用研究。
[关键词] 低速风洞洞体几何特性试验段槽道边界层修正数据库系统无线材及技术1 前言低速风洞作为研究土木工程结构无在风力作用下动力响应特性的一种实验装置，其对测试结果的精确性具有很高的要求，但在试验中不可避免的要受到许多不可控因素的影响。
因此，如何得到研究中所需要的比较令研究者满意的精确数据是许多风工程研究人员需要解决的问题。
本文通过总结一些国内外对风洞试验技术的改进研究，希望对现有风洞的改进与新建风洞的建设有所帮助。
2 影响低速风洞测试精确度的因素2.1 低速洞体各部分几何特性对风洞流场品质的影响2.1.1 实验段实验段为风洞中模拟原型流场进行模型空气动力实验的地方,是风洞的重要组成部分。
为了能模拟原型流场,实验段尺寸和气流速度的大小,应满足实验Re 达到一定值的要求。
此外,实验段气流应稳定,速度的大小、方向在空间的分布应均匀,原始紊流度、噪声强度、静压梯度应低。
实验段气流的这些特性的好坏,总称为流场品质。
实验段的尺寸由模型的尺寸来确定。
一般实验段内部沿轴向(顺来流方向)有扩散角,或沿轴向逐渐减小各截面的切角部分所切除的面积,使横截面积沿轴向逐渐增大,以减小由于壁面附面层沿轴向增厚而产生的负静压梯度的绝对值。
2.1.2 收缩段收缩段主要是使来自稳定段的气流均匀加速,并改善实验段的流场品质。
收缩段的设计应满足如下要求:气流流过收缩段时,气流单调增加,避免气流在洞壁发生分离;收缩段出口处气流速度分布均匀,方向需平直,并且稳定。
收缩段能否满足这些要求,主要取决于两个方面:收缩比和收缩曲线。
收缩比定义为收缩段入口处横截面积与出口处横截面积的比值。
在一定的实验段横截面积和速度条件下,收缩比取得大一些,可使稳定段的速度相对降低,使稳定段、蜂窝器和整流网在提高流畅品质方面的效果相对好一些,而引起的气流能量损失也相对小一些。
同时收缩段的长度也会对实验段流场品质造成影响,为了得到更好的实验段流场品质,收缩段长度至少应达到收缩段入口直径或边长的018倍。
收缩段的曲线形状对实验段气流速度分布的均匀程度有较大的影响,曲线的形状应该使流速沿壁面单调增加,不产生附面层的离体现象,并使管壁在收缩段入口处及出口处平行于流向。
这种管壁曲线在入口处收缩率比较大,而在出口处比较小。
2.1.3 稳定段稳定段是一段横截面不变的足够长的管道。
其特点是横截面面积足够大,气流速度较低,在稳定段内一般都装有整流装置。
稳定段的功用在于使来自上流或外面的紊乱不均匀的气流稳定下来,使旋涡衰减,使速度大小和方向的分布更为均匀。
稳定段的长度常常采用入口直径的015倍。
稳定段内一般安装蜂窝器和整流网以改善实验段内气流品质。
2.1.4 扩散段扩散段可以使气流减速,使动能转变为压力能,以减小风洞中气流能量的损失,降低风洞的需用功率。
气流在管道中的能量损失,与流速的3次方成正比。
流速低,损失则小。
扩散段使来自实验段的气流迅速减速,以减少整个风洞的能量损失。
但是扩散段本身也会引起气流的能量损失,包括摩擦损失与扩压损失两部分。
扩散段是由它的面积比和当量锥角两种因素来描述的。
当量锥角指的是与真实的扩散段具有相同长度、入口和出口面积的假想圆锥断面的锥角。
扩散段的能量损失系数N主要取决于扩散段的面积比和扩散角。
面积比越大,N 越大。
通常面积比很少超过215~4。
扩散角取决于扩散段的平均Re 数,一般约在5b~8b 之间[1]。
2.2 低速风洞试验段槽道对流场方向的影响现代大型低速风洞出于各种测量上的考虑,在试验段一般装有移测架;该架可安置有关探测仪器的探头,如多孔探针等在试验段内作三维运动,从而方便灵活地测试试验段中指定区域的流动特性,一些国外大型风洞也采取了类似的做法。
2.2.1 槽道影响的实验研究下面以西南交通大学低速工业风洞为例,分析了这种槽道结构对试验段方 向场的影响。
西南交大风洞的小试验段尺寸为:2.4米x2.0米x16米。
为了摸清槽道影响,我们主要针对槽道如图2所示的敞开、半封闭以及全封闭这三种状态下对试验段上方方向场作了测量。
测试点选择为:选用一根6孔探针,用支杆装在移测架上,探针头部距移测架大约2米。
这一距离经测试基本可保证探头不受后面移测架支撑的干扰。
设探针的α孔(攻角)、β孔(偏航角)系数为αA 、αB 和βA 、βB 则α孔、β孔感受的气流偏角为:其中0α、0β为探头安装角。
每次试验时,x 、y 一定,探针按指定台阶沿z 方向由下向上移动,这样一次可得到7个点的气流偏角。
经过在不同槽道状态下的对比测量,便可发现槽道的影响。
2.2.2 试验结果根据上述安排,测得结果如图3~图5所示。
对攻角α,无论是在全封闭还是半封闭状态,在中央剖面y=1.2m、,y=1.5m处沿z方向分布的均匀性很好。
与敞开时相比,封闭和半封闭时对应的β沿z方向的均匀性明显得到改善。
敞开时,随着高度z的增加,β变得越来越大,这显然是由于槽道结构导致的气流偏角所致。
当靠近侧壁(y=2.lm)时,敞开状态下试验段上方的β更大,而且分布不均匀;当槽道半封闭时,β的幅度得到控制,但沿2方向分布的均匀性尚不理想,改成全封闭以后,β分布的均匀性得到了改善。
通过这样一个对比试验使我们感到,大型试验段开设槽道对试验段方向场有一定影响,特别是对那些靠近槽道的区域,气流偏角以及偏角分布的均匀性明显变坏,在兼顾移测架使用的同时对移测架槽道在结构上采取适当措施是必要的[2]。
2.3 低速风洞收缩段的边界层修正的影响收缩段是低速风洞的重要部件，它的作用是均匀加速气流，使其达到试验段所需要的流速。
收缩段设计时，要保证气流在沿收缩段加速时，洞壁上不出现分离；收缩段出口截面的气流均匀、平行且稳定；收缩段不宜过长。
收缩段设计的好坏直接决定了试验段的流场品质。
2.3.1 边界层位移厚度边界层位移厚度定义为边界层外边界上的主流被向外挤出去的距离：其中，U 为主流速度（主流的速度在物面法向有变化时，U 指的是边界层外边界处的流速），)(y v x 是边界层法向方向坐标点y 处沿x 方向的流速。
2.3.2 边界层位移厚度计算方法首先选择一典型的收缩型面，并对收缩段内流场进行高精度的数值模拟求解，得到各内点的流动参数。
在收缩段壁面上等距选取了11个站点。
对于每一站点，根据壁面的倾角找到当地的切向和法向方向，建立当地坐标系，并得到当地的切向和法向速度。
根据边界层位移厚度计算公式得到各点的边界层位移厚度，再投影到y 方向，光滑连接各点的边界层位移厚度即得到收缩段沿程的边界层位移厚度曲线。
图6 典型收缩段壁面上各点的切向和法向方向2.3.3 边界层位移厚度的分布规律在收缩段入口边界层位移厚度为0，之后壁面压力有一个弱的增加，逆压梯度的存在使得边界层位移厚度明显变厚，壁面流动变慢，而中心流速增加；再往下，在壁面转折点前，流体的加速性影响到壁面附近，压力急剧下降!边界层厚度变薄，流动趋于稳定。
过了转折点，流体继续加速，在收缩段出口，壁面上有一个小的逆压梯度区，而边界层位移厚度则一直在增加。
图7 收缩段型面和边界层位移厚度图8 收缩段中心和壁面的压力分布总体来说，对比流场模拟结果!收缩前段是否进行边界层修正对收缩段壁面的压力系数无明显影响。
进行边界层修正后，收缩段出口附近的逆压梯度会略增。
边界层修正后，收缩段出口截面附近轴心的压力系数减小，速度增大，而壁面的压力系数与未修正时相当，中和壁面的压力系数差值减小，因而截面速度均匀性会得到显著提高。
收缩段出口截面的速度分布表明（图9）进行边界层修正后，原来速度较低的中心处的速度得到提升，出口截面的速度分布明显比未修正时均匀。
将用双三次曲线得到的边界层位移厚度用到mitozinsky曲线设计的收缩段中,收缩段出口速度均匀性也可得到很大提高(图10)。
在各种收缩段型面曲线中，mitozinsky曲线因前部收缩剧烈，型面与双三次曲线差别最大!而其它曲线介于两者之间。
因此其它曲线采用双三次曲线的边界层位移厚度进行修正的结果应介于二者之间，故对不同收缩型面可用同一的边界层位移厚度进行修正而流场均可得到改进，不必针对每种收缩型面曲线均计算相应的位移厚度，大大节省工作量。
图9 出口截面的速度分布图10 mitozinsky曲线修正后的出口截面速度分布同时，边界层位移厚度受收缩段口径影响较大，尤其是收缩段的前半部分，至收缩段出口处无量纲的边界层位移厚度已基本相同。
收缩段口径越小，雷诺数越小，则无量纲的边界层厚度越厚。
随着收缩段口径增大，雷诺数变大，则无量纲的边界层厚度也变薄了。
而且，收缩比小则边界层位移厚度越小[3]。
3 低速风洞数据采集与处理系统3.1 低速风洞试验数据库系统低速风洞试验数据库系统应用较先进的开发平台,采用客户/服务器模式,研制开发了风洞试验数据实时入库程序、风洞试验数据查询程序、数据库维护和使用授权程序等软件。
通过多种技术手段较好地解决了风洞试验数据库系统涉及的数据实时入库、数据库数据存储的动态平衡、数据查询、数据安全管理以及数据的可视化等关键技术问题。
3.1.1 系统的主要功能系统的功能主要包括数据的实时入库,信息的查询,信息的安全管理,以及数据的可视化。
数据的实时入库,即风洞试验现场产生的数据在计算完毕之后,由风洞试验的二级分布式系统通过局域网络传送至数据库服务器。
风洞试验的二级分布式系统是风洞试验的测控处系统,负责风洞的设备控制,数据采集和处理,风洞试验数据从这里实时地传送至数据库服务器。
数据的实时入库保证了数据库信息的时效性,使有关科研人员能够及时掌握试验数据,给决策领导及时提供试验信息。
信息的查询,这是数据库系统中使用最频繁的功能。
信息的查询设计基于方便、快捷、准确、灵活的原则。
用户可以按照人机交互方式按照试验的时间,试验所进行的开车次序,试验风洞外界条件,试验模型的状态、条件,试验的型号任务等条件进行查询。
系统维护和安全管理,由于系统数据是实时自动入库,随着试验的进行,数据库存储器的占空比就随时可能失去平衡,因此数据库系统必须具备自动转储维护功能,保证数据库不会被数据所拥塞,随时有合理的利用空间。
同时,风洞试验任务涉及许多密级以上的型号,数据库的使用也必须首先解决安全问题。
数据的可视化,风洞试验的大量结果是一大堆浩瀚的数字,如何使从数据库中查询的数据更具可读性,我们根据这些物理量的变化规律建立了可视化的图形处理系统。