风洞实验报告精编WORD版
小型风洞实验报告模板
小型风洞实验报告模板1. 实验目的本实验旨在通过搭建小型风洞，模拟风场环境，以了解流体力学相关概念，并探究在风洞中空气流动特性的变化。
2. 实验原理利用风机产生气流，经过管道进入风洞，再通过风洞内的模型，观察和测量气流在模型前后的压力、速度等参数的变化，从而了解气流对物体的影响。
3. 实验装置和材料1. 小型风洞：风洞箱、风机、风洞管道、模型支架等。
2. 模型：可以选择不同几何形状的模型，如平板、球体等。
3. 测量仪器：差压传感器、风速计等。
4. 实验步骤4.1 搭建风洞1. 搭建风洞箱，确保密封性良好。
2. 将风机安装在风洞箱的一侧。
3. 连接风机与风洞箱之间的管道，确保气流能顺畅流动。
4.2 安装模型1. 根据实验需求选择合适的模型，并将其安装在风洞箱内的模型支架上。
2. 确保模型位置稳定，并与风洞箱内的气流方向对齐。
4.3 进行实验测量1. 在模型前后位置处，分别安装差压传感器和风速计。
2. 根据实验要求，记录模型前后气流的压力差和速度差等参数。
3. 可以使用数据采集系统，将实验数据进行记录和处理。
4.4 分析实验数据1. 根据实验所得数据，计算压差和速度差的平均值，并进行比较和分析。
2. 根据流体力学相关理论，理解实验结果所呈现的物理现象，如气流分离、阻力等。
5. 实验结果与讨论根据实验数据的分析，可以得出以下结论：1. 模型前后的压差随着模型的形状和尺寸的变化而变化，进一步验证了伯努利定律在风洞中的适用性。
2. 模型前后的速度差与模型的形状和尺寸密切相关，不同形状的模型会产生不同的气流效应。
3. 在实验中发现，当气流速度较大时，模型前后的压差和速度差明显增大。
本实验结果表明，小型风洞是一个有效的工具，可以用于研究和理解物体在气流中的行为。
通过改变模型的形状和尺寸，可以进一步探究气流对物体的影响，并为飞行器设计、建筑结构等领域提供参考依据。
6. 实验结论通过本次小型风洞实验，我们对气流的特性和模型的影响有了更深入的了解。
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。
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(精)
五、疲劳试验的观测
1．疲劳强度
科研性试验是以疲劳极限强度和疲劳极限荷载作为最大的 疲劳承载能力。构件达到疲劳破坏时的荷载上限值和应力 最大值分别为疲劳极限荷载和疲劳极限强度。 为了得到给定疲劳应力比值（值）条件下的疲劳极限强度 和疲劳极限荷载，一般采取的办法是: 根据构件实际承载能力，取定最大应力值 max，作疲劳试验， max 求得破坏时荷载作用次数n，从 与 n双对数直线关系中 求得控制疲劳次数下的疲劳极限强度，作为标准疲劳极限 强度。它的统计值作为设计验算时疲劳强度取值的基本依 据。
0.5 或 1.3
三、试验荷载
3．疲劳试验的控制次数
构件经受下列控制次数的疲劳荷载作用后， 抗裂性、刚度、强度必须满足现行规范中有关 规定。 中级工制吊车梁：n=2×106次 重级工制吊车梁：n=4×106次
四、试验步骤
• 1．疲劳试验前预载 • 目的：消除松动及接触不良，压牢构件并使 仪表运转正常。 • 不大于上限荷载的20%，加1～2次。
接触式测振仪、差动式位移计、电阻应变式位 移传感器或百分表（停机作静载试验时）。
六、试件安装
1．严格对中 2．保持平稳 3．安全防护
§6-5 工程结构的风洞试验
一、风作用力对建筑物的危害 二、风荷载作用下的实测试验 三、风洞试验
一、风作用力对建筑物的危害
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。
风洞实验报告
风洞实验报告
实验目的：
本次实验的主要目的是探究风洞内气流与实际情况的关系，通过对比不同种类的物体在风洞中所受到的气流影响，分析气流力与物体形状、风速等参数的关系，进一步探究气动力学知识。
实验仪器：
本次实验采用的是风洞设备，主要包括：风机、热线安放器、压力传感器、激光测量仪及流场可视化实验装置。
实验流程：
1. 首先将实验物体放入风洞内，开启风机，控制风速，并调整风洞内气流状态。
2. 利用热线安放器对实验物体表面局部速度的测量。
3. 利用压力传感器对实验物体表面气压及气液动力的测量。
4. 通过激光测量仪及流场可视化实验装置对实验物体周围气流情况进行记录并进行分析。
实验结果：
本次实验中，我们选取了不同的实验物体，进行了相应的实验操作。
其中，以典型机翼作为实验目标，分别在不同风速及不同攻角下进行实验测量。
根据实验结果，我们发现在相同的风速条件下，攻角越大，物体所受到的气流力越大。
同时，不同物体的形状、尺寸也对其所受到的气流力产生一定的影响。
此外，通过流场可视化实验装置的实验结果，我们也可以清晰地看到实验物体周围气流的流动情况，这一结果进一步验证了实验数据的准确性。
结论：
通过本次实验，我们深入了解了风洞实验的意义以及其在气动力学领域中的应用。
同时，我们也对气流力、攻角和物体形状等
参数的关系进行了深入探究，展示了其重要性和实用性。
基于本次实验的实验结果，我们也可以为工程设计、气动力学等领域提供一定的理论基础支持。
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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失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。造成阻力增加，升力减小。
3.7
0.8
3.7
1.5
下截面
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0.3
0.7
0.9
1.3
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CP（下）
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迎角
截面
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2.5
4.多管压力计：压力计斜角θ=30o，系数K=1.0。压力计右端第一测压管接试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为LI；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Li。左端第一测压管测量气流的总压，其液柱长度记为LII。
图1：开口风洞实验段
图2：风洞及来流静压测量孔
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2
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上截面
3.7
1.6
3.4
3.2
3
2.用多管压力计测出翼型表面压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图;
3.定量了解翼型压强分布随迎角变化的趋势;
4.用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。
实验装置
1.风洞：低速吹气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.5米，宽0.2米。实验风速≤30米/秒。(见图1)；
1.4
2.7
1.4
CP（上）
3.4
0.4
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CP（下）
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-0.1
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2.2
1.4
1.5
2.5
2.7
CP（下）
1.0
2.翼型低速压强分布测量试验
(5)在教师指导下将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面与刻度“0”平齐，斜角θ=30o。
(6)将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。
(7)将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎角调节范围为α=-4o～4o，△α=4o。
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，工作液为酒精，比重取0.8，斜角为30°。
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2米，安装于风洞两侧壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。(见图2)
3.8
3.8
3.7
1.8
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2.2
CP（上）
3.4
3.4
3.6
3.6
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0.7
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0.1
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-0.3
0.3
0.1
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0.7
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上截面
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3.7
3.7
3.6
1.9
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2.3
CP（上）
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3.7
3.8
3.8
图3：翼型测压孔分布
实验步骤
1.风洞实验段速度和压力测定实验
(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。-Biblioteka .1-0.4-0.1
0.3
0.1
0.7
0.9
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6
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(11)将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检查导管，不得有破漏或堵塞。记录多管压力计的初始读数。
(12)将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。实验中迎角调节范围为α=-4o～22o，△α=2o。
(13)记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录 ；上翼面的 ，下翼面的 。
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i点的压差为：
，(i=0;1,2,3,……) （1）
气流的动压为：
（2）
于是，翼面上第i点的压强系数为：
（3）
表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
测压孔数目
0
1
2
3
4
5
6
7
8
x位置（mm）
0
5
10
15
20
30
40
50
60
y位置（mm）
0
4.46
6.01
7.03
7.74
(14)关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压 ，温度 ， 。
(15)整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。
实验结果
实验条件原始数据
Pa=769（毫米汞柱）, ta=13.5?C
其中空气密度 有下式计算：
3.1467
LII=2.0（毫米酒精柱）, LI=1.4（毫米酒精柱）（迎角??10°）
8.6
8.96
8.96
8.7
测压孔数目
9
10