FL9低速增压风洞密封件的研制

２９８２００６年橡胶新技术交流暨信息发布会

ＦＬ一９低速增压风洞密封件的研制

姜玉华１．刘德富２。李超芹３。杨伟娜１．于静１。刘学超１

（１：青岛颐科橡塑有限公司，山东青岛２６６１１１；

２：哈尔滨气动研究院，哈尔滨１５０００１；３：青岛科技大学，山东青岛２６６０４２）摘要：通过理论计算和实际实验研制开发成功ＦＬ一９低速增压风洞密封圈。开发过程中，通过已有的使用参数，计算得到密封制品的强度和尺寸。通过实验验证，理论计算的数据与实验取得了一致性的结果。

关键词：风洞密封件；分段连接；应力分析

ｌＦＬ一９风洞简介

风洞是指在一个管道内，用动力设备驱动一股可控的气流，用以对模型进行空气动力学实验的一种设备。最常见是的低速风洞。风洞是发展航空航天事业的关键设备，研制任何飞机，包括军用飞机和民用飞机以及航天飞机，都必须在风洞进行大量的实验，试验飞机能不能飞起来，能飞多高多快和多远以及其他各项飞行性能。

建设在哈尔滨的ＦＬ一９风洞由动力段、受缩段、稳定段、试验段、扩散段等组成，洞体净重３４００吨，最大直径近１６米是一个体积庞大，洞体

自由状杏截面变化大、密封度高，精度要求高的制造安装工程。它的建立，将填补我国低速高雷诺数风洞的空白，使我国低速风洞试验设备和水平跨入国际先进行列。

２密封原理

为了满足风洞特殊的使用要求，取得较高的密封效果研制采用了软管型充气密封（图１）。通过充气膨胀实现密封的目的。

一二一肌髓

图１空气密封示意图

充气膨胀密封的特点如下：

（１）不需要附压，靠充气膨胀实现密封，可以密封较大的间隙，可以作为特殊机械密封装置。

（２）在密封面倾斜、弯曲、凹凸、挠动、偏移等场合下也能发挥其密封作用。

（３）不易产生由于与密封面的接触及偏移所造成的磨耗和撕裂现象。

（４）与压缩型的密封圈不同，不发生蠕变现象３密封圈结构及材料

密封圈结构如图２所示。

主要原材料：氯丁橡胶ＣＲ重庆长寿；促进剂莱茵化学；改性剂Ａ杜邦公司；增粘剂Ｂ莱茵化学；聚四氟薄膜江苏泰氟隆制品有限公司。

实验设备：ＭＤＲ－－１００Ｅ型无转子硫化仪ＭＺ－－４０００Ｃ拉力机、ＭＺ一４００３疲劳试验机，ＸＬＢ—Ｄ１２００Ｘ１２００×１３．１５ＭＮ硫化仪，Ⅺ一１１５橡胶挤出机。

试验方法：拉伸强度、永久变形，拉断伸长率按ＧＢ５２８；硬度按ＧＢ５３１测试；屈挠按ＧＢｌ６８８—８６测试；低温脆性按ＧＢｌ６８２—８２测试；气密性按ＧＢ７７５５－－８７测试。

配方（ＹＫＤ５６０１）：氯丁ＣＲｌ００；改性剂１０；

氧化锌５；氧化镁４；促进剂４；防老剂１；偶联剂２；

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。

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

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=

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：

低速风洞及其试验原理介绍

1、空气动力学研究的基本手段有哪些，各有什么优缺点？ 答：理论研究、风洞试验和飞行试验 ①理论研究：指人们根据对空气动力学现象的观察分析，对这些现象进行抽象和简化，描述其本质的数学模型，建立相应的数学物理方程并根据相应的边界条件求解这些数学方程。主要指数值计算（CFD）技术。尽管CFD技术在近几十年有了突飞猛进的发展，工程应用日趋成熟，但风洞试验仍是确定飞行器飞行性能的主要手段，CFD尚不能代替风洞试验，而只能作为飞行器设计手段与风洞试验相互补充，而且CFD的发展和可靠性也需风洞试验验证。 ②飞行试验：主要指模型的自由飞试验和样机的试飞试验。飞行试验方法可用来验证风洞试验数据的可靠性，解决那些风洞试验难以解决的问题；飞行试验能克服风洞试验模拟方式上的不真实因素，如流场模拟差异、飞行器尺寸差异（雷诺数和尺度效应）、流动不能完全相似等。用真实飞行的测量数据来修正风洞试验数据，解决所谓风洞试验数据与飞行数据的相关性问题。但是，由于飞行试验本身存在一系列误差，精度比风洞试验低得多；存在着费用高、试验条件不稳定、测量方法复杂等缺陷。 ③风洞试验：空气动力学的发展史表明，风洞试验是试验空气动力学这门学科发展的的基本手段。空气动力学的基本现象和基本原理，人们都是通过试验逐步认识的。空气动力学研究上的重大突破，都首先是试验上的突破，空气动力学的理论本身都是在试验研究的基础上发现和发展起来的。理论计算只能解决流动的物理机理已经通过试验研究认识清楚的，不是过于复杂的流动问题，但是流动机理方面的研究以及数值计算结果的验证，仍然要依靠试验。用风洞试验方法来解决空气动力学问题，测量方便，试验参数如气流速度、试验状态易于控制，不受外界条件的影响，且费用较低，而飞行试验的试验条件不容易控制，测量方法复杂。 风洞试验过去和现在一直是发现和确定流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，以及为飞行器设计提供优良的气动布局和空气动力学特性数据的主要手段；在今后的相当长的时期内，这种状况不会改变，并将与其他研究手段更好的相互结合、相互补充、相互促进。 2、风洞试验中有哪些测量方法，各种方法发挥什么样的作用？ 答：天平测力法：使用气动力天平，测出作用在模型上的空气动力，是风洞试验中最常见的测量方法，可以测量六个分量，也可以只测量一个或几个分量； 压力分布测量法：测出模表面的压力分布，可以得到飞机或部件强度计算所需的载荷数据； 流动显示法：利用物理或化学的方法将绕模型流动的状态形象地显示出来，可加深流动状态的感性认识，对于分析风洞测力测压试验的结果、建立理论研究的简化模型、分析流动机理以及研究飞机外形存在的气动问题等，有很大帮助； 流动测量法：包括流速、流向、压强、紊流度和温度等，对空风洞进行流场校测。有时也要测量模型绕流流场中气流参数的分布情况，以便于深入研究空气动力特性的机理。 3、风洞试验中有哪些重要（4个）的相似准则，其物理意义和公式怎样描述？在风洞试验中为模拟这些参数可采取哪些手段？ 答：雷诺数Re vl ρμ =，表征流体粘性对流动影响的相似准则，对低速的定常测力、测 压试验只要求模拟Re数； 马赫数Ma v a =，气体压缩性对流动影响的一个量度，对超声速试验主要模拟Ma

小型模拟风洞系统设计报告

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

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。

上海大有仪器 教学小型低速风洞(可根据要求定制)DYK016

上海大有仪器教学小型低速风洞（可根据要求定制） 型号：DYK016 一.简介 风洞为流体力学和空气动力学教学科研的必备设备，所有的航空以及地面交通工具科研工作都离不开风洞的实验研究。在高校流体力学教学中，风洞设备起着不可或缺的重要作用; 本风洞可用于学生使用不同模型进行流态显示实验，以及简单定性的不同模型之间的测力比较实验。通过本设备的实验教学将流体力学课程的教学提升一个新的台阶。本设备的建设也将给相关科研工作奠定基础; 本低速风洞用于文丘里实验时，通过安定段的低速和收缩段的速度和实验段的最高速，以及扩散段的速度下降变化来演示。各处速度变化和压力变化的关系演示伯努利方程和连续性方程; 图为一台教学小型低速风洞。其实验段尺寸为0.5m（高）×0.2m（宽），总长度为2m。风洞外轮廓尺寸为0.82m（高）×0.33m（宽）×2m（长）。风洞中心高为1.2m,方便学生观察和实验操作。 为满足本科流体力学教学需求，让学生更好地理解流体力学的基本原理，观察流体力学的基本流动特点，下图为本低速风洞主体的结构尺寸示意图。 二.技术指标 1.实验段最高风速可至12-15m/s，在实验段中放置圆柱体、正方柱体、长方柱体、二元翼型等模型，可通过简单测力装置进行阻力和升力的测试，使学生了解不同模型在空气中运动时所受到的阻力、升力等特性。还可通过烟流等流态显示空间流动状态; 2.实验段口径为0.15m×0.15m，总长度控制在2.7米左右，采用直流吸气式的风洞结构形式，由安装在风洞气流出口的驱动风扇产生实验段的气体流动; 3.实验段尺寸为0.15m（高）×0.15m（宽）×0.5m（长）。风洞外轮廓尺寸为0.6m （高）×0.6m（宽）×2.7m（长）。风洞中心高为 1.2m,方便学生观察和实验操作; 4.收缩段收缩比选取4:1,以保证风洞流场具有较好的品质； 5.风洞结构：直流吸气式。风洞安定段、收缩段及扩散段用PP工程塑料板焊接制成，实验段由透明亚克力板制成，支架系统由铝合金型材制成； 6.最大风速：>=10m/s； 7.模型配备：标准翼型、圆柱、方柱、扁平体、车辆模型、航空模型等； 8.烟流发生装置； 9.简易测力装置。

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) 一.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。 二.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（5000℃～10000℃），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，NASA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，