本文介绍了声学聚焦镜在整车风洞内汽车车外风噪声测量中的应用。声学聚焦镜能以较高的精度测量不同风速下的车外噪声分布 ,辩识主要噪声源区。本文还介绍了风洞内气流对声学聚焦镜空间分辨率及增益的影响。

襟翼是飞机的重要增升翼面。为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。基于CFD仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例0.15~0.3,0.3~0.5,0.5~0.8,0.8~1接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为0.04,0.07,0.15,0.3,0.5,0.8来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于-13%;用三次样条插值方法的误差不超过-6%,明显小于前者。提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。

建成了一座低湍流度静声低速风洞，该风洞选用了蜂窝器、损失系数适当的多层阻尼网，以及优良的大收缩比（14.8）收缩段曲线等先进的低湍流度设计和风洞管壁外隔声处理、风洞管壁内消声处理以及减振处理等降噪设计方法.流场校测结果表明:实验段最大风速可达到75 m/s，常用风速下湍流度可达0.04%~0.05%，背景噪声低，风洞流场品质达到了设计要求.风洞建成后，可以开展模型测力、测压和流动显示实验，还可以利用该风洞从事CFD数值计算验证.

为了研究小型风洞瞬时放气的工作性能,通过数值计算和试验对风洞的放气特性进行研究。建立了风洞放气模型,并进行了数值计算,结果表明:在声速放气过程中,容器内压力以指数方式减小,风洞出口质量流量梯度较大;在亚声速放气时,容器内压力以近似二次曲线减小,风洞出口质量流量近似线性减小。在风洞试验段内设置试验模型进行放气试验研究,试验结果与数值计算结果吻合良好,验证了数值计算的正确性。

对国内某风洞两缸同步液压开环控制系统存在的问题进行分析,通过对比几种液压同步方案的特点,最终采用同步马达再合理配置单向调速阀进行流量补偿构建开环同步回路的方案。对改进方案的原理进行了详细阐述,分析调试过程中注意事项。该改进方案最后取得了良好的应用效果,为有类似需求的系统提供了借鉴。

为提高国内某风洞液压设备的运行保障能力,研制一种多功能的移动油源,并进行仿真分析与现场调试。该移动油源满足移动灵活、结构和控制接口快速对接等需求,当风洞液压设备发生故障时,可应急备用;移动油源可以作为液压试验台,对油缸进行地面试验。相比于传统的油缸试验台,所设计的移动油源具备加载油缸主动位置控制和主动补油等优势,可为类似移动油源设计提供参考。

收缩段是风洞系统中的重要组成部分,其壳体刚度会影响气流收缩曲面精度,进而对试验精确性产生影响。以大型超声速风洞收缩段作为研究对象,根据气动要求选取类球形承压壳体,对其进行结构分析,验证了类球形收缩段壳体的强度、刚度及支座承载能力,对类似结构收缩段分析提供了参考。

针对风洞试验段空间狭窄,其迎角机构运行速度快且定位精度高的特点,开展了双级伺服油缸研究与设计工作,设计中充分利用了伺服油缸和多级油缸的优点,完成了机构的受力分析、油缸载荷核算及油缸结构优化设计,调试中结合相应的伺服控制系统,采取了相应的控制方式,实现了长行程、精确定位的技术指标,达到了预期的效果。

阻尼网是风洞稳定段中对气流进行整流的重要装置之一，对承受气动载荷的丝网进行强度分析，探索一般的设计计算方法具有重要意义。通过有限元分析法和解析法对平面丝网进行了强度计算，同时对拉网弹性机构进行了设计计算，提出了大型风洞阻尼网的一般设计计算方法，该方法已成功运用于某大型风洞阻尼网的设计。

流体力学涉及到的抽象概念较多，教师在讲授该课程及学生学习时难度较大。为此建立了一种集图表、2D动画和3D虚拟仪器为一体的动态交互性流体力学虚拟实验室模型，其特点是具有较强现场临场感的实验环境，拓展真实实验范围，以成熟的理论知识和现有实验成果为仿真依据，实验信息形象化。其复杂的3D实体模型应用构造实体几何法进行构造。以风洞实验为例，讨论了虚拟实验室模型的应用，在该实验中可以进行多种机翼和典型物块的仿真实验，以表格、图形等形式展示输出结果，学生还可以演示风洞中的2D流线动画，用键盘、鼠标操作3D虚拟仪器。该虚拟实验室有利于加强学生对流体力学复杂概念的理解及学习兴趣。