动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件,经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动,具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验,风速范围30~60 m/s,迎角范围-36°~36°,侧滑角范围-40°~40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验,结果表明该系统获得的动导数数据规律合理,数据精度在3%以内,可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。

介绍了浙江大学新建的一座用于小型鸟类及昆虫飞行及气动特性研究的风洞。该风洞采用了回流式布局、10层阻尼网及收缩比为14.8的设计方式,实验段风速可从0~20 m/s连续调节。整个风洞系统可以实现倾斜,气流倾斜角由下冲角8°至爬升角8°,角度调整间隔0.1°,实现飞行生物相对静止飞行(体轴系不变)的同时改变飞行迎角姿态(风轴系改变),开展飞行生物在起飞、降落、爬升及俯冲等状态下开展气动及流场可视化测量。利用激光多普勒测速仪开展流场校测:来流15 m/s条件下,截面动压稳定场系数低于0.5%;实验段中心区湍流度在闭口条件下低于0.05%;在实验段出口布置安全网,湍流度变为0.5%。

目前气象系统检定轻便三杯风速表是依据JJG431—1986检定规程实施的，其配套的检定没备为天津气象海洋仪器厂生产的DJM13型闭口直流式小型风洞。由于气象事业的发展，气象系统承担社会上各类风仪的测试越来越多，检定任务日益增加。1995年，浙江省气象检定所由国家气象局配置了由鞍山光学仪表厂制造的DZS—盛春荠型低速风洞，更新了原设备，将测量范围由（0．5～30）m/s扩展为（0．1～30）m/s，并且风洞口径、长度扩大了数倍。

为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL 8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根三种进气形式的进气道模型风洞试验对新研制的进气道试验设备和相关试验技术进行了验证。试验结果表明在零速度和大迎角、大侧滑(α=60°,β=20°)低速来流下,利用多喷嘴引射器引射可以很好地实现各种进气道模型内流场的模拟,保证进气道工作线与发动机工作线相交。

风洞在空气动力研究中是常用、高效的设备。通过对国内外先进常规低速风洞的研究,本文设计了一座试验段尺寸为400 mm(宽)×300 mm(高)×700 mm(长),最大风速为34 m/s的常规直流式低速风洞。设计过程中,完成了常规直流式低速风洞试验段、收缩段、稳定段、扩散段以及风扇段的气动设计。风洞建成后,配合其他专业设备,就能够进行航空类专业的空气动力学和流体力学等课程的实验教学。

为提高低速风洞的最大风速，根本的措施是设计高转速大功率的风扇系统。

8m×6m风洞是亚洲最大的低速风洞,为了不断满足国民经济发展对风洞试验的要求,为了解决本身存在的问题,8m×6m风洞运行20年来首次进行了大规模技术改造.采用了自行研制和引进改进相结合的方式,圆满地完成了改造,使该风洞的试验能力提高到了一个新的水平.

为了满足型号设计的需要,掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性,对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究.详细说明了两种测试方法的原理、测试量之间的比较、测试结果的分析.两种方案均在北京空气动力研究所(BIA)的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较,测试结果表明两种方法均成熟可靠,可以用于战术导弹的实际设计中.

采用七孔探针在低速风洞中对双三角翼截面和尾流进行流场测量,并进行翼表面测压试验,研究了75°/45°双三角翼在中等迎角到大迎角下的旋涡特性.试验表明,用七孔探针测量空间流场,结果准确可靠.75°/45°双三角翼的流态特点是,由于内翼涡对外翼涡的诱导作用,使外翼涡趋于稳定,在一定迎角下,两涡发生绕合与合并,随迎角增加,合并涡破裂点前移.

为定量分析低速风洞试验的安全风险,针对低速风洞试验安全评估样本量不足的实际,借鉴肯特指数法在管道风险评估的成功应用,结合低速风洞试验运行实际,通过改进风险评价模型、拟定风险指数评分原则和风险接受准则,建立了以肯特指数法为基础的低速风洞试验安全评估方法,并利用该方法对三个典型低速风洞试验项目进行了实例验证。验证表明,基于肯特指数法的低速风洞试验风险分析方法,能够通过定量分析的办法较好地评价出试验风险发生的可能性,为低速风洞试验安全控制水平的提高提供了技术支撑。