什么是风洞
风洞一般称之为风洞试验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。
发达国家如何发展空气动力学
空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。
美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。
前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。
英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。曾经发明了世界上第一座风洞的英国人更是不甘落后，除了政府加强对空气动力学的领导规划之外，充分利用大学进行基础学科的研究。据有关资料透露，在英国的46所大学里，至少有30个以上高水平的空气动力研究试验室。
日本在战后受到限制的情况下，航空工业曾有过长达8年的空白。但在此期间，其基础研究——空气动力学则进展神速。仅60年代，就先后仿制出11种飞机，自行设计8种飞机。
风洞试验
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
1实验分类2实验原理3发展历史4不足之处5实验优点6其他应用7观察方法
1实验分类
空气动力学实验分实物实验和模型实验两大类。实物实验如飞机飞行实验和导弹实弹发射实验等，不会发生模型和环境等模拟失真问题，一直是鉴定飞行器气动性能和校准其他实验结果的最终手段，这类实验的费用昂贵，条件也难控制，而且不可能在产品研制的初始阶段进行，故空气动力学实验一般多指模型实验。空气动力学实验按空气（或其他气体）与模型（或实物）产生相对运动的方式不同可分为3类：①空气运动，模型不动，如风洞实验。②空气静止，物体或模型运动，如飞行实验、模型自由飞实验（有动力或无动力飞行器模型在空气中飞行而进行实验）、火箭橇实验（用火箭推进的在轨道上高速行驶的滑车携带模型进行实验）、旋臂实验（旋臂机携带模型旋转而进行实验）等。③空气和模型都运动，如风洞自由飞实验（相对风洞气流投射模型而进行实验）、尾旋实验（在尾旋风洞上升气流中投入模型，并使其进入尾旋状态而进行实验）等。进行模型实验时，应保证模型流场与真实流场之间的相似，即除保证模型与实物几何相似以外，还应使两个流场有关的相似准数，如雷诺数、马赫数、普朗特数等对应相等（见流体力学相似准数）。实际
飞机风洞实验
上，在一般模型实验（如风洞实验）条件下，很难保证这些相似准数全部相等，只能根据具体情况使主要相似准数相等或达到自准范围。例如涉及粘性或阻力的实验应使雷诺数相等；对于可压缩流动的实验，必须保证马赫数相等，等等。应该满足而未能满足相似准数相等而导致的实验误差，有时也可通过数据修正予以消除，如雷诺数修正。洞壁和模型支架对流场的干扰也应修正。空气动力学实验主要测量气流参数，观测流动现象和状态，测定作用在模型上的气动力等。实验结果一般都整理成无量纲的相似准数，以便从模型推广到实物。
2实验原理
风洞一般称之为风洞试验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火
风洞
箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。
3发展历史
空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。
美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。
前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。
英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。曾经发明了世界上第一座风洞的英国人更是不甘落后，除了政府加强对空气动力学的领导规划之外，充分利用大学进行基础学科的研究。据有关资料透露，在英国的46所大学里，至少有30个以上高水平的空气动力研究试验室。
日本在战后受到限制的情况下，航空工业曾有过长达8年的空白。但在此期间，其基础研究——空气动力学则进展神速。仅60年代，就先后仿制出11种飞机，自行设计8种飞机。
4不足之处
风洞实验既然是一种模拟实验，不可能完全准确。概括地说，风洞实验固有的模拟不足主要有以下三个方面。与此同时，相应也发展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
1.边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中，气流是有边界的，边界的存在限制了边界
附近的流线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)，并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模型尺度太小会使雷诺数变小。近年来发展起一种称为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
2.支架干扰
风洞实验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场的干扰，称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正支架的影响，但很难修正干净。近来，正发展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在气流中。
3.相似准则不能满足的影响
风洞实验的理论基础是相似原理。相似原理要求风洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则，或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行，雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。提高风洞雷诺数的方法主要有: (1)增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说俄国的全尺寸风洞。
(2)增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国也正在研制这种高雷诺数风洞。
(3)降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质，在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
5实验优点
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。
6其他应用
昆虫化学生态学的风洞实验
近年来风洞技术已成为昆虫性信息素研究中不可缺少的实验手段。它用于监测粗提物和分离馏分的生物活性，判断鉴定出来的性信息素组分是否完整。一般来说，风洞实验的结果是非常接近于田间情况的；利用风
生态学风洞实验
洞实验可以模拟昆虫的田间飞翔能力，其中最重要的一项研究是测量昆虫的飞行周期和飞行的持久性；利用风洞实验还可以研究性信息素浓度对昆虫飞行行为的影响。
7观察方法
风洞中流态观察方法大致为分两类：第一类是示踪方法；第二类是光学方法。
示踪方法在流场中添加物质，如有色液体、烟、丝线和固体粒子等，通过照相或肉眼观察添加物随流体运动的图形。只要添加物足够小，而且比重和流动介质接近，显示出来的添加物运动的图形就表示出气流的运动。这是一种间接显示法，特别适合于显示定常流动。常用的有丝线法、烟流法、油流法、升华法、蒸汽屏法和液晶显示法等六种：
①丝线法将丝线、羊毛等纤维粘贴在要观察的模型表面或模型后的网格上,由丝线的运动(丝线转动、抖动或倒转) 可以判明气流的方向和分离区的位置以及空间涡的位置、转向等。图6为一个模型实验时机翼的丝线显示气体流动图。现在又发展到用比丝线更细的尼龙丝，有时细到连肉眼都看不清。将尼龙丝用荧光染料处理后再粘在模型上。这种丝线在紫外线照射下显示出来，并且可以拍摄下来。粘丝很细，对模型没有影响，可同时进行测力实验。此法称为荧光丝线法。
②烟流法用风洞中特制烟管或模型上放出的烟流显示气体绕模型的流动图形。这是一种很好的观测方法。世界各国建设了不少烟风洞。通常是在风洞外把不易点燃的矿物油用金属丝通电加热而产生的烟引入风洞；也有将涂有油的不锈钢或钨丝放在模型前，实验时通电将钨丝加热,产生细密的烟雾。为了保证烟束清晰不散,必须采用大收缩比的收缩段、稳定段或风洞入口加装抗湍流网和采用吸振性能好的材料制造洞壁等措施，保持烟流为层流状态。烟流法除用于观察绕模型的流动，还可用来测量边界层过渡点位置和研究涡流结构。图7为模型烟流实验中拍摄的照片。
③油流法在粘性的油中掺进适量指示剂(如炭黑)并滴入油酸，配制成糊状液态物，均匀地涂在模型表面。实验时通过指示剂颗粒沿流向形成的纹理结构，显示出模型表面的流动图形。如果油中加入少量荧光染料，则在紫外线照射下可以显现出荧光条纹图，称为荧光油流图。它可以显示模型表面气流流动方向、边界层过渡点位置、气流分离区、激波与边界层相互干扰等流动现象。图8为模型油流实验照片。
④升华法将挥发性的液体或容易升华的固体喷涂在模型表面，依据涂料从模型上散失的速度与边界层状态有关的原理（在湍流边界层内由于气流的不规则运动导致该处蒸发量或升华量大于层流处）来区分边界层状态，确定过渡点的位置。
⑤蒸汽屏法在风洞中形成过饱和的蒸汽，在需要观察的截面，垂直气流方向射入一道平行光，气流经过光面时，由于离心力的作用，旋涡内外蒸汽的含量是不同的,光的折射率因此不同,便能显示出涡核的位置。此法多用来观察大攻角脱体涡的位置。
⑥液晶显示法利用液晶颜色随温度而改变的特性来识别层流、湍流边界层和激波。液晶是一种油状有机物,温度较低时，无色透明,随着温度上升，便以红、黄、绿、蓝、无色的顺序改变，能鉴别有微小温差的层流和湍流边界层流动以及激波前后的温差。它适用于高速和超声速流态观察。液晶的涂法与漆类似，先稀释，再喷涂。液晶对污物杂质敏感，喷涂时，模型表面必须干净。
光学方法根据光束在气体中的折射率随气流密度不同而改变的原理制造出来的光学仪器，如阴影仪、纹影仪、干涉仪(见风洞测试仪器)和全息照相装置等，都可用来观察气体流动图形。这种方法不在流场中添加其他物质，不会干扰气体流动，而且可以在短时间内采集大量的空间数据。它是一种直接显示方法，特别适合于观察可压缩流动和非定常流动，如激波、尾流和边界层过渡等。
除了以上两大类方法外，还有一种向流场中注入能量的方法。如在低密度风洞中向气流发射电子束，使气体分子激发出荧光，荧光的光通量与气流密度大小有关。根据光通量的变化，就可以显示出气流密度的变化，这种方法可以显示高超声速稀薄气体流动的激波位置和形状以及用于定量测量流场密度。
70年代后期，发展出一种彩色照相图示流态观察技术。它用总压探管在所测流场区域扫描，并将感受的压力转换成电压值。根据不同的电压触发不同颜色的光，在照相机上曝光。通过多种颜色信号光记录的流场等压线图，可以清晰地看到涡旋分布和飞机模型后的涡流图像。这项技术最近发展成为直接把传感器感受的压力信号记录在磁带上，并输入计算机处理。传感器探头可以用压力探头也可以用热丝或热膜或其他探头。处理后的数据可由彩色电视显示。因为不用照相装置，而代之以计算机，这就带来了很大的方便：可以一次处理很多数据（可以是一个也可以是好几个探头感受的数据）；显示的颜色可多达4 096种（但由于人眼分辨率的限制,常用的也只有20～30种）；对于特别有兴趣的区域可以放大和增加颜色详细显示；此外，还可以根据需要，旋转显示的数据平面，以得到从不同角度观察的流场彩色显示图像。例如，可以在垂直风洞轴线的平面观察，也可以在平行风洞轴线的平面或其他任意平面观察。高分辨率的彩色电视屏幕可以用颜色和箭头表示流动方向。
风洞实验。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。
编辑摘要
目录
[隐藏]
1 实验原理
2 优点
3 实验模型的要求
4 分类
5 风洞中流态观察方法
6 不足之处与改正
7 昆虫方面的风洞试验
8 相关连接
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。
汽车风洞实验
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。
风洞实验- 优点
飞机风洞实验
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。
风洞实验- 实验模型的要求
风洞
模型的设计和制造是风洞实验的一个关键。模型应满足如下要求：形状同实物几何相似或符合所研究问题的需要（如内部流动的模拟等）；大小能保证在模型周围获得所需的气流条件；表面状态（如光洁或粗糙程度、温度、人工边界层过渡措施等）与所研究的问题相适应；有足够的强度和刚度，支撑模型的方式对实验结果的影响可忽略或可作修正；能满足使用测试仪器的要求；便于组装和拆卸。此外，某些实验还对刚度、质量分布有特殊要求。模型的材料在低速风洞中一般是高强度木材或增强塑料，在高速和高超声速风洞中常用碳钢、合金钢或高强度铝合金。有些实验根据需要还采用其他材料。模型通常都是缩尺的，也有全尺寸的，有时还可以按一定要求局部放大。对于几何对称的实物，还可以利用其对称性做成模拟半个实物的模型。
对风洞实验结果通常须进行处理和分析。其主要内容是：将测量值换算成所需的空气动力学特性数据；分析综合各个实验环节可能引入的误差；对实验结果作出物理解释和数学说明；根据模型流动和实物流动的差别，修正实验结果。模型流动和实物流动的差别主要有：由风洞和模型造成的模拟失真，如雷诺数的差别、进气和喷流的模拟失真等；其次是风洞洞壁和模型支架的干扰影响；还有风洞流场的非均匀性、湍流度和噪声影响等。其中有些可以通过计算或者实验进行修正，更重要的是要注意积累使用风洞实验结果的经验。
风洞实验- 分类
生态学风洞实验
流体力学方面的风洞实验的主要分类有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。
测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动力及表面压强分布，多用于为飞行器设计提供气动特性数据。传热实验主要用于研究超声速或高超声速飞行器上的气动加热现象。动态模型实验包括颤振、抖振和动稳定性实验等，要求模型除满足几何相似外还能模拟实物的结构刚度、质量分布和变形。流态观测实验广泛用于研究流动的基本现象和机理。计算机在风洞实验中的应用极大地提高了实验的自动化、高效率和高精度的水平。
测力实验利用风洞天平（见风洞测试仪器）测量作用在模型上的空气动力和力矩的风洞实验。它是风洞实验中最重要的实验项目之一。测力实验主要有：全模型和部件的纵向和横向测力实验、喷流实验、静气动弹性实验、外挂物测力和投放轨迹实验等。
全模型和部件的纵向和横向测力实验测量沿模型上三个互相垂直轴的力和绕三个轴的力矩的实验。其中无测滑的实验为纵向实验，有测滑的为横向实验。
为研究各部件的贡献和干扰,除采用全模和部件组拆实验外,更精确的方法是在模型内安装多台天平，同时测量全机和部件的气动力。对于有对称面的飞行器，在绕流对称的条件下，可以洞壁或反射平板为对称面，取模型的一半做实验。这种实验称为半模实验，其优点是模型可做得大些，雷诺数可以高些，无尾支杆干扰，制造方便和经济。缺点是存在洞壁边界层和缝隙的影响以及仅能进行纵向实验。
喷流实验测量飞行器发动机喷流对飞行器机体气动特性影响的实验。在风洞中要精确模拟喷流是很困难的。除模拟自由流马赫数∞、比热比γ和喷管几何形状外,还要模拟出口与自由流静压比p j/p∞、出口马赫数j、喷流比热比γj、普适气体常数与热力学温度乘积比(RT)j/(R T)∞等相似参数。通常只能有选择地模拟其中一些项目,例如，一般当喷口处于飞行器底部时,可用冷空气模拟喷流。当喷口处于飞行器底部上游时，还应模拟γj和(RT)j/(RT)∞。火箭发动机喷流模拟以用缩尺火箭发动机为宜。喷流实验的关键在于研制高精度天平、小干扰的支架和不传力的输气密封系统。
静气动弹性实验测量模型刚度对气动特性影响的实验。通常风洞实验中的模型都是用强度和刚度较大的金属制作的，而真实飞行器的刚度比模型低得多。因此，需制造一种由金属作骨架、用轻木或塑料作填料、能模拟飞行器各部件弯曲和扭转刚度的弹性模型，把它放在风洞中作模拟飞行条件的高动压实验，测量对模型刚度的影响，修正刚体模型实验的数据。
外挂物测力和投放轨迹实验测量飞行器外挂油箱、炸弹或其他物体的气动力和外挂物投放轨迹的实验。由于风洞尺寸的限制，风洞中外挂物模型很小，测量很困难。早期的实验是设计专门的外挂物天平。天平可以放在外挂物模型或者它的挂架内直接测量。外挂物投放轨迹是用高速摄影或多次曝光技术对自由投放的模型进行照相记录。图3是在低速风洞中用多次曝光法拍摄的外挂物投放轨迹照片。这种方法简便、直观,但要模拟弗劳德数,所以模型设计和调整很困难。20世纪60年代以来，发展出一种双天平测量系统，母机模型和外挂物分别支撑在各自的天平上。实验时首先测量外挂物和母机的气动力，输入计算机，由运动方程和给定的时间间隔算出外挂物在气动力作用下运动的下一个位置，然后操纵外挂物运动到计算位置再进行测量。一直到所要求的轨迹测出为止。这时，母机和外挂物所有瞬间的气动力也同时测出。这种方法不要求模型动力相似，模型可多次使用。同时，这套装置也可以用于其他双体实验或大攻角失速后运动轨迹测量等。缺点是精度要求较高，制造费用大。
除上述实验外，还有一些专门的测力实验，如铰链力矩测量、摩阻测量、进气道阻力测量、马格纳斯力和力矩（见马格纳斯效应）测量等，这些都要有专门设计的天平。
测压实验风洞洞壁、模型表面上各点和气流中各点的当地压力参数测量。对应于流场的每一点，有一个总压p0和一个静压p∞。总压是假想气流等熵绝热地滞止，最后流速降为零时所能达到的压力。静压是气流内部相互作用的流层之间的法向力。在不可压缩流体中，总压和静压之差，即该流动点上由于气流动力效应引起的压力增高(p0－p∞),称为动压或速压q∞。气流压力的测量，是空气动力实验中最基本的测量项目之一。
1738年，丹尼尔第一·伯努利就确立了无粘性不可压缩流体中压力与速度之间的关系，后称为伯努利定理。这个定理后来被推广到可压缩流体。因为测量气流压力比较容易，故风洞实验中常借助测量气流的压力来推求速度。
物体表面某一点(如第i点)的压力p i,常以无量纲形式的压力系数Cρii表示。如果p∞和q∞分别代表远前方未扰动气流的静压和动压,则Cρii 是该点的剩余压力(p i－q∞)与动压q∞之比。
风洞中最常见的测压实验是模型表面压力分布测量。模型表面上直接开有测压孔。通过实验，可以了解局部流动特性并积分出总的气动特性。常见的有飞行器测压、汽车测压和建筑物测压等。进气道测压实验是通过进气道表面测压孔和管道内排管的压力测量，以得到进气道的流量- 总压恢复特性。风洞流场校测中速度场、压力场、方向场的测量也是通过测压进行的。此外，边界层压力测量也是经常进行的实验项目。有时还通过二元物体尾流压力测量来推算物体的阻力。所以风洞测压实验在工程设计和研究工作中得到广泛应用。
风洞中气流总压、静压测量用总压、静压探测管和压力计或压力传感器。图4和图5示出一般总压管和静压管的结构。总压或静压排管可同时获得许多测压数据。但管与管之间的相互影响要小。模型表面压力测量孔要求垂直当地物面，孔缘处平滑不得有毛刺。静压探测管上静压孔位置的选择特别重要，应使它受静压管头部和支柄的综合影响最小。测压设备中压力传输的管路不能太长，否则管内压力达到平衡要用很长时间。
传热实验在气流和模型作相对高速运动的条件下，测定气流沿模型绕流所引起的对模型表面气动加热的一种实验。当飞行器飞行马赫数大于3时,必须考虑气动加热对飞行器外形、表面粗糙度和结构的影响。风洞传热实验的目的是为飞行器防热设计提供可靠的热环境数据，实验项目包括：光滑和粗糙表面的热流实验，边界层过渡、质量注入对热流影响的实验，台阶、缝隙、激波和边界层等分离流热流实验等。在风洞传热实验中一般略去热辐射，只考虑对流加热，要模拟的是马赫数、雷诺数、壁温比、相对粗糙度（粗糙度与边界层位移厚度之比）、质量注入率、自由湍流度等参数。在一般高超声速风洞、脉冲风洞、激波风洞、电弧加热器、低密度风洞和弹道靶中都能进行传热实验，但都不能全面模拟上述参数。因此，必须对不同设备的实验数据进行综合分析。风洞传热实验的方法有两类：一类是确定热流密度分布的热测绘技术，如在模型表面涂以相变材料，通过记录等温线随时间的扩展过程进行热测绘；又如在模型表面涂以漆和粉末磷光材料的混合物，通过记录磷光体的亮度分布转求热流密度分布（后一方法响应快，灵敏度高）。热测绘技术可以提供丰富的气动加热资料，但精度较低。另一类是热测量技术，利用量热计进行分散点的热测量，一般是在一维热传导的假定下通过测量温度随时间的变化率测量热流密度。在一般高超声速风洞中常用的量热计有两种：①薄壁量热计，使用它时要求模型的壁做得很薄，以使模型在受热时，内外表面的温度接近相等,在内表面安装温差电偶,用以测量温度随时间的变化来推算热流密度。②加登计，是R.加登在1953年提出的，它是基于受热元件的中心和边缘之间的温度梯度和热流密度有一定的关系进行测量的。薄壁量热计和加登计由于达到温度平衡需要较长的时间，不能用于脉冲风洞。在脉冲风洞中，可采用塞形量热计和薄膜电阻温度计进行测量。塞形量热计是利用量热元件吸收传入其中的热量，然后测量元件的平均温度变化率再计算表面热流密度。
风洞传热实验必须恰当地解决模型设计、防护、冷却和信号传输等问题，还要研究模拟技术，缩小传感器尺寸，解决传感器的稳定性问题，以及确定实验中各种不确定因素对实验结果精度的影响。
动态模型实验确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。
颤振实验颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。它一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案(见颤振试验)。
抖振实验抖振是气流分离所激起的飞行器结构振动。作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。作跨声速飞行时由于激波的诱导作用，使抖振起始攻角明显减小。此外，还有由于气流分离造成的非举力型抖振。抖振影响飞机的结构强度和疲劳寿命，会使武器系统和电子仪器的工作不正常，使乘员不舒适。抖振起始攻角所对应的举力系数（见举力）随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。抖振边界越高,飞机的最小平飞速度越低,飞行中的机动性和安全性越好。抖振实验是要测定抖振边界和抖振载荷。测定抖振边界可采用方均根弯矩法和后缘静压发散法等。所谓方均根弯矩法，就是在模型翼根粘贴应变片，测定某一马赫数不同攻角下与翼根弯矩成比例的方均根电平值，将电平值开始急剧增大的转变点所对应的攻角确定为抖振起始攻角的方法。所谓后缘静压发散法，就是利用气流分离后翼面后缘静压迅速增加的原理来进行测量的方法。除要求模型与实物保持气动力相似外，还要求模拟一阶弯曲频率。抖振实验对风洞噪声级、湍流度以及模型表面的边界层状态都有较严格的要求。
动稳定性实验测定动导数的实验。动导数是气动力和力矩对运动参量时间变化率的导数,例如m塟是滚转力矩m x对滚转角速度ωx的导数，通常起阻尼作用，又称滚转阻尼导数。动导数实验一般采用刚性模型，除气动力相似外，还要求减缩频率ωL/v与实物相同,其中ω为振动频率；L为特征长度；v为气流速度。在风洞中测量动导数一般采用自由振动法或受迫振动法。自由振动法是给模型以一定的初始位移后把它释放出去，使它在气流中作自由衰减振动，根据所记录的模型位移时间历程来确定动导数。此法设备简单，但受风洞背景噪声等外界干扰影响较大，准确度不高。受迫振动法是对模型系统施加一定频率的正弦激振力矩，在此过程中，通过测量仪器，测定它的激振力矩和模型振动角位移之间的相位差，从而确定动导数。此外，还可以用风洞模型自由飞的方法测量动导数。
操纵面嗡鸣实验操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用而产生的单自由度不稳定运动。操纵面嗡鸣对马赫数很敏感。发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致结构的疲劳破坏。通过嗡鸣实验，可
以确定飞行器操纵面振动的性质，提供排除振动的方法和确定刚度指标。嗡鸣实验模型由刚性主翼和操纵面组成，可用弹簧片模拟操纵系统刚度。操纵系统结构阻尼应大致和实物相当。实验时用应变测量系统测定振动波形，也可用方均根电平记录仪测量振动强度。
非定常压力测量这种测量是研究非定常气动力的基本手段。测量方法有两种：一种是用埋在模型里的微型压力传感器同时测量许多点的非定常压力；另一种是在模型里安置许多压力管，通过压力管测量非定常压力，而压力管则通过扫描阀与传感器相连。采用后一种方法，必须作吹风状态下管路动态传递特性的修正。
在动态实验中，风洞背景噪声对实验结果的准确度有很大的影响,因此，除对风洞的噪声级作出限制外,还必须在实验技术上减小风洞噪声的影响，如在数据处理中，采用相关滤波、总体平均等方法。配备能进行快速傅里叶变换的动态分析设备，可以明显提高动态实验的能力，实现实时分析。
风洞流态观察技术借助物理和化学的手段使风洞中无色透明的气流成为可见气流的实验方法。利用这种技术能够用肉眼或其他辅助手段直接观察到气体流动的物理图像，从而加深对气体流动机理的了解并及时发现气体流动中存在的问题。还可以用观察的结果验证一些理论、假说并帮助建立复杂流动问题的数学模型。这种技术是空气动力实验的一种基本方法。
自然界中存在着许多能显示流体流动的现象。水面飘浮物体的运动往往表明水流方向；生火时产生的烟则显示了热空气上升和扩散的图形。在实验室内用流态显示技术进行科学研究始于19世纪末。1883年O.雷诺把一股染色水引入管流中，根据染色水是色彩清晰的规则流动还是紊乱流动来判别管中流动是层流还是湍流。1893年，L.马赫在风洞中用丝线和烟流观察了气流绕垂直安放的一块平板流动的情况。随着风洞的发展和科学技术的进步，流态观察方法也越来越多。
风洞实验- 风洞中流态观察方法
风洞中流态观察方法大致为分两类：第一类是示踪方法；第二类是光学方法。
示踪方法在流场中添加物质，如有色液体、烟、丝线和固体粒子等，通过照相或肉眼观察添加物随流体运动的图形。只要添加物足够小，而且比重和流动介质接近，显示出来的添加物运动的图形就表示出气流的运动。这是一种间接显示法，特别适合于显示定常流动。常用的有丝线法、烟流法、油流法、升华法、蒸汽屏法和液晶显示法等六种：
①丝线法将丝线、羊毛等纤维粘贴在要观察的模型表面或模型后的网格上,由丝线的运动(丝线转动、抖动或倒转) 可以判明气流的方向和分离区的位置以及空间涡的位置、转向等。图6为一个模型实验时机翼的丝线显示气体流动图。现在又发展到用比丝线更细的尼龙丝，有时细到连肉眼都看不清。将尼龙丝用荧光染料处理后再粘在模型上。这种丝线在紫外线照射下显示出来，并且可以拍摄下来。粘丝很细，对模型没有影响，可同时进行测力实验。此法称为荧光丝线法。
②烟流法用风洞中特制烟管或模型上放出的烟流显示气体绕模型的流动图形。这是一种很好的观测方法。世界各国建设了不少烟风洞。通常是在风洞外把不易点燃的矿物油用金属丝通电加热而产生的烟引入风洞；也有将涂有油的不锈钢或钨丝放在模型前，实验时通电将钨丝加热,产生细密的烟雾。为了保证烟束清晰不散,必须采用大收缩比的收缩段、稳定段或风洞入口加装抗湍流网和采用吸振性能好的材料制造洞壁等措施，保持烟流为层流状态。烟流法除用于观察绕模型的流动，还可用来测量边界层过渡点位置和研究涡流结构。图7为模型烟流实验中拍摄的照片。
③油流法在粘性的油中掺进适量指示剂(如炭黑)并滴入油酸，配制成糊状液态物，均匀地涂在模型表面。实验时通过指示剂颗粒沿流向形成的纹理结构，显示出模型表面的流动图形。如果油中加入少量荧光染料，则在紫外线照射下可以显现出荧光条纹图，称为荧光油流图。它可以显示模型表面气流流动方向、边界层过渡点位置、气流分离区、激波与边界层相互干扰等流动现象。图8为模型油流实验照片。
④升华法将挥发性的液体或容易升华的固体喷涂在模型表面，依据涂料从模型上散失的速度与边界层状态有关的原理（在湍流边界层内由于气流的不规则运动导致该处蒸发量或升华量大于层流处）来区分边界层状态，确定过渡点的位置。
⑤蒸汽屏法在风洞中形成过饱和的蒸汽，在需要观察的截面，垂直气流方向射入一道平行光，气流经过光面时，由于离心力的作用，旋涡内外蒸汽的含量是不同的,光的折射率因此不同,便能显示出涡核的位置。此法多用来观察大攻角脱体涡的位置。
⑥液晶显示法利用液晶颜色随温度而改变的特性来识别层流、湍流边界层和激波。液晶是一种油状有机物,温度较低时，无色透明,随着温度上升，便以红、黄、绿、蓝、无色的顺序改变，能鉴别有微小温差的层流和湍流边界层流动以及激波前后的温差。它适用于高速和超声速流态观察。液晶的涂法与漆类似，先稀释，再喷涂。液晶对污物杂质敏感，喷涂时，模型表面必须干净。
光学方法根据光束在气体中的折射率随气流密度不同而改变的原理制造出来的光学仪器，如阴影仪、纹影仪、干涉仪(见风洞测试仪器)和全息照相装置等，都可用来观察气体流动图形。这种方法不在流场中添加其他物质，不会干扰气体流动，而且可以在短时间内采集大量的空间数据。它是一种直接显示方法，特别适合于观察可压缩流动和非定常流动，如激波、尾流和边界层过渡等。
除了以上两大类方法外，还有一种向流场中注入能量的方法。如在低密度风洞中向气流发射电子束，使气体分子激发出荧光，荧光的光通量与气流密度大小有关。根据光通量的变化，就可以显示出气流密度的变化，这种方法可以显示高超声速稀薄气体流动的激波位置和形状以及用于定量测量流场密度。
70年代后期，发展出一种彩色照相图示流态观察技术。它用总压探管在所测流场区域扫描，并将感受的压力转换成电压值。根据不同的电压触发不同颜色的光，在照相机上曝光。通过多种颜色信号光记录的流场等压线图，可以清晰地看到涡旋分布和飞机模型后的涡流图像。
这项技术最近发展成为直接把传感器感受的压力信号记录在磁带上，并输入计算机处理。传感器探头可以用压力探头也可以用热丝或热膜或其他探头。处理后的数据可由彩色电视显示。因为不用照相装置，而代之以计算机，这就带来了很大的方便：可以一次处理很多数据（可以是一个也可以是好几个探头感受的数据）；显示的颜色可多达4 096种（但由于人眼分辨率的限制,常用的也只有20～30种）；对于特别有兴趣的区域可以放大和增加颜色详细显示；此外，还可以根据需要，旋转显示的数据平面，以得到从不同角度观察的流场彩色显示图像。例如，可以在垂直风洞轴线的平面观察，也可以在平行风洞轴线的平面或其他任意平面观察。高分辨率的彩色电视屏幕可以用颜色和箭头表示流动方向。
风洞实验既然是一种模拟实验，不可能完全准确。概括地说，风洞实验固有的模拟不足主要有以下三个方面。与此同时，相应也发展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
1.边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中，气流是有边界的，边界的存在限制了边界
附近的流线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)，并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
2.支架干扰
风洞实验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场的干扰，称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正支架的影响，但很难修正干净。近来，正发展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在气流中。3.相似准则不能满足的影响
风洞实验的理论基础是相似原理。相似原理要求风洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则，或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行，雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。提高风洞雷诺数的方法主要有:
(1)增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的全尺寸风洞。
(2)增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国也正在研制这种高雷诺数风洞。
(3)降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质，在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
近年来风洞技术已成为昆虫性信息素研究中不可缺少的实验手段。它用于监测粗提物和分离馏分的生物活性，判断鉴定出来的性信息素组分是否完整。一般来说，风洞实验的结果是非常接近于田间情况的；利用风洞实验可以模拟昆虫的田间飞翔能力，其中最重要的一项研究是测量昆虫的飞行周期和飞行的持久性；利用风洞实验还可以研究性信息素浓度对昆虫飞行行为的影响。
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高2.5 m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有
关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽5.5 m、高4.4 m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长43.8 m，宽13.1 m，最大高度为6.18m；试验段长18m，横断面宽3m，高2.5m，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长96.5m，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m×3.5m×21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国Polytec公司的四台激光测振仪，可进行建筑物模型气动弹性试验。此外实验室还配备了高频底座天平、
MS82 风洞试验技术研究（负责人：林麒） 8月27日下午地点：4层临4-10 时间 编号 报告题目 报告人单位 主持人 13:30 MS82-1700-I 运输机后体舱门开启流动特性试验研究 胡汉东中国空气动力研究与发展中心 杨希明 13:50 MS82-0056-O 一种改进的内埋武器高速风洞弹射投放实验方法 宋威中国航天空气动力技术研究院 14:00 MS82-0690-O 大长细比模型高速风洞试验支撑干扰分析 秦 汉 中国航天空气动力技术研究院 14:10 MS82-1330-O 翼身融合构型飞机跨声速风洞试验支撑干扰问题研究林榕婷中国商飞北研中心 14:20 MS82-1859-O 小展弦比飞翼低速大迎角支架干扰试验研究 王延灵航空工业空气动力研究院 白鹏 14:30 MS82-1860-O 风洞节流对其高亚声速特性影响试验研究 秦红岗中国空气动力研究与发展中心 14:40 MS82-2136-O 倾转四旋翼无人机风洞虚拟飞行初步验证 聂博文国防科技大学 14:50 MS82-2647-O 高速风洞中大型飞机常用支撑形式干扰特性研究 李 强 中国空气动力研究与发展中心 15:00 MS82-2681-O 基于映像涡系法的闭口矩形实壁风洞洞壁干扰因子计算 马洪雷中国航空工业空气动力研究院 岳连捷 15:10 MS82-2761-O 弹性体模型风洞试验支撑系统虚拟振动试验研究 张 戈 中国航空工业空气动力研究院 15:20 MS82-1850-O 导弹滑块电缆罩气动特性风洞测力试验优化研究 朱中根西安现代控制技术研究所 15:30 15:40 MS82-0819-O 并联级间分离自由飞风洞试验技术及相似律推导 薛 飞 中国航天空气动力技术研究院 8月28日下午地点：4层临4-9 时间 编号 报告题目 报告人单位 主持人 13:30 MS82-1670-I 风洞动态试验中的仿真技术应用 赵俊波中国航天空气动力技术研究院 陈德华13:50 MS82-2868-O 不同收集口角度下风洞流场的数值模拟与试验研究高 娜 中国航空工业空气动力研究院 14:00 MS82-0603-O 基于RBF 神经网络的大迎角耦合振荡气动力建模 卜凡楠厦门大学 14:10 MS82-3570-O 端壁附面层抽吸对压气机叶栅分离影响的仿真研究王东中航发动力所 王铁进14:20 MS82-1760-O 结冰风洞中SLD 模拟方法及其实验验证研究 符 澄 中国空气动力研究与发展中心 14:30 MS82-2393-O 进气道试验中管道效应对湍流度的影响研究 徐彬彬中国空气动力研究与发展中心低速所 14:40 MS82-2994-O 结冰条件下大型民机操稳特性研究与风洞虚拟飞行验证 朱正龙中国空气动力研究与发展中心低速所 14:50 MS82-2986-O 螺旋桨噪声特性风洞试验研究 谭 啸 中国航空工业空气动力研究院 吴佳莉15:00 MS82-3159-O 地效飞机近波浪水面气动特性风洞试验模拟 高立华中国空气动力研究与发展中心 15:10 15:20 MS82-2365-O 可压缩混合层增长率的试验方法研究 王铁进 中国航天空气动力技术研究院
风洞风速与风量测试 校准系统 课程：热工计量技术 学院：计量测试工程学院 班级：10力学1班 姓名：林星驰 学号：100205126 指导老师：孙在 2013年6月20日
目录 一、风洞的介绍及概述 二、实验原理概述 （一）风速的测量校准 1、风速测量原理及装置 2、测量方法及步骤 3、风洞中风速的校准 4、误差分析 （二）风量的测量校准 1、风量测量原理与装置 2、测量方法与步骤 3、风洞中风量的校准 三、心得总结
一．风洞的介绍及概述 风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。这种方法，流动条件容易控制，可重要依据是运动的相对性原理。实验时，常将模型或实物固定在风复地、经济地取得实验数据。为使实验结果准确，实验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，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。 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。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟
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
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
综合电子设计 小型模拟 风洞系统 刘石劬 22011231 尹哲浩 22011214 赵正扬 22011212 董元 22011207
一、引言 二、设计思路 2.1 整体功能设想 2.2 模块实现方式确定 三、设计内容及部分电路仿真 3.1 输入模块设计部分 3.1.1 按钮功能电路实现与仿真 3.1.2 控制输入电路实现与仿真 3.2 控制模块设计部分 3.2.1 硬件选型及论证 3.2.2 风扇控制信号的分析 3.3 整体原理图与PCB设计 四、整体实物图即测试结果 五、课程收获与心得 六、参考文献
一、引言 风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备，通过对流体力学方法的计算，可以研究物体模型所受不同方向、不同大小的气动阻力影响，为汽车、高速列车等等的选型提供大量的参考依据。同时，风洞也是试验高速飞行器必不可少的一种设备，是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施]1[。随着时代的发展，飞机研究制造业的竞争越加激烈，尤其在军事领域，现有风洞试验设备的模拟能力已经成为制约第四第五代战斗机的研制和未来高超声速飞行器发展的瓶颈。 这次课题设计，我们想以自己现有的能力和一些简单的器材来完成一个简易的小型风洞设计，用以模拟产生不同风力大小的气流。我们采用电脑CPU风扇作为风力的发生装置，以输入信号的占空比来调节风扇转速的大小，并可以根据风扇所发出的风力大小来实现结果的反馈。 二、设计思路 2.1 整体功能设想 风扇的输入信号可以控制风扇实现不同的转速，也可以让风扇的工作处于测试模式下，即风扇的转速按预定的延时变化，风力将由大至小，再由小变大循环往复。也可以通过键盘，让帆板到达指定高度。 2.2 模块实现方式确定 (1) 输入模块：使用者将通过按钮进行输入信号的控制，工作时不会存在两个按钮同时有效的情况。本模块的大体部分会以门电路的形式构成，功能上通过计数器不同的计数值来形成不同的输入信号，但必须保证信号的频率一致。最后，所有档位的信号必须以同一个输出端口输送至风扇，对风扇进行相应的控制。 (2) 控制模块：采用MSP430F6638作为主控芯片，它是由TI公司推出的16位超低功耗、具有精简指令集（RISC）的混合信号处理器。用LSM303作为检测角度的传感器，用AVC 8038风扇作为风力来源。
风洞试验与数值模拟 ――北京大学在数值模拟方面的技术进展 一．科学研究的方法： 人类在认识自然、认识科学的过程中，曾经创造出了两种方法，即：理论研究和实验研究。理论研究得出的结论，要经过严格的论证，这是十分必要的，但在工程实践中却难以应用。实验研究，结论清晰、直观，也就是俗话说的“看得见，摸的着”，但它的局限性太大，因而应用范围有限。 上世纪四十年代，电子计算机的横空出世，改变了人类的生活和思想。随着近年来计算机软硬件技术的突飞猛进，以前大量无法解决的工程实际问题，已经可以用新的计算方法来加以解决了。因此，第三种科学研究的方法发展出来了，那就是计算科学的方法（或称为数值模拟、数值计算）。它不仅具有理论研究的严谨性，又具有实验研究的直观性，更加具备极其广泛的应用范围。如今，计算科学在科学研究中所占的比重越来越大，并必将成为今后科学技术发展的主流。 二．什么是“风洞试验”： 风洞，从外观上看酷似一座洞，它是通过产生出可人工控制的气流，对试验模型周围的气体的流动进行模拟，并可量度气
流对物体的作用，以及观察流动现象的一种管道状试验设备。 而风洞试验，是实验研究工程问题的一种方法。它是依据运动的相对性原理，将试验原型同比缩小的模型固定在风洞中，人为制造气流流过，获取各测试点的试验数据，并以此寻找出工程问题的解决方案。 风洞试验主要针对相似模型进行测力试验、测压试验和布局选型试验。 三．风洞试验在“挡风抑尘墙”工程实践中的局限性： “挡风抑尘墙”的作用就是降低露天堆场上方的风速，以达到抑尘效果。这是属于流体力学范畴的一类问题。流体力学是物理学的一个分支，是主要研究流体（包括气体和液体）与其中的物体相互作用的一门科学。 研究流体力学的方法同样有理论研究和实验研究。 在理论研究中，以理论流体力学的基本控制方程组和基本定律为出发点，采用适当的前提假设(如空气的不可压缩性假定)，经过严格的数学推导，求解出方程中的未知量(如压力，速度等)。 鉴于理论流体动力学的基本控制方程组及其边界条件的强烈的非线性特性，只能在几种简单的情况下得到方程组的解析解，在复杂的情况下(如三维流场，复杂外形等)就无法获得解析解，这就决定了理论研究方法在“挡风抑尘墙”研究中具有很多的局限性，工程实践中很难采用这种方法。
2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2，建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段(高速试验段)长17 m，模型试验区横截面宽3 m、高m，试验段风速0～60 m /s连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有关的桥梁节段模型试验、局部构件抗风性能试验。试验速度相对较低的试验段(低速试验段)长15 m、模型试验区横截面宽m、高m，最大风速不小于16 m /s，可进行长大桥梁全桥模型抗风试验研究。 3）大连理工大学风洞实验室介绍 大连理工大学风洞实验室（DUT-1）建成于2006年4月，是一座全钢结构单回流闭口式边界层风洞，采用全自动化的测量控制系统。风洞气动轮廓长 m，宽m，最大高度为；试验段长18m，横断面宽3m，高，空风洞最大设计风速50m/s，适用于桥梁与建筑结构等抗风试验研究。 4）中国建筑科学研究院实验室介绍 风洞试验室建筑面积4665平米,拥有目前国内建筑工程规模最大、设备最先进的下吹式双试验段边界层风洞，风洞全长，高速试验段尺寸为4m×3m×22m(宽×高×长)，最高风速30m/s；低速段尺寸为6m××21m，最高风速18m/s。拥有1280点同步电子扫描阀、多点激光测振仪、高频天平等先进的测试设备，可进行结构抗风和风环境的风洞试验、CFD数值模拟、风振分析等研究和咨询工作。 风洞采用先进的交流变频调速系统，试验段转盘和移测架均由微机控制，自动化程度较高。风洞压力测量系统包含美国Scanivalve公司的3台DSM主机和20个压力扫描阀，能够实现1280点的压力同步测量，可满足海量测点压力测试的要求。振动测量系统包括美国NI公司的动态信号采集系统、PCB和Dytran公司的超小型精密加速度传感器以及德国
试验技术中心节能环保室
汽车整车环境模拟（气候）风洞
摘自外网 汽车整车环境模拟风洞可以在实验室中复现自然条件，模拟环境温湿度、日照强度、车速、废气排放与新鲜 空气供给等功能，对汽车开发具有重要意义。本文介绍了汽车环境模拟风洞的构成，列举了国际上部分环境模拟风洞 的主要模拟参数，并就环境模拟风洞制冷空调系统的特点进行了分析和讨论。 关键词：汽车 环境模拟风洞 制冷空调系统
0 前言
汽车环境模拟试验装置可以模拟汽车在实际行驶中遇到的雨、雪、阳光、振动、冷热负荷、高低气压和行驶速 度等。在环境模拟试验装置中进行整车试验具有不受地区、季节及时间限制，可复现自然条件、模拟极值条件，可在 相同环境条件下多次重复试验，有利于评估和详细分析试验数据等优点[1]。
汽车环境模拟试验装置包括环境模拟风洞和环境模拟试验室两类。环境模拟风洞和环境模拟试验室之间有很多 相似之处，但又存在一个关键区别，即对车身周围气流组织及边界层速度分布的模拟精度要求不同。环境模拟风洞不 仅对温湿度、太阳辐射模拟精度有很高的要求，而且对流过车身的空气流组织和速度分布模拟精度要求也很高，而环 境模拟室则对车身周围气流组织状态无精度要求。而实际上，车辆在实际行驶过程中车身周围的气流组织必定会对车 辆及其零部件的性能产生影响,从这个角度讲， 环境模拟风洞试验的结果将更符合实际情况。 本文仅涉及环境模拟风洞 相关技术。
汽车环境模拟风洞通常可以分为高温、低温和高低温三种。根据试验车型及试验所需流场及温、湿度场品质要 求，可以确定环境模拟风洞的规模，然后相应地确定风洞的主要性能指标。
1 汽车环境模拟试验类型
环境模拟风洞可为汽车及其零部件进行舒适性、安全性和可靠性提供多种多样的气候试验研究平台。在汽车环 境模拟风洞中可进行下列试验：
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发动机冷却试验； 空调系统开发； 热燃料处理试验； 汽车城市循环工况分析； 冷、热排放试验；
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简易风洞及控制系统（专科组G题） 作者：王康、赵辉、张帅帅 赛前辅导教师：吉武庆 文稿整理辅导教师：吉武庆 摘要 本文介绍了简易风洞控制系统的设计方案。本设计以STC89C52R单片机为主控芯片，利用涡轮式轴流风机来为小球的运动提供动能。通过在风洞表面安装的8个光电式光线传感器来检测小球位置，而后通过PID 算法对轴流风机的抽风量进行进一步调校. 从而形成一个完整的闭环控制系统。 关键词：PID算法，PW调速，闭环控制 Abstract This paper introduces the design plan of a simple wind tunnel control system. The design STC89C52RCmicrocontroller as the main control chip, using turbine type axial flow fan to provide kinetic energy for the movement of the ball. To detect the location of the ball in a wind tunnel by surface mounted 8 photoelectric light sensor, and then through the exhaust volume PID algorithm flow fan on the shaft was further adjusted. So as to form a complete closed-loop control system. Keywords: PID algorithm, PWM speed control, closed loop control
简易风洞及控制系统（G题） 摘要：本帆板控制系统由单片机ATMEGA328作为帆板转角的检测和控制核心，实现按键对风扇转速的控制、调节风力的大小、改变帆板转角θ、液晶显示等功能。引导方式采用角度传感器感知与帆板受风力大小的转角θ的导引线。通过PWM波控制电机风扇风力的大小使其改变帆板摆动的角度θ。风扇控制核心采用L298电机驱动模块，用ATMEGA328单片机为控制核心，产生占空比受数字PID 算法控制的PWM脉冲，实现对直流电机转速的控制，同时利用光电传感器将电机速度转化成脉冲频率反馈到单片机中，实现转速闭环控制，达到转速无静差调节的目的。MMA7455三轴加速传感器把角度输出信号传送给ATMEGA328单片机进行处理。 关键词：ATMEGA328，MMA7455，PWM波，PID算法
目录 1. 系统设计 1.1 任务与要求 1.1.1 主要任务 1.1.2 基本要求 1.1.3 说明 1.2总体设计方案 1.2.1 设计思路· 1.2.2 方案论证与比较 1.2.3 系统的组成 2. 单元电路设计 2.1 风速控制电路 2.2小球测距原理 2.3控制算法 3. 软件设计 3.1风速控制电路设计计算 3.2控制算法设计与实现 3.3程序流程图 4. 系统测试 4.1 调试使用的仪器与方法 4.2 测试数据完整性 4.3 测试结果分析 4.4 结束语 5. 总结 参考文献 附录1 元器件明细表 附录2 电路图图纸 附录3 程序清单
1.系统设计 1.1任务与要求 1.1.1 主要任务 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，如图所示。 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。 1.1.2 基本要求 （1）小球置于圆管底部，启动后5s内控制小球向上到达BC段，并维持5s 以上。 （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。 （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3s以上，上下波 动不超过±1cm。 （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。（5）小球置于圆管底部，启动后5s内控制小球向上到达圆管顶部处A端，且不跳离，维持5s以上。 （6）小球置于圆管底部，启动后30s内控制小球完成如下运动：向上到达AB段并维持3~5s，再向下到达CD段并维持3~5s；再向上到达AB段 并维持3~5s，再向下到达CD段并维持3~5s；再向上冲出圆管（可以
什么是风洞 风洞一般称之为风洞试验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。 发达国家如何发展空气动力学 空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。 美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。 前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。 英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。曾经发明了世界上第一座风洞的英国人更是不甘落后，除了政府加强对空气动力学的领导规划之外，充分利用大学进行基础学科的研究。据有关资料透露，在英国的46所大学里，至少有30个以上高水平的空气动力研究试验室。 日本在战后受到限制的情况下，航空工业曾有过长达8年的空白。但在此期间，其基础研究——空气动力学则进展神速。仅60年代，就先后仿制出11种飞机，自行设计8种飞机。
《桥梁风工程》之——风洞试验技术 主要内容简介 第一章风洞试验的理论基础——相似性 （概述、相似性基本要求、无量纲参数的来源、基本缩尺考虑） 1.1 概述 理论流体力学——物理实验——数值模拟（风工程研究的“三大手段”）； 桥梁、建筑结构在结构设计方面，只要求结构在风荷载作用下具有足够的强度、刚度和稳定性即可，即确保桥梁结构、建筑结构的安全性、舒适性和耐久性即可；（这区别于航空器的设计——力求其周围运动空气对其的阻力最小），主要关注绕尖角的流动和分离流动，因此，称为“钝体空气动力学”。个别建筑、桥梁已开展了实际结构的实测。 Fig.1 Research methods of Wind Engineering of Bluff Body 1932年，Flachsbart O.“建筑物气动特性的模拟应当在具有与自然风相似的风洞气流中进行”。 几何缩尺——经济性和方便性 由于缩尺几何引出了物理相似的一系列问题，相似性准则是风洞试验的理论基础。应该说明的是，由于模型的几何缩尺，导致部分物理现象不能准确反映，如雷诺数效应。因此，在实际设计模型试验时，需要进行一系列权衡，确保主要问题能模拟即可。（科学与艺术结合！） 1.2 模型相似性 在分析一切物理问题，特别是需要通过实验进行研究的问题时，通常需要确定一组无量纲的控制参数。该组无量纲参数通常是根据描述所研究物理系统的偏微分方程得到的，用一个具有对应量纲的参考值遍除所有关键变量，使之无量纲化，于是得到大量的无量纲组合参数，它们就是控制系统的物理特性的因子。如果这些控制参数组从一种情况（原型物）到另一种情况（模型）保持不变，则自然保证了相似性。具体风洞试验相似性无量纲参数推导见下。
风洞特种实验技术综述 摘要：风洞特种实验技术主要包括：动力模拟试验、多体干扰与分离试验、风洞尾旋试验、风洞模型自由飞试验、铰链力矩试验、结冰试验等。本文对这些实验技术进行概念性综述。 关键词：风洞特种实验技术概念综述 一动力模拟试验[1] 1动力模拟试验的目的 对于航空喷气发动机,不论是涡喷式、涡扇式还是冲压式,其前部都配置进气道,而后部配置尾喷管.这样进气道前面的进气流和尾喷管后面的尾喷流,都会对飞行器的外部绕流产生干扰影响,从而改变飞行器的气动特性———即通常称为“发动机进排气动力影响”。 2动力模拟试验的实验技术的概念 发动机动力模拟风洞试验技术,就是要在风洞试验中,实现其发动机进气和排气流动效应的模拟,以便测定出发动机进排气流对飞行器的气动影响量 .随着目前大推力发动机被广泛采用,动力对飞行器性能的影响更显示出重要性.动力模拟试验已成为飞行器研制中必不可少的风洞试验项目. 二多体干扰与分离试验 1多体干扰与分离试验的重要性[2] 多体干扰与分离动力学是亚轨道飞行器、重复使用跨大气层飞行器和通用再入飞行器研制中的一个关键技术问题,关系到演示验证能否成功 2多体干扰与分离试验的实验技术[3] 试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。 三风洞模型自由飞试验[4] 1风洞模型自由飞试验的意义 它为新型气动布局飞机稳定性与操纵性研究、飞行控制律验证与优化、大迎角过失速机动能力实现、推力矢量以及垂直起降技术发展、主动流动控制技术的发展起到了重要的推进作用。 2水平风洞模型自由飞试验技术 水平风洞模型自由飞是通过远程控制实现飞机模型在风洞试验段无系留六自由度自由飞行的试验技术，可为缩比模型提供在风洞中模拟全尺寸真机飞行运动的仿真试验环境。 3 水平风洞模型自由飞试验平台的关键技术 关键技术包括：动力相似模型设计加工技术；动力模拟技术；舵机运动控制技术；模型姿态实时精确测量技术；飞行控制系统设计与集成技术。 四风洞尾旋试验[5] 1 立式风洞 立式风洞是一种具有垂直试验段的低速风洞。风扇垂直向上抽气,并使上升气流产生的浮力恰好平衡自由飞模型的重量。对于飞机的尾旋研究,大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的试验研究都在立式风洞中进行。
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数 \\ 中帝冃吉1尺串飙说監目问国沁界总阳lb苴柱啦2昭卜口定* n伞￡氏勺7点才斗斗米八翘咏'氐理咏?蚤杓!谑K汙如.供砖，高洼跑澹益誹，（02* "喲.ct米"呈士同淳丈于E 咏起.■!缸壬殺Hi贬剃tt就！!界层瓦坯锻抹准，高i±常吐段违域曲越工ilkh羽才学Riffl帕°她罐艮內配善有三址誓IW黑潮，虑诛诫总段內逋芒削嗟対“址般劫?=0哇尊收貝拱遞弋需戎烦的i!?區-跆4- —時拉沿桃色可L■綁”冊啊M加如顾亂订2斗」氐和議1. b财■散吐1趴JIHM世二iildi职刖中进11的慣也花氐还晟社扫高逐圉花卑护弟一捞便宝T中闷畝齐I的皆睛融図而*阪*可脚剛从L帀珈：显面^各広币曲W7B?协荷r-t-i配面丟郵，讪心y可fl傀刊晦调?岡7恬」亚TW0.nl TI“ mu “窗询，层词（TJ可iiWJ澤乐至少叮兰可的百槨和左求啄?棉于需孔谓观召?
盅养进行的试尝頂目 一、桥嘶凤常監： 1、节段鰹型测振r测力诃验； 2、桥塔气弹棋型JM振诃脸； 久溜隹素凤雨抿试验； 4＞部分大跨桥全桥气弾損型试验等口 二、宦疏结构抗図悄验： 1，高层*高耸结构根型测压、测力、測拆恒验； H大肾屋茴浚特伸结枸按型測压、況报礎； 3、建疏群体风干扰履侃环境模型试验等= 三、地面交逋工具至气动力学试验： 1＞列车擂凤试验硏究： 2、高速列车空气动力学複整试验； 3. 汽车空％动力学模型试验； 乐荷理住歸及桥梁行车安全性诃粒 四、M t&PJ用艮工业空吒动力学试验： 1.侃力机叶阳气动优昵试脸; 邑闻场迤址履同也诜裔抗凤设计试验： 3、站场及防风网设计诃髓： 4. 工业产品与设备的抗凤性能试验口 2）湖南大学风洞实验室 湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室， 风洞试验室占地2000m2,建筑面积3200 m2。该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段（高速试验段）长17 m,模型试验区横截面宽3 m、高m,试验段风速0?60 m /s 连续可调。高速试验段有前后两个转盘，前转盘位置可模拟均匀流风场，通过在该试验段一定范围内布置边界层发生器，在后转盘位置可进行与边界层有关的桥梁
风洞测控系统集成 系统简介 拓普测控的风洞测控系统广泛应用于低速、高速、高超声速风洞相关实验需求，提供了包括“马赫数(Ma)控制子系统”、“模型姿态控制子系统”、“数据测量子系统”、“实验监视子系统”及局域网络设备在内的风洞测控系统解决方案，满足风洞实验各项专业要求。同时，还配置风洞运行安全监控及流场校测等设备，并可根据用户具体项目情况灵活调整配置或定制专用功能。 系统特点 ★高度自动化的测控 整套风洞测控系统采用性能优越的虚拟仪器技术，通过局域网络进行管理，能够完成风洞试验中多种动、静态信号的采集记录及数据的分析、处理，并通过调压阀实现风洞流场马赫数的自动控制；通过控制步进电机实现模型姿态角（攻角）的控制。从而完成整个风洞系统参数的动态测控。 ★可靠、稳定的系统 拓普测控具有一批从事风洞测量控制系统的队伍和专家，已为国内多个风洞完成了测控系统设计制造，其通过局域网络进行管理的方式，具有较高的自动化程度、较强的可靠性和较大的扩展性。同时其较强的试验能力和先进的技术指标，完全满足各类风洞试验项目的测量、控制需要。 ★专业化的全套方案 拓普测控基于多年来深耕于行业以及多个国家重点风洞、实验室的实际应用经验，以雄厚的技术实力做为支撑，为您提供从传感器、硬件到分析软件以及现场安装、调试、试验等全面、全套的解决方案。 ★无法拒绝的高性价比
拓普测控强大的研发动力和虚拟仪器平台自有的知识产权，让您能以低于进口仪器的价格，购买到比肩进口仪器性能的仪器。 典型应用 ★风洞参数测量 天平测力；压力测量；温度测量；气流量测量；其它风洞参数测量。 ★风洞系统控制 马赫数控制子系统；模型姿态控制子系统；数据测量子系统；试验监视子试验系统等。
实验八：风洞实验段速度和压力测定 一、实验目的 测定一座风洞实验段的速度和压力。二、实验仪器与设备 1. 直流式下吹低速风洞，稳定段界面500mm ×200mm ，出口矩形界面500mm ×200mm 。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， 工作液为酒精，比重取0.8，斜角为30°。 三、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： 02 2 1P V P =+ ρ （1） p k V ?=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 四、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。 五、实验结果 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： mm 表1：压差测量值（毫米酒精柱）变频器工作频率：f= Hz
循环风洞干燥实验装置 说明书 天津大学化工基础实验中心
2011．10 一. 实验装置的基本功能和特点： 本装置为学生学习干燥曲线、干燥速率曲线及临界湿含量测定方法提供了实验平台，同时，可练习被干燥物料与热空气之间对流传热系数的测定方法，通过实验，加深学生对干燥过程及干燥机理的理解，并通过操作实物干燥过程，了解干燥操作中废气循环的流程和概念。本说明书还列举了一个由气体流量计读数求指定截面处气体流速的实际例子，介绍数据的处理和计算方法。本实验装置还可以为研究恒速干燥速率，临界湿含量，平衡湿含量等参数随其影响因素的变化规律提供平台。整套装置具有结构紧凑，占地面积小，干燥介质空气流量调节范围大，耗能量小，操作方便等特点。可以方便地测得常见的、典型的干燥曲线、干燥速率曲线和恒速段热空气与被干燥物表面之间的对流传热系数。 1. 用途： (1）供学生做实验，学习干燥曲线和干燥速率曲线及临界湿含量的实验测定方法，加深对干燥操作过程及其机理的理解。 (2)供学生学习干湿球温度湿度计的使用方法，学习被干燥物料与热空气之间对流传热系数的测定方法。 (3)供学生通过实物了解干燥操作中废气循环的流程和概念。 (4)为学生提供一个由气体流量计读数求指定截面处气体流速的实际例子，以便掌握其计算方法。 (5)实验研究恒速干燥速率，临界湿含量，平衡湿含量随其影响因素的变化规律。 2.特点: (1)结构紧凑，占地面积小。 (2)干燥介质空气流量的调节范围大。 (3)耗能量小。 (4)实验操作十分方便。 (5)可以很容易地测得常见的典型的干燥曲线，干燥速率曲线和恒速段热空气与被干燥物表面之间的对流传热系数。 二. 实验装置简介：
RE-2000中型实验风洞 一、简介 RE-2000中型实验风洞能够以快速准确地提供0-33M/S的标准风速,主要用于风表,风速传感器,以及其他气体流速表的标定,是气象,计量,煤矿,工业等部门检定风速仪表的专门法定计量器具。 该风洞具有两次整流,体积小,稳定性高,开式工作流畅,适用面广.风洞采用了小体积多叶风机,高性能变频调速,使用方便,噪声低.快动装夹机构可快速更换孔板,可调整的工作台,安装仪表速度,调整简单,工作效率高.风洞自带支架,落地既可使用,安装方便。 提供定制风洞. 可选配风速现场显示或在线显示.提供成套性风压／风速／风量计量仪表.常用风洞仪器( 补偿式微压计皮托管静压计电子风速表差压表差压变送器风速变送器大气压力表温湿度计以上仪器均可以客户选配) 二、技术参数 风速测量范围: 0-33M/S (可选配高速) 应用领域: 可计量各种测量仪器。 气流均匀区: 320mm x 320mm (工作区域) 气流均匀性: 小于1.5% 气流稳定性: 小于0.5% 外形尺寸: 长*宽*高=2500*700*1200(MM) 三、配置 标准风洞1 风机1台 变频器1台 电缆15米 变频专用电机（380v） (仪表需选配)
SFKQD-03空气动力实验仪_空气动力实验装置_空气动力仪（风动） 空气动力仪产品介绍： 空气动力仪的实验研究是流体力学中最活跃和最具生命力的领域之一。为流体力学的实验研究提供一套相当完善的空气动力学的测试系统。 利用空气动力仪中的风洞和模拟技术，不仅能为学习者认识和解决流体力学中的理论问题开辟了独特蹊径，而且能形象生动地说明大型风洞系统对汽车、火车、舰船、飞行器等交通工具和高速运动体的模拟测试方法与航空物理方面的基础知识，也可为高层建筑、桥梁模型的风阻实验提供基础性的实验手段。系统设备体现出科学性、严密性、灵活性、技巧性与经济性的辩证统一。 空气动力仪功能特点： 1.空气动力仪的系统构件、模型与量计均经精心设计、整合而成的这一独立、精巧、至美的实验体系，可对各种模型进行多项流体规律的演示研究和实验、测试。 2.作为风源的风机与流管、风洞、测试模型以及多功能测力计等各组件均安置在以实验导轨作基座的系统之中。各部件配合精良，装配简单且无繁琐的调试要求。 3.风机采用特殊设计的吸压式层流芯组构。出风口与风咀相对接时构成开放式空气动力学实验系统；而将风机旋转180 °（无需搬动风机）与风洞相接，又可方便地组构成封闭式空气动力学实验系统。 4.风洞的透明罩壳，使观察流体的动力现象十分生动、直观、清晰，且风洞的翻板式结构使模型测试件的装卸（或更换）显得非常快捷方便。 5.多功能测力计构思精巧、功能齐全。被测之拉（阻）力、升力测量装置（多功能测力计）与模型的攻角（飞行角）指示器等构件整合成一体化，可同时测得各项动力学数据。 6.多功能测力计中的测量小车与导轨精度高，滑动摩擦极小，因而具有很高的灵敏度，可以测出小模型的拉（阻）力和升力。 7.由直角立杆支承的测量组件（包括多功能测力计和斜管液体气压计）可任意转向、移动或微调，既可方便地与实验模型相适配，单独地进行科学实验，又适用于课堂演示或科技会展供群体鉴赏。 空气动力仪技术参数： 风机 最高转速：2800r/min 电源电压：220v 50Hz 输入功率：264VA 输出功率：180W 出口风量：≮1200m3/h 进风口直径：φ154mm 出风口直径：φ254 风机重量：10.5kg 外形尺寸：255*355*270mm 环境温度：-20～50 ℃ 导轨长度：1500mm 线度误差：0.2mm 管道接口直径：φ250mm 风洞截面积：150*150mm 风洞长度：500mm 文丘里管