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World File Search System压力分布
主题索引 - ASTM 国际
疲劳寿命预测，178 疲劳极限，101 疲劳特性，8 蒸汽轮机钢，210 断裂力学，60，101，129，153 频率，13 微动，机械部件，190 微动桥，接触压力分布，85 微动腐蚀，23 球墨铸铁和钢的疲劳强度，178 高强度低合金钢，217 微动装置，13 微动疲劳，33 铝导体钢增强电导体，231 碳纤维增强环氧层压板，243 接触压力分布，85 腐蚀作用，217 具有明确定义特性的实验，69 微动图和，49 历史，8 机制，23 发电行业，153 强度改进模型分析，101 变量，60 微动疲劳损伤表征技术，170 成核，23 微动疲劳试验方法评估，33概念框架，1现行实践，263
用于可视化管道流线和喷嘴/扩散器边界层分离的简单教学风洞装置
用于可视化管道流线和喷嘴/扩散器边界层分离的简单教学风洞装置 摘要 风洞测试长期以来一直是许多流体力学和空气动力学入门课程的重要组成部分。使用标准电子或机械平衡硬件可以轻松演示与各种气动形状上的阻力形成相关的粘性和压力阻力的基本物理机制。在小比例模型上对升力、阻力、俯仰力矩和压力分布的实验测量同样在支持此类入门课程中的基本流体力学理论方面发挥着重要作用。了解这些物理特性对于汽车空气动力学设计、最大限度地提高燃油经济性以及教授应用于飞机的空气动力学设计基本原理都非常重要。除了更常见的使用风洞作为研究尾翼安装测试模型的空气动力学的工具之外，风洞作为一个整体还提供了展示流体力学的几个重要原理以及将这些原理应用于工程设计的方法。风洞最近的一个应用是对整个风洞进行压力分布测量，以展示理想的无粘性流体流动行为，以及说明各种机械能源的相对重要性。
机翼上压力分布的测量...
5 飞行调查................................................................................................................86 5.1 试飞描述...............................................................................................................86 5.2 传感器模块的初始连接...............................................................................................88 5.2.1 结果.........................................................................................................................................88 5.2.2 讨论.........................................................................................................................................89 5.3 稳态结果.........................................................................................................................93 5.3.1 压力分布.........................................................................................................................93 5.3.2 稳态力系数....................................................................................................................96 5.4 稳态力和力矩系数的讨论.........................................................................................99 5.4.1 流动分离.............................................................................................................................100 5.5 短周期俯仰振荡.....................................................................................................106 5.5.1 结果.............................................................................................................................106 5.5.2 讨论.............................................................................................................................108 5.6结论................................................................................................................112
大峡谷和科罗拉多河下游的参考书目
____________________________________________________________________________________________ 1920 18.1570 飞行颠簸。《插图世界》，33(5)（七月/八月）：858-859。[参见第 859 页：“往返太平洋海岸的 De Haviland 中队的飞行指挥官 R. O. Searles 中尉表示，1919 年 2 月 24 日和 26 日，飞机无法进入大峡谷，但 25 日很容易进入。对此的解释是大气压力分布产生了影响。”（整个注释）]
空气风洞测试的测试程序...
1.1 本规程涵盖了确定透气、刚性、不连续屋顶系统的风特性的程序。此处的测试程序提供了在不同风速下，在由木板、底层和透气、刚性、不连续屋顶系统组成的测试样本中，仪表组件的顶部和底部表面上的压力分布。此处的计算确定了仪表组件顶部和底部表面上的压力系数 (CP )、升力系数 (CL )、力矩系数 (C Ma ) 和气动乘数 (1)。
埃菲尔（开放式）亚音速风洞建模与风流分析
摘要 - 风洞 (WT) 是一种人工产生相对于静止物体的气流并测量空气动力和压力分布的装置，模拟实际情况，其重要方面是准确模拟流体流动的全部复杂性。本研究的目的是设计一个小型、开路（也称为埃菲尔型）和亚音速（低速）风洞 (WT) 的三维几何形状，能够展示或充当航空力学研究的重要工具。该项目和制造本身是一项繁重的任务，其焦点/中心主题是描绘/描述风洞组件，例如测试部分、收缩锥、扩散器、驱动系统和沉降室。本文还描述了 WT 的历史、类型、重要性和应用，旨在作为解剖/详细分析。引用了大量有关 CFD（计算流体动力学）的信息，这是一门研究如何通过求解数学方程来预测流体流动、传热、化学反应和其他现象的科学，并将其与湍流模型结合使用，以获得正确和理想的 Open WT，并验证流体流动的性能。通过分析风洞中的速度分布模式、压力分布和流体湍流强度来进行 CFD。CFD 可以洞察使用流量台架测试无法捕捉到的微小流动细节。还讨论了所采用的设计、预示流体流动的数学、遵循的指导方针、获得的结果和进一步的范围。
通过风洞测试优化空气动力学设计...
(1) 摩托车测量方法及风洞假人开发 摩托车与汽车不同，风会直接吹向骑手，因此骑手是影响气动性能的空气动力学部件。因此，我们让真人骑手骑上摩托车进行风洞测试，并在 180 公里/小时的风速下进行测量。但是，由于使用横移装置测量风速和压力分布的时间很长，骑手很难保持固定位置。而激光测量出于安全考虑，不允许在车上有骑手的情况下进行测量。因此，我们开发了风洞假人，并将其用于实际骑手难以进行的测量（图 3）。
墨西哥风洞测量分析...的最终报告
高质量测量的可用性被认为是了解模型不确定性以及验证和改进气动风力涡轮机模型的最重要先决条件。然而，传统的风力涡轮机实验程序通常不能为此提供足够的信息，因为它们只测量集成的总（叶片或转子）负载。这些负载由气动和质量诱导分量组成，它们在一定的翼展长度上集成。在 80 年代末和 90 年代，人们意识到需要更直接的气动信息来改进气动建模。为此，一些研究所启动了实验计划，测量压力分布以及由此产生的不同径向位置的法向和切向力。在 IEA Wind 的支持下，许多这些测量结果被存储在任务 14 的数据库中
空气动力学和推进实验室手册 b. tech (iii ...
皮托管：提供普朗特皮托管来测量气流速度。翼型：翼型是二维体，流线型，因此分离仅发生在体部的极端范围内。翼型模型符合 NACA 0018 轴向弦长 16 厘米和 29 厘米，具有 12 个参数攻丝，用于压力分布研究。分离点靠近后缘，产生的工作宽度较小，从而提供低阻力。阻力系数：由于体后方出现尾流，并且流动与上表面分离，因此阻力系数在低角度时较小。翼型由干燥的柚木制成，可长期使用。
风洞实验程序
c) 计算每个速度下通过四分之一弦点的俯仰力矩与攻角的关系，并将结果显示在表格中。5. a)。以 20、35 和 50 米/秒的空速运行风洞，并在攻角为 0°、4°、8°、12° 和 16° 时获取垂直安装的压力翼尾流中的尾流压力测量值。每次设置数据之前，务必检查机翼和皮托管的零速度压力测量值。您需要测量并校正零速度时压力传感器中的任何偏移。注意：在较小的攻角值（即最多约 8 度）下，可用的耙子可以充分覆盖整个尾流场。但是，在较高的攻角下，耙子可能无法完全覆盖尾流。为了正确测量这些极端值的尾流场，您需要将耙子移到机翼上方和下方。有关最高攻角尾流场测量设置的帮助，请咨询助教、教授或技术员）b) 绘制标准化尾流测量压力分布 q / q ∞ 与三种不同速度下每个攻角的尾流距离的关系。c) 通过对每个攻角和三个速度的尾流压力分布进行积分，用动量法计算翼型的阻力系数。绘制实验中使用的每个流速的阻力系数与攻角的关系，并将此结果与上面第 3 部分计算出的阻力进行比较。确保对两个不同阻力估计值中的任何差异或差异进行评论。6.确定雷诺数对升力、阻力和 1/4 弦俯仰力矩系数的影响。（绘制压力翼测量的升力和俯仰力矩系数，以及尾流测量的阻力系数与所有可用攻角的雷诺数的关系。）