在传统的风洞飞行器风阻力实验中,搭载飞行器的工作转台不能实现空间中的转向控制,因此,不能实现飞行器模拟真实环境中的运行状态。为此设计了一种基于伺服液压缸、伺服电机的风洞工作转台控制方案。所设计的风洞工作转台,通过控制四个液压缸的伸缩以及圆台的旋转实现飞行器在空间中的方向控制。在设计中,首先给出风洞工作转台的机械结构,然后根据风洞工作转台的控制所需要求和几何运动关系进行数学模型的建立,最后通过MATLAB中的Simulink进行仿真实验。仿真实验表明通过输入不同的阶跃信号,圆台5与圆台2均能较好地实现工作转台的空间方向的控制。

风洞实验是进行空气动力学研究的重要手段。通过对低湍流风洞的调研分析,设计了一座具有先进指标的微型低湍流度低速风洞,设计过程中,对收缩段、稳定段等湍流主要影响部件给出了详细的气动设计依据。风洞建成后,配合其他设备可以进行航空航天、桥梁建筑、交通运输等专业的空气动力学教学实验。

随着非标准流量仪表种类和数量的日益增加，为了保证仪表的测量精度。非标流量仪表的标定要求显得日益迫切。系统采用了国际标准文丘利作为标准表。应用标准流量计“比较法”原理，配合计算机程序控制，建立气体流量标定系统。进行流量计的检定和测试。依据有关的国家检定规程。该装置可对多孔孔板、V锥、楔形、巴类等差压式仪表以及涡轮、涡街、旋进旋涡等流量计进行检定、工业现场流量模拟实验以及风洞实验。通过运行实践证明，该系统测量精度高，稳定性好，标定流量范围宽。

超高压工况下,气动特性分析需考虑真实气体效应。针对超高压驱动系统的气动参数计算问题,提出一种以质量方程和能量方程为基础,联立实际气体状态方程的超高压气动特性分析方法。引入喷管背压和元件传热等边界条件,以及初始热力状态条件,再结合活塞阀门控制规律等,建立了超高压驱动系统气动特性分析模型。对长行程活塞式超高压驱动系统在基准条件下进行气动参数计算,通过对运行特性进行评估,得到的计算结果满足设计指标。

某大型风洞试验气体温度高、流量大,对真空排气设备要求高,传统风洞用真空排气设备无法满足要求,为达到减小规模、降低成本的目的,首次将大排量、高转速离心真空泵应用于风洞试验设备。本文根据风洞试验排气要求,对离心真空泵的气动结构进行了设计。利用三维数值模拟软件对离心真空泵内部流动情况进行了模拟分析,为了充分考虑离心真空泵内部流动的非对称性,对离心真空泵转子的气体流动特性进行了全通道模拟分析。结果表明,设计出的离心泵流量、极限真空度等各项指标均达到设计要求,并在试验台测试和风洞实测中得到性能验证,较好的完成风洞试验的真空排气保障工作,离心真空泵的设计和应用取得圆满成功。

采用风洞试验方法研究高层建筑外附雨篷的风压特征,分析风压系数、风压相关性、非高斯性和整体升力系数随风向角的变化,给出围护结构的设计风压,最后研究倾角和出挑长度对整体力系数的影响.研究发现,高层建筑外附雨篷上表面风压系数在正迎风时最大值接近1.4,系气流受到后方高层建筑的阻挡下翻导致;上、下表面的最大整体压力系数出现正迎风情况,最大值分别为1.24和0.76;上、下表面的最大整体升力系数出现侧风面,最大值分别为1.13和1.01;上下叠加后测点风压的非高斯性比单表面增强;上表面和下表面的升力系数在0°~70°风向呈现高斯分布,在80°~180°风向呈现较强的非高斯分布;高层建筑外附雨篷上表面的极值正压大于下表面;雨篷整体升力系数按照倾角-10°、0°、10°依次递增.

基于理想不可夺轴对称位流理论，求得一任意椭球在纵向加速流中绕流的精确解。并以一很细长的椭球近模拟风速管，求得均匀流中风速管数理论值，以及在纵向加速流中它的相对偏差值。

降低风洞气流总温是提高亚，跨声速风洞雷诺数的有效方法，现有采用液氮致冷的生产型低温风洞能满足设计各种新型飞机进行气动试验所需的雷诺数要求，但由于需耗用大量液氮，导致运行费用高昂，此外，排出大量低温缺氧气体还严重影响生态和环境，为此本文提出了一种新颖的致冷途径。

在ＫＤ－０３低速风洞中研制了一种边界层可人为的均匀抽吸地板，研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸附使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸附对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。