风洞实验

摘要： 完成了不同风速下2个典型特高压直流(UHVDC)输电塔角钢及钢管塔腿模型的高频测力天平(HFFB)风洞试验,研究了塔腿在斜风作用下气动力系数、角度风系数以及风荷载分配系数的分布规律,并与各国规范计算值进行了对比分析。分别构造了角度风系数以及考虑横向升力影响的夹角α的非线性函数形式,并通过试验值拟合分析确定了相关的拟合参数。结果表明:阻力系数、合力系数以及角度风系数均呈M型分布。角钢塔腿气动力系数均大于对应风向角下钢管塔腿的气动力系数,而两者角度风系数总体比较接近。各国规范计算值整体上低估了塔腿的角度风系数。角钢塔腿中风荷载分配系数的计算应利用考虑横向升力的夹角α对角度风系数进行三角变换。提出的拟合公式可为工程设计提供参考。

摘要： 冷却系统的散热能力主要取决于散热器的散热性能,散热器的风速分布及风量大小决定了其散热性能。为了精确地对散热器表面风速分布及其风量进行预测,基于计算流体力学(CFD)方法,采用STAR-CCM+软件对其风速及流场进行分析,并与叶轮风速计和风洞测试结果进行对比分析。结果表明,叶轮风速仪测量的风量结果与CFD预测结果误差约为16%,散热器风洞测量的风量结果与CFD预测结果误差约为7%。经实验验证和误差分析,CFD预测模型可真实反映散热器风量大小,叶轮风速仪测试风量偏大的原因为风速测试值偏高和存在统计误差,散热器风量测试的最佳方法为散热器风洞实验。该研究结果可为散热器风量的评估提供仿真数据支撑及理论指导。

摘要： 随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。

摘要： 本文主要介绍了速度滑冰运动员在比赛中如何减少空气阻力。首先介绍了速度滑冰运动员受到的空气阻力,包括摩擦阻力和压差阻力;然后通过风洞实验和计算机模拟说明了速度滑冰运动员如何通过服装、姿势和队列实现减阻。通过研究速度滑冰中的减阻问题能为冬奥健儿提供所需的科技支持,并帮助提高比赛成绩。

摘要： 板壳结构气动弹性失稳问题的实验研究比较匮乏,因此以薄铜板为实验对象,依据压杆稳定原理设计了一种亚音速气流中薄板静气弹失稳的实验测试方法。实验中,使薄板在无风状态下受轴向压力作用预先发生屈曲失稳,然后通过测试吹风中薄板轴向压力的变化来判断失稳临界状态;再通过观察薄板的固有频率、应变等验证了实验设计的合理性;之后,改变实验初始位移荷载,检验了小变形下实验结果的稳定性。实验结果表明,提出的实验测试方法可以有效地预测薄板的静态失稳,实验结果与已有理论结果吻合较好,且在不同的小变形情况下均可得到相近的实验结果。

摘要： 仿生扑翼飞行器的设计灵感来源于自然界中的鸟类、昆虫和蝙蝠的飞行模式,通过机翼的主动运动来产生飞行所需要的升力和推力.仿生扑翼飞行器具有隐蔽性好、机动性强等优点,成为近年来国内外飞行器研究的重点.但是仿生扑翼飞行器研究涉及到低雷诺数、非定常空气动力学等问题,与常规固定翼飞行器有很大的不同.仿生扑翼飞行器的研究方法一般分三种:气动计算、风洞实验和外场试飞.气动计算方面,非定常气动设计优化理论与方法目前仍存在不足;外场试飞的方法无法精确测量出飞行器复杂的气动力,难以对飞行器进行定量分析研究;风洞实验由于可以模拟飞行时的真实情况,获得的数据较为真实可靠,且可以定量分析研究,成为目前研究仿生扑翼飞行器非常有效的方法.国内外研究人员利用风洞进行了大量针对仿生扑翼飞行器的实验研究.在介绍了风洞组成和分类的基础上,详细阐述了仿鸟和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验的研究现状,最后对仿生扑翼飞行器风洞实验未来可能的研究方向给出了建议.

摘要： 为了解决部分微电子设备供电需求大,而单一的压电能量收集结构无法满足的问题,该文对基于涡致振动的压电能量收集阵列进行流-固-电耦合仿真,并与风洞实验数据进行对比。首先对前置阻流体的俘能结构进行测试,验证结构的可行性,然后对串列、并列、错列、长方阵型的压电俘能结构进行研究。仿真与实验结果表明,压电能量收集阵列随风速的增大呈现整体增大的趋势,随间距的增大呈现先增大后减小的变化趋势,前置阻流体的俘能结构直径D=0.02 m,在风速为6 m/s,中心距L=5D的条件下,输出电压峰值为4.35 V,长方阵型的发电性能最优;在风速为6.5 m/s,L=1.5D时,电压峰值为9.98 V。结果表明,压电能量收集阵列具有一定的优势,为涡致振动压电能量收集的研究提供了参考。

摘要： 以天长市全民健身中心体育场项目为研究背景,设计时对下部的超长混凝土结构和上部钢罩棚结构进行了重力荷载、风荷载、地震荷载计算,同时对超长混凝土结构补充了温度应力计算,给出了减少结构裂缝的设计和施工措施。对上部的大悬挑管桁架结构补充了结构整体屈曲分析,研究分析了相贯节点的加强构造措施,并对复杂铸钢节点补充了应力分析,确保了结构设计安全。

摘要： 为研究山区风环境中单悬臂悬挑式人行廊桥结构静力三分力系数,以某特殊人行桥为背景,通过风洞实验详细研究各不同工况下的结构三分力系数。实验结果表明:随着来流风偏角的变化,三分力系数变化趋势呈现明显的规律性;山区风环境下结构静力三分力系数受地形影响较大,系数最大值均未出现在常规风偏角;三分力系数大小会随风攻角的改变而变化,风攻角越大,三分力系数值越大;结构不同位置处的三分力系数在体轴系相同方向上变化趋势一致。

摘要： 共轴双旋翼直升机风洞实验中,配平状态是不可预测或预知的,具有很高的风险性,为了保证实验的安全,开发了一种基于机器视觉测量方法的桨尖位移实时监测系统。根据实验的高转速、高风险的特点,采用高速相机实时采集桨尖图像,通过增加光照、优化相机参数等措施获得了清晰的图像。采用图像分割、目标检测等数字图像处理方法,获取了桨尖的实时位置,通过桨尖位置解算出上下桨尖距离。通过相机外部触发与同步,实现不同转速条件下,桨叶的识别和测量。基于Matlab软件平台开发了系统软件,实现了旋转状态下旋翼桨尖的图像采集、图像实时处理、数据实时显示等功能。在4 m共轴旋翼实验中,获取了悬停状态、前飞状态下的桨尖位移和桨尖距离数据,数据符合共轴双旋翼空气动力学理论。实验验证表明,该系统完全满足实验需求,对保障共轴旋翼实验的安全具有重要意义。

摘要： 作者近年来针对涡激振动控制方法与机理开展了数值模拟和风洞实验研究,获得了一些具有典型意义的认识及涡激振动控制策略.与此同时,研究发现,有的典型涡激振动抑制装置如分离盘、整流罩等在有的条件下会发生比涡激振动更严重更复杂的不稳定现象一驰振,这非常不利于对涡激振动本身的控制.本研究简要概述利用风洞实验开展刚性和柔性分离盘控制涡激振动研究时所观察到的典型特征,揭示了涡激振动以及驰振发生的条件和影响规律.总体来看,在本研究实验条件下,长度小于1.0D(D为圆管直径)的柔性分离盘可以有效控制涡激振动,而大于1.0D的柔性分离盘和刚性分离盘都引发了驰振.

摘要： 光伏电站多处于环境恶劣地区，常遇大风天气，流场结构复杂，平单轴柔度大、频率低，易出现共振而导致破坏。通过对平单轴跟踪系统动态性能分析发现，只有少数产品在设计计算中考虑了动态性能。鉴于此对其进行风洞实验，以便了解其共振形式、脉动风谱、横向风振等特性。

摘要： 通过风洞实验研究乘用车轮胎205/60R16与轮辋混组气动阻力、升力特性,探究轮胎胎面、轮辋结构组合对气动力的影响规律.结果表明,风速对车轮气动力的影响与理论相一致;风向角对气动力的影响不对称,轮辋和轮胎总成影响气动升力和阻力规律相反,升力增加阻力下降.不同轮胎胎面导致的最大阻力差为8.7N,最大升力差为19.26N,不同轮辋导致的最大阻力差为10.5N,最大升力差为5.82N.轮胎轮辋总成对阻力和升力的影响不可忽视,优化轮胎轮辋总成会对汽车的节能降噪有重要作用.

摘要： 提出仿鱼尾结构,对圆柱涡激振动的控制进行风洞实验研究.仿鱼尾结构由鱼身(hull)和柔性尾部(tail)构成,鱼身为特定长度的刚性整流罩(0.5D,D为圆柱直径),鱼尾为柔性的分离盘.测定了圆柱附属不同特征角度(60°,90°,120°)鱼身,以及不同长度尾部(T/D=0.3-1.0,T为柔性尾部长度)的仿鱼尾结构系统在约化速度在3.5—19.28下的振动响应.结果表明,附属鱼身时,圆柱的振动都会被部分抑制,而且特征角度对于振动的影响很小.当附属仿鱼尾结构时,随着柔性尾部长度的增大,抑制效果逐渐增大,当T＞0.7D时,抑制效率达到95％以上.同时,附属鱼身以及仿鱼尾的振动响应相比纯圆柱的响应,共振区均移后,且范围较大.

摘要： 为了解决传统风力提水机存在的多叶片大实度、风能利用系数低下、生产成本高等问题,对所设计的具有低实度、高气动性能的新型高效风力提水装置进行实验研究.推导了适用于风力机的相似理论,建立新型风力提水装置的物理模型,在河海大学风洞实验室中进行吹风实验,测量了额定工况下风轮的风能利用系数以及不同工况下装置的流量,并绘制流量特性曲线.实验结果表明,装置在2.8m/s微风下能够起动,在额定工况下风能利用系数可达0.43以上,达到设计要求,在设计扬程下风力机与水泵匹配性能最好,效率达到最大.

摘要： 沙障是重要的物理固沙方法.羽翼袋沙障是按照底袋固定流沙和袋上的羽翼在风中的波动削弱风速而设计出来的组合沙障,已获得授权的专利.本实验针对羽翼袋沙障,在4种风速条件下,模拟了其风速流场和阻沙固沙效果.结果表明:1.与袋状沙障(对照)相比:羽翼袋沙障的静风层的厚度平均增加了194mm,防风效果平均增加了48％,而风速越大降低风速越明显,反应出羽翼的波动能够显著消弱风速.2.与对照相比,羽翼袋沙障的输沙量分别降低81％(翼高10cm)、87％(翼高20cm).3.同样是直径10cm的袋,翼高20cm的羽翼袋沙障风蚀量比翼高10cm的降低风速效果增加13.6％,减少风蚀量增加19％.羽翼袋沙障组合了固沙与削弱风速的作用,显著提高了沙障的防风固沙效果,为物理治沙开拓了一个新途径.

摘要： 本文研究了国外汽车空气动力学标准模型的发展过程,从空气动力学角度,总结了汽车标准模型在汽车气动性能开发、造型、风洞实验、数值模型验证过程中的所起的重要作用,分析了这些标准模型在当前汽车空气动力学发展水平下存在的优势和不足,以及与符合未来汽车空气动力学发展需求之间存在的差距,展望我国汽车空气动力学标准模型体系的研究和建设.

摘要： 平面叶栅实验能够直观有效地评定叶型气动性能并验证设计方法,是高性能压气机叶栅设计的重要环节,在叶栅性能基础研究中有重大意义.基于高亚音速叶栅风洞,本文对某压气机原始叶型及其优化叶型进行了平面叶栅实验,对两套叶型的尾迹总压、表面马赫数等参数的分布进行了测量,对比了两套叶型流动特征.实验结果表明:优化叶型对正攻角更敏感,表现出较好的负攻角特性;原始叶型对负攻角更加敏感,表现出较好的正攻角特性;在优化叶型的设计点(1M a=0.7,i=2.5°),优化叶型低总压损失范围较宽且偏向负攻角区域,在0°～2.5°攻角范围总压损失基本不变,其中在设计攻角2.5°时总压损失最低,总压损失系数为8.21％,比原始叶型减少了1.08％;在原始叶型的设计点(1M a=0.5,i=2.5°),优化叶型总压损失有较小增加,但是低总压损失范围向负攻角方向明显扩宽.当进口马赫数超过0.7后,原始叶型总压损失急剧增大,可以预判气流已经分离,而优化叶型的损失增加较为平缓,原始叶型受马赫数影响更加显著.原始叶型在整个轴向弦长范围内静压更低,表面等熵马赫数更高,叶片气动负荷更大,优化叶型由于前缘吸力面加速较快,实验测量时并未捕捉到吸力面加速的过程,但优化叶型减速扩压过程更缓.

摘要： 侧撑形式的连续翻转试验机构易实现任意攻角范围内的连续翻转运动.本文针对侧撑形式的连续翻转试验机构,采用CFD方法,初步分析了在亚、跨声速下支撑对模型静态气动特性的干扰.数值模拟结果表明,在亚声速下支撑对模型气动特性干扰相对较小,在跨声速下支撑对模型气动力的干扰随攻角有根本性变化,并进一步分析了这种变化的原因.

摘要： 侧撑形式的连续翻转试验机构易实现任意攻角范围内的连续翻转运动.本文针对侧撑形式的连续翻转试验机构,采用CFD方法,初步分析了在亚、跨声速下支撑对模型静态气动特性的干扰.数值模拟结果表明,在亚声速下支撑对模型气动特性干扰相对较小,在跨声速下支撑对模型气动力的干扰随攻角有根本性变化,并进一步分析了这种变化的原因.

摘要： 本发明公开了一种低速直流式风洞模拟实验的稳温气流加热装置及风洞，该装置包括气流加热单元、温度监测单元和控制单元；气流加热单元至少有两组，气流加热单元沿风洞轴线对称设置；每组气流加热单元均包括至少两个加热器，每组气流加热单元中的加热器沿风洞内气流方向依次分布，且加热器沿风洞径向的位置由风洞内壁附近逐渐向风洞中心依次分布；控制单元的输入端连接温度监测单元，控制单元的输出端连接加热器。本发明装置能够给低速直流式风洞气流加热，并稳定风洞试验段气流的温度；提高低速直流式风洞试验段横截面上气流温度均匀性，也可改变低速直流式风洞试验段横截面上气流的温度分布。

摘要： 本发明提供一种环境风洞模拟实验装置及其实验检测方法，其包括有风洞和设置在所述风洞内的移测架，风洞包括有收集器、动力段、大角扩散段、稳定段、收缩段、试验段、扩散段以及出口扩散段，试验段的长宽高尺寸为28m*5m*3.5m，整个风洞的洞体总长为71.1m，其中所述风洞为直流吹气式风洞构型；本方案中的环境风洞能够完成污染污染物在大气中的迁移扩散模拟研究：大缩比模型的风洞模拟、复杂地形影响、中尺度背风坡的模拟研究，降雨、降雪对污染物的扩散的影响研究，气溶胶沉积与再悬浮特性研究，城市区域污染物迁移扩散规律的研究等；可完成污染物在大气边界层中传输扩散以气溶胶干湿沉积研究。

摘要： 本发明公开了一种飞机编队飞行实验的飞机支撑装置及跨声速风洞实验装置，该支撑装置包括固定设于风洞实验段的底部的底座，背撑支架包括第一连接臂和第二连接臂，第一连接臂与第二连接臂呈角度连接，第一连接臂与底座固定连接，第二连接臂通过变角块与长机连接；变角块包括连接于长机的安装部、变角板，变角板与第二连接臂连接；弯尾连杆的一端连接于风洞实验段中的网格测力机构，弯尾连杆的另一端通过一天平支杆与六自由度天平连接，六自由度天平连接僚机。本发明实现了在飞机编队飞行的风洞实验中对长机的牢固支撑和对僚机飞行状态的控制，进而提高了风洞实验评估大型飞机编队飞行效能和进行队形参数优化的准确性。

摘要： 本发明涉及一种燃烧风洞实验系统及实验方法，该系统由风洞主体、测试系统及量热系统组成，其中风洞结构主体包括风机、预热段、稳定段、收缩段和实验段、扩散段，可实现风洞均匀风场、剪切风场等实验条件，实验段内设置转角机构和燃料床平台，可开展不同风向条件下的燃烧模拟实验。实验平台可模拟实现0‑10m/s的风速连续调节，并且可以控制流场温度，可在风洞内开展中小尺度的火灾模拟实验，并能结合内置的圆型燃料床平台和量热系统开展复杂流场条件下气体泄漏扩散以及燃烧、火灾蔓延规律等方面的研究。

摘要： 本发明提供了一种用于风洞实验的磁浮列车轨道梁，包括轨道梁本体，所述轨道梁本体的内部设有沿长度方向延伸的导流腔，所述导流腔将所述轨道梁本体的两端连通并形成供气流流过的通道。本发明还提供了一种使用上述磁浮列车轨道梁进行风洞实验的方法，包括放置磁浮列车模型、在轨道梁本体上布设传感器、在导流腔布设传感器、在磁浮列车模型内布设测试仪器、开启风洞风机等步骤。本发明可以大幅减小实验中轨道梁前沿产生的扰流，不会影响列车周围的流场，同时减小列车头部到轨道梁前沿的长度，以减小附面层的厚度，缩减轨道梁悬臂，大幅减小抖动，以提高实验测量精度。

摘要： 本发明公开了一种具有互换性的风洞实验件及其风洞系统，其风洞实验件由靶板、冲击板和钢圈组成，靶板和钢圈的四周突出于冲击板的边沿形成便于卡装的工字型结构，能够满足将不同外形尺寸和结构形式的涡轮叶片元件级系列化实验件安装在同一个实验段上的要求；其风洞系统使多种规格的实验件能够在同一个风洞、同一个实验段上组装和互换，并具有极佳的气密性和减震性，大幅降低了复合冷却元件级风洞实验的成本，同时也提升了实验精度和实验效率。

摘要： 本发明公开了一种汽车风洞实验系统、实验数据采集方法和存储介质，其中，系统包括：转台、风洞、多个数据采集器、硬件盒和控制中心，多个数据采集器用于采集汽车的多种风洞实验数据；控制中心用于从多个数据采集器中选择目标数据采集器和启动风洞，并在风洞启动后通过同步控制器和信号发生器控制目标数据采集器同步采集风洞实验数据，以及通过信号采集卡和/或图像采集卡获取目标数据采集器同步采集的风洞实验数据，并存储分析，其中，同步控制器用于同步信号发生器发出的触发信号，以使触发信号同步传输至目标数据采集器。由此，实现多种风洞实验数据的同步采集，有利于多种风洞实验数据之间的相关性分析。

摘要： 本实用新型提供了一种风洞实验装置及风洞实验设备，涉及风洞实验设备技术领域。该风洞实验装置包括安装框架和实验框架，实验框架相对的两端分别通过连接轴安装于位于实验框架相对两侧的测振横梁上，连接轴上固定安装有六分量测力天平，测振横梁上下两侧均开设有第一滑槽，实验框架上设有与测振横梁上下两侧的第一滑槽相对应的第二滑槽，每个第一滑槽的位于连接轴的两侧位置均设置有弹性件。基于本实用新型的技术方案，由于设置第一滑槽和相对应的第二滑槽，以使弹性件的位置可调节，且可通过调整弹性件的刚度，以控制测振实验的竖弯振动和扭转振动，从而提高本实用新型实施例提供的风洞实验装置的测力精度和方便性。

摘要： 本实用新型公开了一种具有互换性的风洞实验件及其风洞系统，其风洞实验件由靶板、冲击板和钢圈组成，靶板和钢圈的四周突出于冲击板的边沿形成便于卡装的工字型结构，能够能够满足将不同外形尺寸和结构形式的涡轮叶片元件级系列化实验件安装在同一个实验段上的要求；其风洞系统使多种规格的实验件能够在同一个风洞、同一个实验段上组装和互换，并具有极佳的气密性和减震性，大幅降低了复合冷却元件级风洞实验的成本，同时也提升了实验精度和实验效率。

摘要： 本实用新型提供了一种基于风洞实验的实验装置，包括中心转轴和叶片实验组件，所述叶片实验组件包括叶片、齿条和齿轮，所述齿条固定在所述中心转轴上，所述齿轮固定在所述叶片的端部，所述齿轮与所述齿条相啮合。本实用新型的有益效果是：搭建了一个与现场类似的实验装置，以验证所提出的控制策略的可行性，可以高效的完成风力机相关实验，通过调节叶片端部的齿轮可精准、快速的实现叶片的桨距变化。