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World File Search System风洞试验
风洞试验和风致振动...
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究主要针对风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建了具有不同网格尺寸和形状的网面球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行了比较。提出了一种新的非均匀分布抽头处理方法。不同的处理方法导致具有不同物理含义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其称为模态-荷载-相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义是结构响应的空间分布。其优点是它只考虑运动方程中的已知变量，而不需要任何准静态或动态假设。最后，给出了该矩阵在背景响应中的应用。
高层建筑的风洞试验
本指南的主要目的是为设计专业人员提供风洞测试过程的概述。这些知识应该可以让读者在整个设计过程中向风工程顾问提出正确的问题。本指南并非风洞测试技术复杂性的深入指南，因为这些技术复杂性已在其他一些出版物中介绍过。然而，本指南确实介绍了一个以前未曾涉及但设计界需要的主题：一种呈现风洞结果的方法，以便直接比较不同风洞实验室的结果。风工程专家提供的风荷载对许多高层建筑的建设成本有重大影响。不同实验室进行的平行风洞测试越来越频繁，无论是作为同行评审过程的一部分，还是作为减少设计荷载的更直接的尝试。不同风工程顾问提供的荷载从来都不相同，有时可能会有显著差异。这里提出的框架专门用于促进结果的比较以及识别任何差异的来源。
低速风洞试验控制系统研究
校对测量，风洞试验中的动态试验。常规试验中的测量参数有平衡信号、升力、阻力、侧向力、偏航力矩、俯仰力矩、操纵面的各种铰力矩。平衡室压力、平衡室温度、模型底部压力、风洞总压、静压、总温、迎角：大概有十几个到二十几个参数。模型表面压力测量参数有几十个点到几个干点。风洞压力测量参数有几十个点到几百个规模。动态试验参数有脉动压力和各种交变振动信号。一般有十几个点到几十个点。 C 风洞测量原则 风洞实验数据质量的高低是通过实验数据不确定度大小的多少来评定的，数据不确定性的评定是整个风洞实验的关键我们在设计一个试验研究的过程，给出了风洞实验的研究流程以及影响实验数据不确定度的因素，做了以下工作： (1)风洞实验的目的和实验数据的不确定度分析，同时提出，在进行实验设计的同时，对实验数据的不确定度进行估计； (2)实验数据的不确定度分析贯穿于实验的整个过程； (3)实验数据的质量对于风洞实验具有“一票否决权”； (4)实验数据的不确定性分析与估计是实验报告的重要组成部分； (5)实验设计和测试系统的可靠性是保证实验数据质量的关键方面； (6)没有考虑空气的压缩性； (7)考虑了空气的压缩性。
风洞试验中RPT侵入研究...
摘要：快速成型技术 (RPT) 是一种可行的替代生产方法，通过创建要构建产品的数学 (CAD) 模型，制造业可以减少时间和成本。本综述的主要目的是为研究人员提供一个平台，让他们了解哪些快速成型材料和工艺足以构建风洞模型，以及这些模型是否满足亚音速测试的结构要求，同时仍具有以低预算生成用于教育目的 (初步设计研究) 的精确空气动力学数据所需的高保真度。随后，本文讨论了航空航天工业中快速成型的时间缩短和成本效益。关键词：航空航天、成本效益、时间缩短、快速成型技术、RPT 模型和风洞测试。
风洞试验检验防冻液 - RHEA 集团
本报告内容反映 APS Aviation Inc. 的观点，不一定代表加拿大交通部交通发展中心的官方观点或意见。交通发展中心不认可任何产品或制造商。贸易或制造商名称出现在本报告中仅仅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，工商管理硕士 日期 项目负责人 审核人：___________________________________________________ John D’Avirro，工程师，PBDM 日期 项目经理 批准人：** ___________________________________________________ John Detombe 日期 总工程师 ADGA Group Consultant Inc. 在材料表之前找到了一份法语报告。
风洞试验中RPT侵入研究...
摘要：快速成型技术 (RPT) 是一种可行的替代生产方法，通过创建要构建产品的数学 (CAD) 模型，制造业可以减少时间和成本。本综述的主要目的是为研究人员提供一个平台，让他们了解哪些快速成型材料和工艺足以构建风洞模型，以及这些模型是否满足亚音速测试的结构要求，同时仍具有以低预算生成用于教育目的 (初步设计研究) 的精确空气动力学数据所需的高保真度。随后，本文讨论了航空航天工业中快速成型的时间缩短和成本效益。关键词：航空航天、成本效益、时间缩短、快速成型技术、RPT 模型和风洞测试。
耐力运行速度下的牵引风洞试验 - IIETA
本研究的目的是调查和量化在长距离耐力跑步中起搏器牵伸产生的空气动力学优势、生理和性能优势。实验测试是在风洞中进行的，两名跑步者在亚最大努力下以 4.72 米/秒的速度在相同的空气速度下进行了五分钟的跑步机跑步测试。通过比较有和没有牵伸的生理参数，获得了由于起搏器效应而导致的降低。使用 CFD 模拟来分析在风速为 4.72 米/秒时有和没有牵伸的空气动力学效应，即阻力和阻力系数。结果表明，与基线（单独跑步）相比，牵伸位置的阻力（-9.73%）和阻力系数（-9.73%）均有所下降。空气阻力的减少还会导致以下生理参数的降低，实验测试检测到：耗氧量（-5.46%）、代谢能力（-5.48%）、能量成本（-7.31%）、产生的二氧化碳（-7.40%）、每分钟通气量（-5.44%）、心率（-0.60%）、血乳酸浓度（-16.66%）、RPE（-13.89%）。结果表明，牵引对空气动力学参数有显著影响，但也对高度和中度训练的运动员的生理和表现变量有显著影响。
大跨度输电塔气动弹性模型风洞试验
摘要：采用有限元法对某大跨度输电塔进行模态分析，并采用离散刚度法建立其气动弹性模型进行风洞试验。利用视觉位移测量仪和加速度计分别测量气动弹性模型的位移和加速度，并采用有限元计算计算塔的风致响应，与风洞试验结果进行对比。计算了阵风响应因子，并与规范和其他研究的结果进行了比较。结果表明：视觉位移仪能够很好地记录风洞中模型塔的振动；塔的加速度以一阶共振响应为主，位移以背景响应为主；纵向和横向的位移和加速度相近，表明侧风和顺风向响应大小相同。考虑雷诺数修正后试验得到的塔顶位移与数值模拟结果基本一致，风洞试验得到的塔顶阵风响应因子小于规范计算值，与有限元计算值接近。
球形穹顶风洞试验及风致振动分析
摘要：在大气边界层风洞中对球形穹顶表面进行了一系列风压测量。给出了球形穹顶表面的风压分布，包括平均值和标准差。讨论了墙高跨比、矢跨比、地形类型和雷诺数对风压分布的影响。本研究侧重于风致振动分析。采用本征正交分解 (POD) 技术重建具有不同网格尺寸和形状的网状球形穹顶的风压场，并与风洞试验模型获得的结果进行比较。提出了一种非均匀分布抽头的新处理方法。不同的处理方法会导致具有不同物理意义的不同优化问题。对于风致振动分析的模态叠加分析，提出了一个新的矩阵，作者将其指定为模态载荷相关矩阵，以确定对风效应贡献最大的特殊模态。该模态对背景响应贡献最大，对共振部分贡献显著。该矩阵的物理意义为结构响应的空间分布，其优点是只考虑运动方程中已知的变量，不需要任何准静态或动态假设，最后给出了该矩阵在背景响应中的应用。
高温下标准模型的超音速风洞试验...
几十年来，人们一直需要进行大攻角高速风洞测试 [1]-[3]。在早期的航天计划中，以及在航天飞机轨道器的研发中，这种能力对于载人太空舱大气再入测试是必不可少的，例如，航天飞机轨道器以 25 马赫和约 40º 的攻角开始大气再入，仅在 4 马赫以下攻角才会降至 20 ° 以下 [4][5]。此外，现代导弹经常在超音速大攻角条件下机动，因此在研发过程中需要对其空气动力学特性进行适当的实验验证。最近开发的许多具有返飞能力的可重复使用运载火箭概念也强调了对超音速大攻角风洞测试的持续需求。人们已经对大攻角空气动力学进行了大量的理论和实验工作 [5]-[8]。此外，工程级预测代码也已扩展，以涵盖高攻角条件 [9]。另一个需要进行高攻角超音速风洞测试的领域是计算流体力学 (CFD)。许多处理高攻角空气动力学的代码正在开发中，主要是为了支持航天飞机、再入舱和类似飞行器的开发。开发人员承认，高攻角空气动力学带来了许多挑战 [10]-[12]。用作这些代码测试用例的实验数据将