低速增压风洞气流参数的测量方法

本文根据低速增压风洞的工作性能包线，详细分析了马赫数Ma和速压Q的测量误差，同时给出了可行的测量方案及其科学的计算方法。     

新型拦阻装置控制系统面世

低速增压风洞建设项目是我国"十五"期间固定投产投资建设的重点项目之一,是我国航空空气动力学领域的一项大型基础试验设施。10月26日,一航气动院实现低速增压风洞常压试验、增压试验一次性试车成功。本次风洞试车是分常压试验与增压试验两部分连续进行,并一次试车成功。现场测试结果表明:风洞轴系在最大转速和最高压力下运转平稳,风洞的冷却系统、增压系统、动力系统、水路气路系统、密封系统、测控系统、供电系统等均运转正常,性能良好。无论是常压试车还是增     

关于改造航空风洞为汽车试验风洞的技术探讨

在介绍汽车风洞性能的基础上,对改造航空风洞为汽车试验风洞的主要技术要点进行了分析探讨,并介绍了FD-09低速航空风洞改造情况及其功用。建造地面板和附面层吸除装置,证明该方案是很成功的。     

NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究。简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点（喘振边界）的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障。     

基于Web Service的风洞信息数字解决方案

描述了FL-9低速增压风洞信息系统的功能设计、技术设计和方案设计.该系统基于数据库,对风洞资源、试验过程拥有全面而强大的控制能力,是.NET框架的Web Service技术以及工作流技术在国内风洞领域的首次系统应用,是针对航空生产性风洞的通用性数字信息解决方案.     

低速大尺寸传热风洞的研制

为进行航空发动机内特别是叶轮机械内的边界层、传热和气膜冷却研究，设计、建造了大尺寸低速回流式风洞。描述了风洞结构和设计中考虑的主要问题。风洞性能测试结果表明，试验段中的气流达到很高的均匀度，不用紊流发生器时可达到很低的紊流度，试验板上的边界层参数和换热系数都和公认的关系式符合良好。     

FL-9低速增压风洞主体结构有限元分析与气压试验

FL-9低速增压风洞是“十五”国家批准建设的大型航空基础设施，笔者简要介绍了该风洞基于有限元方法的应力、变形和模态分析，并与风洞气压试验结果进行了对比。结果表明：有限元计算中所采用的单元类型、模型简化、边界约束等处理方法合理可行，应力计算值与实测值比较一致，最大薄膜应力为147．6MPa，低于许用值42．1％，风洞结构具有较大的安全裕度。风洞的前六阶模态分析为风洞安全运行提供了参考依据。     

美国冰风洞概况

风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的重要地面模拟设备,若是考虑飞行器在冰云条件下飞行,还必须建造冰风洞来模拟空中的冰云飞行条件,以便对飞行器(如飞机翼面、发动机入口、直升机旋翼以及各种暴露在大气中的传感器等)的积冰、防冰和破冰性能进行深入研究。美国作为最发达的工业化国家拥有多座这样的设备。我国冰风洞的建造刚刚起步,现对美国的冰风洞状况进行一些初步分析,以便借鉴和参考。     

声学风洞的设计

介绍声学风洞设计理论，重点阐述流场和声场以及声学测量中值得注意的一些问题，包括；声学风洞的定义；低速声学风洞和高速声学风洞的特点，关于设计方法；全新声学风洞的设计和常规风洞改造成声学风洞，设计遇到的声折射、声散射、流动振荡，消声大厅的回流，频率范围以及风扇叶片的失速问题；试验段的霍尔数以及提高霍尔数的方法；风洞消声器及降低风洞背景噪声的方法。本文还以ＮＨ－２风洞为例，简单讨论了常规风洞改造成声学风     

先进跨声速风洞的设计技术

合理地设计当代跨声速风洞的稳定段，第二喉道，多喷嘴引射器，特殊的排气系统以及回流道等，对风洞获得低的噪声和低的湍流度，实现经济的增压运行、低的耗气量以及有效地控制和稳定试验段Ｍ数、降低风洞运转Ｍ数下限等都能起到显著的作用。     

低速风洞大迎角实验的不确定度评估技术与工程应用

本文将AGARD-AR-304不确定度评估方法推广到大迎角领域，给出计算低速风洞大（小）迎角实验不确定度的工程方法。相应的计算软件已成功地用于国内主力低速风洞实验的不确定度评估，且首次给出了我国主力低速风洞大（小）迎角实验的不确定度水平。     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

φ5m立式风洞结构设计

φ5m立式风洞是我国第一座大型立式风洞。开口单回流形式且垂直布置的大尺寸风洞结构是该风洞的显著特点,也是该风洞与常规低速风洞结构的重要区别,笔者针对φ5m立式风洞垂直布置的结构特点主要介绍了该风洞的结构设计概况。该风洞采用钢结构、玻璃钢结构和砼结构相结合的混合结构形式,较好地解决了洞体整体稳定性、洞体悬臂结构的支撑、第一扩散段悬置、大型结构构件的安装、定位和联接、大型设备（特别动力电机）维护保养等问题。     

液晶膜流动显示技术的试验研究

简要地介绍了一种新型的液晶膜流动显示技术，并且较全面地介绍了在低紊流度风洞，低速风洞和高速风洞中，进行应用试验研究的情况。     

风洞稳速压模糊控制系统

介绍西北工业大学ＮＦ－３低速翼型风洞稳速压控制系统的结构、控制原理和特点，由于采用了先进的模糊控制技术，传感器实时校准和变系数程控技术，解决了速压系统津自动调节，带压过程参数变化自适应和测量，控制，数据处理一本化等技术关键，使风洞速压控制达到高效和品质性能。     

低速风洞试验段槽道对流场方向的影响

现代一些大型低速风洞出于测量上的考虑，往往在试验段侧壁开有供移测架移动的槽道。本文则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。试验结果表明，不同的槽道封闭状态对试验段流动的方向场，特别是β（偏航角）方向场有较明显影响，为此，本文最后提出了一种改进方案。     

增压连续式跨声速风洞的防喘振措施——直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一。直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论。在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上，通过数值仿真，分析了直接放空对风洞和压缩机的影响。结果表明：对于增压连续式跨声速风洞，直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程，不能有效地使工作点脱离喘振区。     

大型亚声速风洞试验段设计的新概念

用一个亚声速引导性风洞的研究数据揭示了常规开口试验段设计中存在的问题及一些解决方法;介绍了国外亚声速风洞开口试验段设计的新概念,使风洞试验段允许的模型堵塞度从10%提高到20%,大幅度降低风洞的建造和运营成本,为国内未来大型亚声速风洞建设的创新设计提供参考.     

风洞收缩段曲线气动性能研究

介绍了一种新的风洞收缩段曲线的设计方法,即UG参数化收缩段壁型曲线设计。采用商用软件fluent对这种收缩段曲线性能进行数值模拟计算,获得了好的流场品质,对于风洞的设计以及流动优化提供了新的设计思想。在模拟计算的基础上应用了该研究成果加工制造了一座低速风洞,并对风洞流场进行了校测,对比了模拟计算结果与实验测量结果,并进行了流场性能分析。该设计方法可以应用推广到风洞设计工作中去。     

RWT800散热器风洞研制

散热器广泛应用于各种动力机械和仪器仪表，它的性能优劣直接影响产品性能。对于动力机械来说，特别关注其散热效率、噪声和成本。散热效率与能耗相关，噪声直接与人的健康相关。提高散热器性能必需有相应的研究、检验设备，散热器风洞就是重要设备之一。2002年，西北工业大学和恒安散热器有限公司联合研制了一座RWT800散热器风洞，该风洞指标先进，性能优良，是我国机械工业系统至今先进的散热器风洞。