本文介绍了声学聚焦镜在整车风洞内汽车车外风噪声测量中的应用。声学聚焦镜能以较高的精度测量不同风速下的车外噪声分布 ,辩识主要噪声源区。本文还介绍了风洞内气流对声学聚焦镜空间分辨率及增益的影响。

本文根据JJG1059-1999<测量不确定度评定与表示>,给出了皮托管配合数字式压敏微差压计进行风洞内风速测量的不确定度分析与评定方法.

风洞是进行空气动力学研究与飞行器研制的最基本的实验设备，在风洞中进行尾翼展开部件测力实验是导弹风洞实验的一个重要部分，为型号设计提供可靠的气动数据。风洞测力实验是风洞中最基本的实验，而风洞天平是实验中最基本的装置。本文介绍了尾翼展开部件测力实验的小量程天平的研制，主要包括天平结构、量程、组桥方式及静校方法和校准公式；并介绍了实验采用的风洞和实验模型。经过试吹风检验和实验结果分析表明，实验数据合理可靠、对称性和重复性都较好，设计的天平符合要求，采用的组桥方式也是新颖独特，试验委托单位对最后的实验结果和试验效率作出了高度评价，满足了该型号的实验要求。

文中介绍了在数学软件MathCAD 2000平台上,应用“正交计算设计方法”开展风洞应变天平优化设计研究的情况.给出了川型五分量天平元件优化设计数学模型,取得了理想的优化设计结果.

噪声是影响飞机飞行性能和乘客乘坐舒适性的重要因素,在飞机设计过程中具有重要地位。本文通过建立猫头鹰翅膀简化翼型数学模型来探究猫头鹰翼型的降噪效果和气动声学特性。采用三维建模与3D打印的方法分别制作了NACA-0012翼型和猫头鹰翼型模型,在北航D5风洞中测试了猫头鹰翼型与NACA-0012翼型在不同迎角、不同风速下所产生的噪声,并进行了分析。发现在小雷诺数情况下(v≤25m/s)、0°迎角时,NACA0012翼型因尾缘分离与TS波失稳耦合作用产生了纯音,纯音频率随风速的增加向高频移动;相比于NACA0012翼型,猫头鹰翼型在各个工况下远场噪声声压级远远小于NACA0012翼型的远场噪声声压级,起到了显著的降噪作用。

出于可重复性考虑，车辆空气动力学和气动声学的研发工作主要在风洞中稳态流动条件下进行，然而在真实路况下车辆经受着非稳态湍流，这是由比如侧风阵风、路边障碍物与稳定侧风的组合影响或前方行驶的车辆所引起的.为了能够以可重复再现的方式来模拟该路面场景，开发了一套主动湍流发生器系统FKFS swing?，并运用于斯图加特大学的全尺寸气动声学风洞中，风洞由FKFS运营.该系统由垂直跨越风洞喷口的8个翼型组成，能够以高达10 Hz的频率动态改变流动角度.先前的研究表明，开口射流对主动偏转的动态响应改变了由位置和频率变化所产生的流动角度.一种用于量化该特性的方法被提出并运用于斯特劳哈尔数高达0.45的情况.本研究中，该方法被用于分析更高斯特劳哈尔数至1.2情况下的动态响应，这与非稳态气动声学相关.结果表明，在更高的斯特劳...

声学风洞开口实验段的剪切层形态对气动噪声测量及声源定位有重要影响。以平行剪切层和扩张剪切层为对象研究了剪切层的厚度、扩张角、强度等因素对声波穿过剪切层传播规律以及声源定位的影响。剪切层的流场采用自相似的速度分布来构造，声传播模拟采用带源项的线化欧拉方程，声源定位使用基于Amiet理论的波束成形技术。研究结果表明:采用高精度的数值方法可以很好模拟声波穿过剪切层产生的折射、反射等现象;剪切层厚度、扩张角和强度等的变化对使用简化对流波动方程预测的垂直入射区影响较小，对上/下游区域影响较大，这主要体现在剪切层的存在改变了声传播的相位;剪切层厚度、扩张角和强度的增加，造成声波穿过有/无厚度剪切层的声场差别增大、基于Amiet理论定位的声源相对实际声源的位置偏移量增大。

介绍了采用CFD模拟再现用于研究侧风场景典型风洞试验的工作进展。对非结构网格进行了RANS，对笛卡尔网格进行了LES，并研究了各种方法的适用性。

收缩段是风洞系统中的重要组成部分,其壳体刚度会影响气流收缩曲面精度,进而对试验精确性产生影响。以大型超声速风洞收缩段作为研究对象,根据气动要求选取类球形承压壳体,对其进行结构分析,验证了类球形收缩段壳体的强度、刚度及支座承载能力,对类似结构收缩段分析提供了参考。

流体力学涉及到的抽象概念较多，教师在讲授该课程及学生学习时难度较大。为此建立了一种集图表、2D动画和3D虚拟仪器为一体的动态交互性流体力学虚拟实验室模型，其特点是具有较强现场临场感的实验环境，拓展真实实验范围，以成熟的理论知识和现有实验成果为仿真依据，实验信息形象化。其复杂的3D实体模型应用构造实体几何法进行构造。以风洞实验为例，讨论了虚拟实验室模型的应用，在该实验中可以进行多种机翼和典型物块的仿真实验，以表格、图形等形式展示输出结果，学生还可以演示风洞中的2D流线动画，用键盘、鼠标操作3D虚拟仪器。该虚拟实验室有利于加强学生对流体力学复杂概念的理解及学习兴趣。