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World File Search System风洞
迈向风洞方法的标准
摘要 本文件旨在为执业工程师和建筑规范官员提供技术资源，该资源 (i) 描述了在模拟自然风的流动中测试建筑物和其他结构的现行做法，(ii) 为讨论这些做法所需的改进提供了基础。需要进行改进，因为正如最近的研究表明，(i) 风洞测试可能根据进行测试的风洞实验室产生截然不同的结果，以及 (ii) 基于记录不足或不充分的风洞测试的风荷载标准规定可能会出现严重错误。本报告概述了 ASCE 7 标准的传统（即分析和简化）方法中固有的风效应估计过程的主要要素。概述的结构清晰，清楚地确立了这些要素及其相关学科（微气象学、空气动力学、统计学、风气候学、结构可靠性）与工程设计的相关性。然后使用为该概述开发的结构来讨论风洞方法估算过程的要素，这些要素与 ASCE 7 的传统方法相似，但通常更为复杂。该报告为风洞方法的未来发展和标准化提供了建议指导。可以纳入标准规定的风效应建模和计算程序的改进可以大大有助于减少强风造成的损失以及材料和体现的能量消耗。关键词：空气动力学；建筑规范；微气象学；统计学；结构动力学；结构可靠性；风气候学；风洞；风工程。
风洞测试评估污染...
本报告的内容反映了 APS Aviation Inc. 的观点，并不一定代表加拿大运输部创新中心或共同赞助组织的官方观点或意见。加拿大运输部创新中心和共同赞助组织均不认可这些产品或制造商。贸易或制造商名称出现在本报告中只是因为它们对其目标至关重要。文件来源和批准记录 编制人：___________________________________________________ Marco Ruggi，工程师，MBA 日期 高级经理 – 结冰、技术和数字系统 审核和批准人：___________________________________________________ John D'Avirro，工程师，PBDM 日期 副总裁 – 航空服务 在材料表之前找到了一份法语报告。
台式风洞 - Omega Engineering
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风洞数据处理 - NATO STO
本文为风洞研究的数据处理系统的定义和选择问题做了序言。讨论了速度和精度施加产生的限制，以及各种测试设施和方法的特征。描述了典型的系统及其元件。其中包括一个选项卡，其中列出了多个风洞装置的数据处理系统以及现代系统的规格示例。
建筑物下洗风洞建模
AGL 地面以上高度 (m) A 校准常数 (-) B 校准常数 (-) B o 浮力比 (-) C 浓度 (ppm 或 μg/m 3 ) C o 示踪气体源强度 (ppm 或 μg/m 3 ) C max 最大测量浓度 (ppm 或 μg/m 3 ) C s 校准气体浓度 (ppm 或 μg/m 3 ) 全量程采样时间的浓度估计，t s (μg/m 3 ) C k 风洞采样时间的浓度估计，t k (μg/m 3 ) Δ 差分算子 (-) Δθ 位温差 (K) δ 边界层高度 (m) d 烟囱直径 (m) E 电压输出 (伏) Fr 弗劳德数 (-) g 重力加速度 (m/s 2 ) h 烟囱高度高于屋顶水平 (m) H 烟囱高于当地坡度的高度 (m) H t 地形高度 (m) H b 建筑物高度 (m) I s 气相色谱仪对校准气体的响应 (伏特) I bg 气相色谱仪对背景的响应 (伏特) k 冯·卡门常数 (-) L 长度尺度 (m) λ 密度比 (-) M o 动量比 (-) n 校准常数，幂律指数 (-) v 运动粘度 (m 2 /s) m 排放率 (g/s) ρ a 环境空气密度 (kg/m 3 ) ρ s 烟囱气体流出物密度 (kg/m 3 ) R 速度比 (-) R i 理查森数 (-) Re b 建筑物雷诺数 (-) Re k 粗糙度雷诺数 (-) Re s 流出物雷诺数 (-)
D3.1 – 风洞测试条件的定义
风电场的设计和控制需要考虑在研究独立机器时通常会忽略的物理现象。事实上，大气流动与风电场之间以及风力发电厂本身内部都存在复杂的相互作用。此外，还应考虑上风风力涡轮机尾流对下游机器的功率和负载产生的影响，因为尾流是风电场中涡轮机之间耦合的主要形式，其影响通常对所收获的功率和结构载荷都有害。因此，需要研究在风力涡轮机和风电场层面的适当控制措施。CL-Windcon 项目将通过将整个风电场视为一个综合的实时优化问题来解决高级建模、开环和闭环控制算法。一些开发的控制算法的有效性将通过风洞测试进行验证。事实上，通过使用复杂的主动控制缩放风力涡轮机模型，人们可以在风洞中以较低的成本和风险进行具有监督和可重复边界条件的实验。
超音速风洞的设计和鉴定...
在外部和内部空气动力学中，预测和控制边界层内的湍流发生都至关重要。1,2 数值研究在这两个领域都得到了卓有成效的应用，但实验是必不可少的，特别是当马赫数增加时。3,4 自然边界层转捩实验需要一种对转捩过程干扰尽可能小的设备。例如，在超音速马赫数下，设备不得产生强烈的压力波动，即它们的 RMS 应小于 p ∞ 的 1% 左右，5 且速度波动应受到限制。6 如果不是这样，p ′ 和 u ′ 对转捩过程的影响将阻碍将实验结果外推到实际飞行条件。 7 已经证明 7 超音速风洞试验段内压力波动的主要原因是试验段壁上的湍流边界层，它会将压力扰动辐射到测试物体上。因此，进行有意义的过渡实验的解决方案是保持这些壁上的边界层层流。也就是说，要有一个所谓的“安静的超音速风洞”。要达到这种安静程度，必须实现多个功能，通常需要进行调整、修正或改进和修改，然后才能明显发挥作用。8,9 另一方面，对于诱导边界层过渡实验，安静要求不那么严格
低速动态风洞试验分析
I.简介 HIS 论文是北大西洋公约组织 (NATO) 领导的研究系列论文之一，该系列论文探索了计算流体动力学 (CFD) 方法在稳定性和控制分析方面的能力。本文介绍了通用无人作战飞机 (UCAV) 配置的动态风洞试验。在后续出版物中，CFD 预测将与这些实验测量值进行比较。北约科学技术组织 (STO) 应用车辆技术 (AVT) 任务组 201 以前任任务组 AVT-161 1-9 的研究工作为基础。AVT-201 的另一个重点是预测偏转控制面效应。本文描述了一系列通用 UCAV 配置的风洞试验的强迫振荡实验数据，该配置具有多个后缘控制面。还收集了一组补充静态数据，并在参考文献 10 中报告。
亚音速风洞 305 毫米
该装置安装在 AF1300 风洞的控制和仪表框架上。该装置包含 32 个经过校准的压力传感器。每个传感器的输入连接均通过安装在装置前面板上的快速释放压力输入进行。这样可以轻松快速地连接装置和安装在风洞中的实验。所有压力均相对于大气压进行测量。该装置具有一个带滚动开关的一体式液晶显示屏，可随时以四个为一组查看所有 32 个通道。
风洞中阻力的测量方法
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