SHFD低速风洞旋转体机身测压实验报告
低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
2、记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差 ，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表(来流风速 = 20m/s，迎角 4°)
i
Y(mm)
i
Y(mm)
1
3.75
8.25
0.025
0.055
13
3.75
-5.4
0.025
-0.036
2
7.5
18
45
-6.75
0.3
-0.045
7
60
24
0.4
0.16
19
60
-6.45
0.4
-0.043
8
75
22.2
0.5
0.148
20
75
-5.7
0.5
-0.038
9
90
19.35
0.6
0.129
21
90
-4.65
0.6
-0.031
10
105
15.75
0.7
0.105
22
105
-3.6
0.7
-0.024
5、调节机翼的迎角α，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。
6、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。
9、实验完毕，整理实验数据，绘制 ～ ， ～ 曲线，计算升力系数 ，压差阻力系数 。并绘制 ～α曲线， ～α曲线。
用图解法计算机翼上表面压力系数 曲线与 轴围成的面积减去机翼下表面压力系数 曲线与 轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数 。而弦向力系数 的数值等于 曲线与 轴所围的面积减去 曲线与 轴所围的面积之差。
小型风洞实验报告总结(3篇)
第1篇一、实验背景与目的随着现代工业和航空技术的发展，对空气动力学特性的研究日益重要。
风洞实验作为一种重要的空气动力学研究方法，能够有效地模拟真实飞行器或其他物体在空气中的运动状态。
本实验旨在通过小型风洞实验，研究特定模型在不同风速和攻角下的空气动力学特性，为后续设计优化提供数据支持。
二、实验原理与设备1. 实验原理：风洞实验基于流动相似原理，通过模拟实际飞行器或其他物体在空气中的运动状态，研究其空气动力学特性。
实验过程中，通过控制风速、攻角等参数，观察模型在不同工况下的运动状态，分析其空气动力学特性。
2. 实验设备：- 小型风洞：用于产生均匀气流，模拟实际飞行器或其他物体在空气中的运动状态。
- 模型：根据实验需求设计，用于模拟真实飞行器或其他物体。
- 数据采集系统：用于实时采集实验数据，包括风速、攻角、模型姿态等。
- 计算机软件：用于数据处理和分析。
三、实验过程1. 实验准备：根据实验需求，设计模型并加工制作。
安装数据采集系统，调试风洞设备。
2. 实验步骤：- 调整风洞风速，使模型处于预定攻角。
- 记录风速、攻角、模型姿态等数据。
- 改变攻角，重复上述步骤。
- 分析实验数据，得出结论。
3. 实验数据：实验过程中，记录了风速、攻角、模型姿态等数据，并对数据进行整理和分析。
四、实验结果与分析1. 实验结果：通过实验，得到了模型在不同风速和攻角下的空气动力学特性数据。
2. 数据分析：- 随着风速的增加，模型的升力系数和阻力系数逐渐增大。
- 随着攻角的增加，模型的升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。
- 在特定风速和攻角下，模型具有最佳空气动力学特性。
五、结论与讨论1. 结论：通过小型风洞实验，研究了特定模型在不同风速和攻角下的空气动力学特性，为后续设计优化提供了数据支持。
2. 讨论：- 实验结果表明，模型在特定风速和攻角下具有最佳空气动力学特性，有利于提高飞行器的性能。
- 实验过程中，风速和攻角对模型的空气动力学特性有显著影响。
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=20β=00：α=120~320;∆α=40试验风速V=27m/s 横向实验α=40：β=-160~160；∆β=40α=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)第一章实验名称与要求1.1 实验名称全机模型气动力和力矩测量1.2 实验要求通过低速风洞常规测力试验，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：常规测力实验设备的使用，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。
风洞静态压力分布测量实验
《实验流体力学》风洞静态压力分布测量实验Ⅰ实验设计及数据处理程序编制Ⅱ数据采集与分析姓名学号实验日期指导老师一、实验目的风洞测压试验是一种在风洞中测量模型表面压力分布的试验。
目的是通过测量飞行器及其部件，如机翼、机身、尾翼、操纵面、外挂物等表面上的压力分布，为飞行器及其部件结构强度计算提供气动载荷分布的原始数据。
通过测压实验，能够给出定量化的结果，获得模型上的压力分布信息。
因此，测压试验是研究模型气动特性、验证数值计算方法的一种重要手段。
本次实验内容是测定标准模型在不同实验状态下各截面测压点的压力值，并进行数据处理，最后得到各截面的压力分布曲线随风速及迎角的变化规律。
二．实验设备 1、风洞风洞是产生人工气流的设备，本次实验所用风洞为开口回流式低速风洞，如图1所示。
其主要组成部分为实验段、扩压段、拐角和导流片、稳定段、收缩段以及动力段。
D4 风洞实验段风 扇图1 D4风洞示意图实验段尺寸：长度3.5m ，宽度1.5m ，高度1.5m ，收缩比9；实验段风速：闭口最高风速为80m / s, 开口最高风速为60m / s ；实验段湍流度为0.08%。
2、风速控制系统D4风洞采用可控硅控制无级调速；风速控制系统组成如图1所示。
本文的工作是在系统的外层增加了稳风速的闭环控制系统。
风洞风速的控制采用直接数字式闭环控制。
首先通过PCL727进行D/A 转换，将数字量转换成模拟量4—20mA 驱动电流，经过西门子驱动器来控制可控硅的输出电流，从而控制电机转速，电机拖动风扇，产生气流，使试验段获得所需的速压0P P (其中0p 为气体总压，p 为气体静压)。
由差压变送器将压差转换成1-5V 电压，再由压差风速转换公式计算得出风速值，经PCI1716进行A/D 转换，将数字量输入计算机，通过数字PID 控制器输出控制量，从而改变输出的驱动电流，达到控制风速的目的。
三、实验模型：1、实验模型：非圆截面机身标准测压模型，如图2所示。
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。
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。
直流低速风洞实验报告
直流低速风洞实验报告1. 引言直流低速风洞是一种常用于航空、汽车、建筑等领域的实验设备。
通过产生符合实际条件的气流环境，可以对物体在空气中的行为进行研究和测试。
本实验旨在通过使用直流低速风洞在不同风速下对一种简化模型进行测试，以了解其在空气中的流动性能。
2. 实验目的- 了解直流低速风洞的基本原理和结构- 掌握直流低速风洞的操作方法- 研究简化模型在不同风速下的流动性能3. 实验仪器和材料- 直流低速风洞：包括风机、进气口、测试段、出气口等部分- 简化模型：一种模拟真实物体的简化模型，如矩形板或球体等- 测量设备：包括压差计、测风仪等4. 实验步骤1. 打开风洞发电机，待其达到稳定运行状态。
2. 将简化模型放置在测试段中，调整其位置和角度，确保模型与气流方向垂直。
3. 设置所需的风速，启动进风口风机，调整风机的旋转速度以达到目标风速。
4. 使用压差计测量进口和出口的气压差，并记录在实验数据表格中。
5. 使用测风仪测量不同位置和高度上的风速，并记录在实验数据表格中。
6. 调整风速并重复步骤4和5，以获取多组数据。
7. 关闭风洞发电机和风机，结束实验。
5. 数据处理与分析根据实验数据，可以进行以下数据处理和分析：- 绘制不同风速下，进口和出口气压差随风速的变化曲线。
- 绘制不同位置和高度上的风速分布图。
- 计算简化模型所受到的风压力，并与理论值进行比较。
6. 结果与讨论根据对实验数据的分析，可以得出以下结论：- 随着风速的增加，进口和出口气压差呈线性增加趋势。
- 在直流低速风洞中，不同高度和位置上的风速分布存在差异，如近壁面处风速较小、中心位置处风速较大等。
- 简化模型在空气中的流动受到来流速度和形状的影响，通过分析和对比实验数据，可以进一步了解其流动性能。
然而，本实验仅使用简化模型进行了初步测试，对于复杂的实际物体来说，其流动性能会更加复杂且困难。
因此，进一步的实验和研究还需进行。
7. 结论通过本实验，我们成功地学习了直流低速风洞的基本原理和操作方法，并进行了简化模型的流动性能测试。
风洞实验报告
风洞实验报告风洞实验报告一、引言风洞实验是一种重要的工程实验方法，可以模拟大气中的空气流动情况，用于测试和研究各种物体在气流中的性能和特性。
本文将介绍一次针对某飞行器模型的风洞实验，包括实验目的、实验过程、实验结果和结论。
二、实验目的本次实验的目的是通过风洞实验，对某飞行器模型在不同风速下的气动特性进行测试和分析，为飞行器的设计和改进提供参考依据。
具体目标如下：1. 测试飞行器在不同风速下的升力和阻力变化情况，了解其气动性能；2. 研究飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性，评估其适航性；3. 分析飞行器在不同风速下的气动力分布，寻找潜在的改进方向。
三、实验过程1. 实验设备准备：在实验室中搭建风洞装置，包括风洞本体、风速控制系统、数据采集系统等。
确保设备正常运行和准确测量。
2. 实验样本制备：根据飞行器模型的设计要求，制作样本并进行必要的校正和调整，确保样本符合实验要求。
3. 实验参数设置：根据实验目的，确定实验参数，包括风速范围、采样频率、测量点位置等。
4. 实验数据采集：将样本放置在风洞中，通过数据采集系统记录风速、升力、阻力、气动力矩等数据，并实时监测飞行器的姿态。
5. 数据处理与分析：对采集到的数据进行处理和分析，得出实验结果，并与理论计算结果进行对比。
四、实验结果1. 升力和阻力变化曲线：通过实验数据的分析，得到了飞行器在不同风速下的升力和阻力变化曲线。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的升力随着风速的增加而线性增加，而阻力则呈指数增加。
在高速风洞实验中，升力和阻力的增长趋势逐渐趋于平缓。
2. 稳定性和操纵性评估：通过实时监测飞行器的姿态，得到了飞行器在不同风速下的稳定性和操纵性评估结果。
结果显示，在较低风速下，飞行器的稳定性较好，操纵性较强；而在较高风速下，飞行器的稳定性和操纵性受到较大的挑战。
3. 气动力分布分析：通过实验数据的处理，得到了飞行器在不同风速下的气动力分布情况。
结果显示，在低速风洞实验中，飞行器的气动力主要集中在机翼和尾翼上，而在高速风洞实验中，气动力分布更加均匀。
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SHFD低速风洞旋成体机身模型测压试验数据处理报告院系：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：学号：2 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：摘要本次的试验就是测量旋成体机身表面的压强分布，绘制压力曲线，采用SHFD低速风洞对旋转体机身进行吹风试验。
分别完成其纵向实验和横向实验，通过压力扫描系统可以在计算机中得到旋转体机身表面各截面上测压口的压力。
通过计算可以得到其压力系数，最后通过tecplot软件即可画出各个截面的压力分布情况以及上下子午线的压力分布情况。
关键词旋成体机身风洞试验纵向试验横向实验tecplot目录第一章实验名称及要求 (1)第二章实验设备 (2)2.1 风洞主要几何参数 (2)2.2 风洞动力系统 (2)2.3 控制和数据采集系统 (2)2.4 压力扫描系统 (3)2.5风洞流场的主要技术指标 (4)2.6 试验模型 (4)第三章实验原理 (8)3.1风洞实验原理 (8)3.1.1 相对性原理和相似准则 (8)3.1.2 主要测量过程 (8)3.2测压实验原理 (9)第四章实验方法及步骤 (11)4.1 实验准备 (11)4.2计算雷偌数 (11)4.3分配任务 (12)4.4 实验过程 (12)第五章实验数据处理 (13)5.1 实验数据修正计算 (13)5.2 纵向和横向实验曲线图及分析 (14)结论 (21)参考文献 (22)附录 (23)第一章实验名称及要求1.1 实验名称旋成体机身测压试验1.2 实验要求通过试验深化对空气动力学的理论的理解，初步掌握空气动力低速风洞试验技术：常规测力实验设备的使用，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。
熟悉低速风洞标模试验的气动力变化规律，初步掌握风洞试验数据的修正、处理和分析的方法，掌握科学计算、试验曲线绘图软件的应用。
第二章 实验设备本次试验采用沈阳航空工业学院SHFD 低速闭口回流风洞（如图2.1）2.1 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２.５m 。
风洞稳定段：圆形，截面尺寸直径3.57m ，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。
2.2 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。
2.3 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（110BF 003）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图2.1 沈阳航空学院SHFD 低速闭口回流式风洞气动轮廓图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。
2.4 压力扫描系统电子压力扫描阀引进西北工业大学的DSY－JB，系统是集压力测量、数据采集、在线校准和数据处理于一体的压力测试系统。
其主要特点是：实现了多点、快速和高精度的压力测量。
采用压力扫描阀系统可以提高压力测量效率、试验数据的质量和试验的可靠性。
（使用见其说明书）系统的主要技术性能：●测压通道：96点●量程：±2.5KPa（64通道）; ±7.0KPa（32通道）●测压精度：±0.2％FS●扫描速率：20000点/秒图2.4.1 风洞实验风速、角度控制系统流程图2.4.2 旋成体试验数据测量和采集系统流程2.5 SHFD 风洞流场的主要技术指标表1：SHFD 风洞流场技术指标流场技术参数指标 备注 最大速度V max （m/s ） 50实验中单位全部采用ISO 国际标准单位制最小稳定速度V min （m/s ） 5 轴向静压梯度|d Cp /d x | （1/m ） ≤0.005 场系数μi 0.0045 平均气流偏角|α| ≤0.5° 平均气流偏角|β| ≤0.5° 时间稳定性η 0.005 湍流度≤0.14％2.6 试验模型旋成体机身侧压模型为全钢结构，机身长度532mm ，机身最大直径70mm ，由4段组成，头部为余弦抛物线，中部为直柱段，尾部为抛物收缩段，底部直径42 mm ，模型带有尾支杆及预偏角机构。
旋转中心位于距离头部292 mm 处。
共112个测压点，布置在13个剖面上，测压管直径0.8，见图2.6.1。
图2.6.1 测压模型安装示意图表2：旋成体延机身各测压点剖面距机头顶点距离表（mm）序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 距离20 40 65 95 125 155 195 295 400 430 460 480 5001 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 131 2～7 8～13图2.6.2旋成体机身及测压点截面分布图图2.6.3 旋成体测压点接管示意图注：其中各横截面测压孔编号由学生自己在安装测量时按顺序定义。
1横截面测压孔有四个点均布；2~7横截面测压孔有十个点均布；8~13横截面测压孔有八个点均布。
旋成体机身在横截面与子午线交点处都开有测压孔。
实际测量了95个测压口的压力。
实验前对其模型进行通透性检查，结果如下表3：表3 旋成体测压点状态表第三章 实验原理3.1 风洞实验原理3.1.1 相对性原理和相似准则用模型在风洞中进行试验来模拟飞行器在空中的真实飞行应满足相对性原理和相似准则。
相对性原理即：在初始条件、物性条件和边界条件相同的情况下，物体在流体中运动所受的力与物体不动而流体以相同速度（大小和方向）相对物体运动时物体所受的力相同。
相似性准则即：对于流体动力学实验来说，只要满足模型与真实飞机是几何相似、运动相似、动力相似和热相似的，则两个流场相似。
对于低速流动来说，主要相似参数有：代表粘性影响的雷诺数： μρVl =Re ；代表压缩性影响的马赫数: M a = V/a ； 表示流体压力与惯性力之比欧拉数;2Eu Vpρ∆= ; 物体上的力与惯性力之比 牛顿数22Ne lV Fρ=如果绕模型流动与绕实物流动的相似参数相等，那么两者压力系数相同，力系数相同。
试验时，让风洞的流场满足主要影响的相似准则，对不满足的相似参数进行修正来保证实现模拟，这样就可以把风洞中模型的力和压力用系数的形式用到真实的物体上。
3.1.2 主要测量过程通过调节可控制转速的电机带动螺旋桨产生所需的风速流过支撑在风洞中与真实物体几何相似的模型，用应变天平测量模型所受的6个力分量，再经过数据处理得到空气动力系数。
过程如下：（1） 在无风速V = 0时，采集模型在各个姿态下的各单元的初始记录。
如：阻力、升力和俯仰力矩单元的零读数x 0，y 0和M z 0（mV ）。
（2） 风洞开车，改变模型姿态，在试验风速下V = VI 时，采集记录阻力、升力和俯仰力矩单元的读数xi ，yi 和Mzi （mV ）。
（3） 用对应的试验值减去初始值: ()0x x K x i x -= ()0y y K y i y -=()0z i z M z M M K M z -= ………其中，Kx ，Kxy ，KMz 为天平校准系数，单位为N/mV 和N·m/mV ，由天平校准时给出。
（4） 对采集的数据进行风洞流场的各种修正，得到各分量的气动力系数：纵向的升力系数Cy ，阻力系数Cx 和俯仰力矩系数mz ，横向的侧力系数Cz ，滚 转力矩系数mx 和偏航力矩系数my 。
以及各分量的气动导数和气动力特征参数。
qs y C y = qs x C x = A z z qsb M m = qs zC z = qsl M m y y =qsl M m x x = 其中：q 为实验速压，222121V RTp V q a ==ρ；p a 为当天当地大气压（Pa ），T 为风洞内空气温度（K ），R 为空气气体常数，取287.05 J/(kg·K)；s 为机翼面积（m 2）；b A 为机翼平均气动弦（m ）；L 为机翼翼展。
（5） 存储和输出：按使用需要进行试验数据的显示、输出。
一般纵向数据按风轴输出，横向数据按体轴系输出。
3.2 测压实验原理本次实验压力测量及存储由扫描阀和计算机完成，其中扫描阀量程有两个范围，一个为：2Kpa ，64点；另一个为：7Kpa ，32点，因此实验室配置的扫描阀测压系统可以同时测量96点压力。
旋成体模型开有112点测压孔，这里我们只测量前95点压力(远前方总压占有1点)。
扫描阀所测得的压力为表压力：即测量点压力与大气压力之差，单位为Kpa 。
因此旋成体表面所测压力换算成压力系数221∞∞-=V p p C i p ρ其中，i p 为测量的表面压力；∞p 为远前方静压，取实验段入口处皮托管所测静压；∞V 为来流速度；ρ为空气密度。
∞V 为来流速度，可以取为实验风速，即∞V ＝实验V首先在启动风洞之前，当实验风速V ＝0时测量存储个测压孔的压力及皮托管的总静压0i p 、0∞p (习惯上这些值称为初读数)。
如果扫描阀校准之后这些初读数数值基本为零时，可以忽略初读数(一般扫描阀当天校准后，初读数基本都为零)。
然后启动风洞，当∞V ＝实验V 时监视连接各测压孔的扫描阀各通道压力值；注意测量压力不能超出扫描阀测量点的量程。
待风速稳定后记录存储各点压力值0i p 、0∞p (习惯上这些值称为末读数)。
由上述存储数值，如果初读数各不相同后者是不为零时，则20021)()(∞∞∞---=V P P P P C i i p ρξ其中 ，ξ为风洞速压修正系数。
SHDF 风洞该系数在常用风速区随风速变化较小，在一般实验中可以取为常数，0.9775。
求出各点压力系数后，对应好旋成体上的位置，其中旋成体机身上下子午线为，机身纵截面，顶部及底部两条线。