摘要：在一个小型低速风洞中进行了五种不同布局形式的连接翼方案实验研究。利用油流法研究了三种连接翼的流谱,初步分析了具有连接翼飞机的气流流动机理。为比较,同时对三角翼常规布局方案进行了实验,所有方案使用相类似的隐身布局机身。实验结果表明,连接翼布局有其特有的流型:翼面分前翼、后翼及外翼三部分,其流型受前翼涡、后翼涡、翼端涡、机身边条涡以及它们互相缠绕形成的新涡的控制。这些涡的产生、发展、离体和破裂的情况不同,形成不同方案气动特性的差别。连接翼布局气动特性优于常规翼布局,特别是最大升阻比可达12以上,失速迎角超过30°。通过前后翼后缘操纵面的有利组合,可以达到提高升阻比,满足纵、横向稳定性和操纵性要求的目的。结果显示,具有扁平机身的连接翼方案是一个有潜力的无人机布局形式。

摘要：根据沈阳航空工业学院设计研制的DFD低速风洞α - β机构的设计要求 ,结合以往同类型机构的设计特点 ,提出了DFD低速风洞α - β机构的设计方案 ,并对机构工作原理和α、β两个角位移的调整精度进行了分析计算。

摘要：可移动式风蚀风洞是对土壤进行抗风蚀能力测试研究的一种有力工具。所设计的风蚀风洞全长15.9 m,其中实验段长7.7 m,平均分为7段,入口截面长宽均为0.9 m;收缩段长1.2 m,收缩比为2;风洞内风速在0～20 m/s范围内连续可调,转角段的创新设计能够是风洞有均匀的流场。风洞的各个部分易于连接和拆分,以便于野外科学研究时移动和运输的功能。经过运行测试和风速廓线实验,空风洞下风洞的各项气动性能指标已经达到设计标准,该风洞已经投入到科研实验中。

摘要：风扇噪声是风洞中最主要的噪声源。高噪声不仅会对风洞中的实验结果不利,影响实验结果的可靠性和精确性,而且还会带来严重的噪声污染。因此,对风洞风扇桨叶进行低噪声设计研究具有十分重要的意义。主要研究了风洞风扇桨叶的低噪声设计,采用工程估算法与试验结合的方法对风洞风扇噪声情况进行分析。以某翼型桨叶为研究对象,通过修改叶型尾缘厚度对风洞风扇进行了低噪声优化设计。

摘要：本文以一种战斗机两侧进气布局为例，探讨了在风洞试验中，同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平，解决了干扰密封问题，得到了合理的实验结果，为进气道唇口的设计提供了有效手段。

摘要：针对某高校教学科研用低速平面叶栅风洞进行设计,提出了在低马赫数下低成本叶栅风洞的设计方案,使用双转子对转风扇提供动力源,实验段截面150×(94-320)mm,空腔道最大风速105米/秒,有附面层抽气装置,5-7叶片叶栅通道,攻角可在±25°范围内调节,实验气流直排大气,对不同实验件(压气机、涡轮叶栅)有良好的通用性能。为高校教学科研用平面叶栅风洞的研制提供了可行的方案。

摘要：论述了用于测量压气机和涡轮叶片在亚声速状态下的二维气动特性的平面叶栅风洞设计问题。风洞采取暂冲式直流型式,由压缩机和储气罐提供高压气流,稳定段前采用大开角扩散段,并在扩散段进口段设置整流锥,锥后加装两层球面整流网,收缩段与稳定段连接处加设唇口,唇口与收缩段型面曲线均为双三次曲线,为防止试验段由于内外压力差导致漏气所造成的压力损失,在试验段外部加装了驻室结构,出口气流通过消声塔降低噪音再排入大气。风洞整体参数居于国内领先水平。

摘要：通过对某压气机平面叶栅进行CFD数值模拟计算,将计算结果与实验数据进行了对比分析,结果表明:在气流来流马赫数M<0.7时,计算叶栅总压损失系数与实验叶栅总压损失系数偏差Δw<0.8%,气流转折角偏差Δδ<2.4o,与实验结果符合较好,说明用数值模拟计算辅助压气机平面叶栅设计的方法有效、可行。并用此方法对不同稠度下的叶栅流场进行了预测性的计算,得出了一个最佳的叶栅稠度,节约了大量的实验时间及费用。

摘要：为了完成哈尔滨工业大学风洞测量与控制试验系统,设计了HIT三元低速风洞的一套以计算机为中心的,基于Microsoft Visual Basic(VB)风速测量与控制系统。系统进行了硬件系统设计及软件系统设计。在提出总体的测量与控制方案的基础上,保证风速控制精度,对测控元件进行了等精度配置研究。另外在实验角度控制上提出了高精度的控制方案。通过VB程序代码实现了控制软件。经调试后达到了系统控制精度要求,该系统具有较强的实用性。

摘要：DFD风洞测控和数据采集处理系统以工业控制计算机为核心,通过PCL-818A/D数据采集卡完成试验数据采集、反馈信息入口和控制指令出口,实时进行实验条件监测。系统软件采用VB6.0编制,实现了风洞风速闭环控制、模型姿态处理调整、流场品质测量及全机模型低速风洞实验等。该系统造价低,操作界面友好,使用维护方便,具有很好的实用性。