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风洞测试：概述 - BLWTL
本文件概述了西安大略大学边界层风洞实验室 (BLWTL) 进行的常见风洞测试。它还详细介绍了用于分析这些测试数据的一些技术。由于它是一份概述，它将涵盖一些未针对特定项目执行的测试和分析。除了第 2 节和附录 A 和 B 中讨论的风气候建模以及附录 D 和 E 中讨论的预测方法外，各种测试和分析方法是独立的，读者可以跳过不相关的部分。此外，本报告绝不试图涵盖实验室执行的所有类型的测试和分析。不寻常的测试在采用它们的项目的单独报告中介绍。
ENBC-生物计算工程
ENBC342 计算流体动力学和质量传递 (3 学分) 流体力学的原理和应用，重点关注生物工程主题。内容包括质量、动量和能量守恒，以及这些基本关系在流体静力学、控制体积分析、内部和外部流动以及边界层中的应用。应用于生物和生物工程问题，如组织工程、生物加工、成像和药物输送。先决条件：ENBC341 的最低成绩为 C-；BIOE241 的最低成绩为 C- 或 Matlab 的先前学习获得批准；并且必须获得最低 C- 成绩或同时就读 ENBC331。限制：ENGR-Fischell 生物工程系的许可；并且必须是生物计算工程专业的学生。仅授予以下学分：BIOE331 或 ENBC342。
使用机载微波折射仪在印度进行高分辨率无线电折射率研究
为了将以前未开发的电磁波谱部分用于丰富的复杂新服务（通信），需要在对流层中测量无线电折射率的微小变化。关于地球大气边界层（与大陆和海洋直接热接触和摩擦接触的空气）无线电折射率精细结构的高分辨率信息可用于许多应用，例如航天器跟踪、卫星导航、无线电干涉测量、遥感等。最新的发展使得我们能够通过现场和遥感技术在所有重要的空间和时间尺度上研究大气的这一区域。由于传统气象系统（如无线电探空仪、投投探空仪等）的内在缺陷，无线电折射率的大多数急剧梯度都被消除了。机载微波折射仪是一种非常精密的仪器，可以近乎实时地提供无线电折射率的精细结构信息数据。它的垂直高度分辨率约为一米或更低。它是唯一适合获取亚折射和超折射以及管道发生统计数据的仪器，可用于无线电和雷达操作的实时评估。该折射仪有助于了解热带边界层的微物理特性以及设计厘米波和毫米波无线电系统。该地区的物理特性是非平稳的，因为该地区的特点是存在温度和湿度逆变，这会导致无线电折射率以层的形式出现严重的不均匀性。这种高分辨率无线电气候信息在印度几乎不存在。为了收集此类信息，本文作者开发了一种机载微波折射仪（Sarma 等人，1975 年），并在后来几年考虑到工程和航空电子方面改进了设计，并于 1983 年、1985 年和 1988 年进行了飞行测试。
无人机充气机翼的设计和评估
通过实验室、风洞和飞行测试研究了充气机翼的性能。研究了三种翼型，一种是充气式刚性机翼，一种是充气式聚氨酯机翼，一种是带聚氨酯囊的织物机翼约束装置。本研究开发和使用的充气机翼具有独特的外翼型轮廓。翼型表面由一系列弦向“凸起”组成。凸起或“表面扰动”对机翼性能的影响令人担忧，并通过烟线流动可视化进行了研究。进行了空气动力学测量和预测，以确定机翼在不同弦向雷诺数和攻角下的性能。研究发现，充气式挡板会将湍流引入自由流边界层，从而延迟分离并提高性能。
激光束在大气中传播的波前像差
用于定向能和自由空间光通信应用的激光束在通过大气传播时可能会因光学湍流而严重扭曲。这些扭曲主要源于大气边界层，该边界层通常延伸至约 2 公里高，包含大气质量的 75%。其影响包括光束偏移、光束增宽和辐照度波动。自适应光学技术的使用可以减轻湍流的影响，此类系统在天文应用中广为人知，但在定向能应用中的实现和性能仍然不太为人所知。任何自适应光学系统的目标都是通过使用波前传感器测量误差、计算适当的校正并将此校正应用于可变形镜来消除光路变化导致的光波前扭曲。为了满足时间带宽要求，该反馈回路每秒执行数百次。要确定自适应光学系统的特性，必须模拟大气湍流对波前的影响。激光系统性能的评估取决于传播预测代码中使用的大气模型的精度。经过几十年的研究，一些分析理论例如几何光学 1 、Rytov方法和马尔可夫近似 2-4 已经发展起来，用于计算激光束传播的特性。但这些方法在某些条件下是近似的，因此它们的适用性有限，并且闪烁统计数据的理论计算非常困难，特别是当强度波动变大时。因此，开发了数值方法来更真实地表示大气湍流对激光束传播的影响。这些方法被称为光束传播方法 5 。这些方法的其他名称是分步傅里叶技术 6 和随机相位屏方法 7,8 。这里我们介绍激光束传播代码 LAtmoSim，它使我们能够评估大气对激光束波前的影响，并通过使用上述方法确定 AO 系统的设计参数。在本文中，我们还介绍了预测大气湍流强度的工作成果。光学湍流强度的定量测量称为折射率结构参数 C n
2050 年可行航空运输系统的研究路径 - Onera
由于这种设计效率的提高，混合翼体 (BWB) 等替代概念也有一定作用，它是旧式“飞翼”升力体的演变。人工稳定（计算机化飞行控制）的发展消除了这种配置的主要缺点，即难以兼顾可控性和性能。这甚至更加适用，因为边界层空气控制装置现在能够产生额外的升力，同时减少空气动力学损失。结果是，我们将能够利用这一概念的优势，特别是在不降低效率的情况下提高运载能力。因此，我们可以通过广泛使用具有高比强度的复合材料来设计具有合理外部尺寸的大容量飞机。现在，我们可以完全控制这些部分可回收材料的设计和资质，以及由于集成的健康监测系统而导致的它们随时间的推移的行为。
评估推进器机械流功率...
本文介绍了一种评估推进器机械流功率的方法，该方法基于 1:11 比例的边界层吸入 (BLI) 飞机电动风洞模型。使用完整的飞机气动配置无法直接现场测量机械流功率，而机械流功率是 BLI 飞机性能的一个关键指标。因此，必须通过两组支持实验将测量的电功率转换为流功率。第一组实验是在小型风洞中使用推进器进行的流功率测量，该风洞复制了动力风洞测试的来流条件。第二组是电机校准实验，可以分别确定电机损耗和气动效率，从而深入了解电机和推进器的气动工作点。使用这种组合方法，电力测量结果被转换为机械流功率，实验不确定度小于 1%。
低速风洞 - 洛克希德·马丁
墙壁和天花板上覆盖有隔音板。试验段地板由木板组成，上面覆盖有 Mezz-Tread 胶合板。图 5 显示了通过两个试验段向下游看的视图。每个试验段的屋顶和地板都是平行的，而侧壁略微发散以解释边界层的增长。两个试验段都没有角圆角。低速试验段在侧壁的下游端有全高槽，以使使用中的试验段与大气压力隔离。空载试验段速度范围在 V/STOL 段为 20 到 150 英尺（6 到 45 米）每秒，在低速段为 40 到 300 英尺（12 到 90 米）每秒。这些对应于 V/STOL 段的动态压力范围为 0.5 到 26 磅/平方英尺（25 到 1250 帕斯卡），低速段的动态压力范围为 2 到 105 磅/平方英尺（100 到 5000 帕斯卡）。