摘要：由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。

摘要：飞机载荷设计中会涉及求解大量不同攻角和襟翼偏度的机翼气动压力分布,而风洞测压试验所测得的压力分布是有限的,如何选择一种合适的插值算法求出载荷设计中所需攻角和偏度的压力分布,是飞机气动载荷设计中的重要环节。采用样条曲面系数插值法,通过构造机翼压力分布的样条曲面函数,得到两种攻角和偏度情况下的压力曲面,进而插值出在两种攻角和偏度之间的任意一种攻角和偏度的压力曲面。将插值得到的压力数值和试验数据进行相似性对比分析发现:插值和试验值的相似系数较高与试验数据吻合度好。

摘要：介绍了一种用于塑性管材在进行测压试验时的排气式管端堵头的设计方法。这种堵头的特点是先排气后密封。在设计中运用了快换接头,整个堵头具有使用方便、排气彻底、密封牢固的效果。

摘要：乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°-、2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。

摘要：为研究龙卷风作用下双坡屋面的风压分布,根据龙卷风的风场特点,设计了用于建筑风工程的多变量可调节龙卷风塔,并进行双坡屋面刚性模型的风塔测压试验。龙卷风塔可调节塔体高度、导流板的方向角、导流板的高度,可以模拟类似龙卷风的涡旋风场。对龙卷风塔的气动测试表明:风场的风速分布、风压分布及总气压降和兰金涡流模型理论结果吻合良好,龙卷风塔的设计是可行的,可用于龙卷风荷载的相关研究。采用刚性模型的风塔测压试验,研究双坡屋面的风压分布,为了使研究成果具有代表性,针对3种典型的屋面坡角(15°,30°和60°)制作刚性屋面模型。试验结果表明:建筑物位于龙卷风中心(r=0.0R m,r为建筑物距风场中心距离,R m为最大旋转风速半径)时,屋面风荷载为吸力,且呈中心对称分布;建筑物位于r=1.0R m时,屋面的吸力更大,且迎风面和背风面呈现出明显的区别;建筑物位于r=3.0R m时,屋面的吸力均远小于前两种工况。

摘要：首先概述了某超大型冷却塔群塔内外表面测压风洞试验结果,结合表面压力极值分布关系、多塔比例系数和风振系数描述了冷却塔等效风荷载作用特点。采用有限元计算方法,分析了冷却塔在重现期设计风速作用下内力及变形分布,验算了冷却塔筒体局部弹性稳定性。考虑冷却塔混凝土材料及几何非线性,初步探讨了冷却塔在静风荷载作用下的极限承载力。分析过程着重比较了内压效应、外表面极值荷载分布模式、端部效应、风剖面幂指数、多塔干扰效应对于冷却塔的影响。

摘要：对上海科技馆主楼模型测压风洞试验进行了简要介绍 ,对试验结果进行了分析。

摘要：文中对发动机/机身一体化乘波体外形的气动特性,采用SST湍流模型求解N-S方程进行了数值计算,并在FD-07风洞中进行了详细的测压试验验证。试验和计算的状态有Ma=6,α=-2°,0°,2°,4°,6°。结果表明:在计算状态下,计算与试验吻合良好,飞行器前体达到预压缩设计要求,进气道入口流动均匀,后体膨胀效果明显,并且保持了良好的气动特性。

摘要：沙溪口大坝自首次蓄水以来,19号坝段基础排水孔的排水量较其他坝段大,占溢流坝段坝基总排水量的50%左右。通过分析基础渗流监测资料,复查基础水文地质和工程地质条件,初步分析探讨了渗漏成因,并提出采用现场钻孔、测压、连通性等试验进一步验证。根据试验成果查明了基础排水孔水量大的原因,提出了合理的处理意见。

摘要：增升装置是机翼上用来改善气流状态和增加升力的一套活动面板,可在飞机起飞、着陆和低速机动飞行时增加机翼剖面弯曲度和有效迎角,因此对提升大型民用飞机的起飞和降落等低速性能,包括进场姿态有着决定性的影响。飞机在起降中一般要求尽量减小飞行速度和缩短滑行距离,同时要达到比较大的升力系数,这就意味着增升装置此时也具有较大的偏度,作用在上面的载荷也会比较大。因此,大型民用飞机增升装置的载荷计算是其设计工作中的重中之重,在民用飞机载荷设计过程中有非常重要的意义。主要介绍了民用飞机增升装置载荷的计算原理及设计方法,给出了一套襟缝翼气动和惯性载荷的工程算法。