1) wind tunnel free flight experiment
风洞自由飞实验
1.
Our wind tunnel free flight experiment results show that this kind of shape when M=5 generates conical destabilization,and its occurrence rate reaches 100%.
但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果(M=5):会产生锥动失稳,甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100%。
2) wind tunnel free-flight
风洞自由飞
3) wind tunnel test
风洞实验
1.
Contrast study on numerical simulation of dust prevention effect of wind-break sheet and wind tunnel test;
防风板抑尘效果数值模拟与风洞实验对比研究
2.
The simulation results show that the results of wind tunnel test agree with those calculated.
采用非结构网格,对强横风下青藏线桥梁上运行的棚车气动性能进行数值模拟,并对部分数值模拟的结果进行风洞实验验证。
3.
The internal fluid field was investigated using numerical method and wind tunnel test was conducted.
应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验。
4) wind tunnel experiment
风洞实验
1.
Numerical simulation on sand fence in wind tunnel experiment;
防沙栅栏风洞实验的数值模拟
2.
Comparison and analysis of pollution modeling of a city sub-domain scale model with wind tunnel experiment;
城市街区污染散布的数值模拟与风洞实验的比较分析
3.
The numerical simulation of inside flow field and wind tunnel experiment of diffuser augmented wind turbines;
风力机扩散放大器的数值分析与风洞实验研究
5) wind-tunnel experiment
风洞实验
1.
The effects of Gurney flaps on the aerodynamic characteristics of plane-delta wing with a sweep angle of seventy degrees have been investigated through wind-tunnel experiment at a chord Reynolds number of 3.
本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对 70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响 (基于三角翼根弦长的实验雷诺数为 3。
6) wind tunnel testing
风洞实验
1.
It also introduces the major results of these schemes which were obtained from wind tunnel testing.
对国内、外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。
2.
The effect of accuracy for wind tunnel testing data on airplane performence is reyiewed briefly.
本文首先简述了风洞实验数据精确度对飞机性能的影响，然后，介绍了国内外风洞实验数据精确度标准，最后，给出了国内外风洞实验数据精确度与该标准的比较。
3.
The significance of studing the error of wind tunnel testing data is reviewed briefly.
本文首先简述了研究风洞实验数据误差的意义,然后给出系统误差、随机误差、粗差及不确定度的定义,在讲述了单点测量标准差、多点测量标准差及随机不确定度计算方法之后,介绍了系统误差的判别和风洞实验数据误差的合成,最后给出了风洞气流参数、压力系数及力系数随机误差的计算公式。
补充资料：风洞实验技术
为获得风洞实验对象的气动特性而采取的方法和手段。要确定一个飞行器的气动特性，往往要在一个或多个风洞中进行各种模拟实验，才能获得接近实际飞行时的飞行器的气动特性。这项技术主要包括风洞实验模拟、风洞校测、模型、测量显示和实验数据处理等内容。
风洞实验模拟技术 为模拟实际飞行条件而在风洞中采取的模拟措施。如捕获弹道实验模拟技术，它模拟母机投放油箱或发射导弹。利用如图所示的捕获弹道模拟装置及配置的计算机，可以迅速测出飞机和导弹的气动力、 机-弹干扰力和导弹飞行轨迹。与此类似的还有阵风、结冰、地面效应等其他实验模拟技术。
风洞校测技术 为检验风洞流场品质和测试系统而制订的校测指标和采取的校测方法及手段。风洞的指标要求实验段气流的湍流度低、轴向静压梯度小、噪声小、速度与马赫数在空间的分布均匀、流动稳定、流向与风洞轴线平行。常用的流场校测仪器有皮托管、测压排管、湍流球、热线风速仪、流向探头和测温计等。用标准模型在风洞中作测力、测压等校测实验，可以对风洞流场、模型制造和测量系统进行综合性检验。
模型技术 利用模型技术可以保证模型的设计、制造和在风洞中的安装符合模拟实验要求。模型技术包括模型设计规范、模型模拟技术、装拆技术、模型加工工艺和在风洞中的安装技术等。例如，模型模拟技术中的边界层模拟方法，即在模型表面上粘贴各类粗糙带，造成模型表面上的边界层状态与真实飞行器相应表面上的边界层近似；模型模拟技术中的局部放大方法，就是将缩尺后淹没在模型边界层里的火箭外壳上的凸起物，作几何尺寸局部放大，以测定对火箭滚转力矩的影响。模型的安装可根据实验要求选用尾支撑、侧支撑、插入支撑、张线吊挂和磁悬挂等各种形式。
测量显示技术 测量显示技术包括：①确定被测物理量和最佳的测量和显示手段；②组成合理的测量显示系统；③制定测量显示系统及其各环节的设计规范；④研究新技术用于风洞测量显示的可能性。测示系统一般由参数或图像的测取、信号调节、信号传输、数据采集、记录、显示、处理和监控等仪器设备组成。现代化的风洞实验室已将风洞运行控制、测量显示和数据处理等统一组成以计算机为中心的测量、控制、数据处理和显示的自动化系统（见风洞测量方法、流动显示方法）。
数据处理技术 风洞实验数据处理过程中所采用的技术。对风洞实验中测出的压力、力、力矩、迎角和温度等须经计算修正后才能求得相应的空气动力系数。有时还须对洞壁干扰、模型支架干扰、尺度效应、进气道通气影响、洞壁边界层等进行相应的修正，还要进行误差分析、数据筛选、平滑和规格化等处理。在数据处理系统中，除使用通用软件外，还有风洞的专用软件。在硬件方面常采用实时控制、快速处理、多数据通道和网络化等技术，经过快速预编后，由终端和打印显示设备制成数据图表。
参考书目
波普和哈珀著,彭锡铭等译：《低速风洞试验》,国防工业出版社,北京，1977。(A.Pope & J.J.Harper,Low-Speed Wind Tunnel Testing，John Wiley & Sons,New York,1966.)
博普和戈因著,邓振瀛和李廷林译:《高速风洞试验》，科学出版社,北京,1980。(A.Pope and K.L.Goin,High-Speed Wind Tunnel Testing，John Wiley & Sons,New York,1965.)
卢卡西维茨著,董兴德译：《高超音速实验方法》,国防工业出版社,北京,1980。(J.Lukasiewiez,ExperimentalMethods of Hypersonics，Marcel Dekker，New York,1973.)
风洞实验模拟技术 为模拟实际飞行条件而在风洞中采取的模拟措施。如捕获弹道实验模拟技术，它模拟母机投放油箱或发射导弹。利用如图所示的捕获弹道模拟装置及配置的计算机，可以迅速测出飞机和导弹的气动力、 机-弹干扰力和导弹飞行轨迹。与此类似的还有阵风、结冰、地面效应等其他实验模拟技术。
风洞校测技术 为检验风洞流场品质和测试系统而制订的校测指标和采取的校测方法及手段。风洞的指标要求实验段气流的湍流度低、轴向静压梯度小、噪声小、速度与马赫数在空间的分布均匀、流动稳定、流向与风洞轴线平行。常用的流场校测仪器有皮托管、测压排管、湍流球、热线风速仪、流向探头和测温计等。用标准模型在风洞中作测力、测压等校测实验，可以对风洞流场、模型制造和测量系统进行综合性检验。
模型技术 利用模型技术可以保证模型的设计、制造和在风洞中的安装符合模拟实验要求。模型技术包括模型设计规范、模型模拟技术、装拆技术、模型加工工艺和在风洞中的安装技术等。例如，模型模拟技术中的边界层模拟方法，即在模型表面上粘贴各类粗糙带，造成模型表面上的边界层状态与真实飞行器相应表面上的边界层近似；模型模拟技术中的局部放大方法，就是将缩尺后淹没在模型边界层里的火箭外壳上的凸起物，作几何尺寸局部放大，以测定对火箭滚转力矩的影响。模型的安装可根据实验要求选用尾支撑、侧支撑、插入支撑、张线吊挂和磁悬挂等各种形式。
测量显示技术 测量显示技术包括：①确定被测物理量和最佳的测量和显示手段；②组成合理的测量显示系统；③制定测量显示系统及其各环节的设计规范；④研究新技术用于风洞测量显示的可能性。测示系统一般由参数或图像的测取、信号调节、信号传输、数据采集、记录、显示、处理和监控等仪器设备组成。现代化的风洞实验室已将风洞运行控制、测量显示和数据处理等统一组成以计算机为中心的测量、控制、数据处理和显示的自动化系统（见风洞测量方法、流动显示方法）。
数据处理技术 风洞实验数据处理过程中所采用的技术。对风洞实验中测出的压力、力、力矩、迎角和温度等须经计算修正后才能求得相应的空气动力系数。有时还须对洞壁干扰、模型支架干扰、尺度效应、进气道通气影响、洞壁边界层等进行相应的修正，还要进行误差分析、数据筛选、平滑和规格化等处理。在数据处理系统中，除使用通用软件外，还有风洞的专用软件。在硬件方面常采用实时控制、快速处理、多数据通道和网络化等技术，经过快速预编后，由终端和打印显示设备制成数据图表。
参考书目
波普和哈珀著,彭锡铭等译：《低速风洞试验》,国防工业出版社,北京，1977。(A.Pope & J.J.Harper,Low-Speed Wind Tunnel Testing，John Wiley & Sons,New York,1966.)
博普和戈因著,邓振瀛和李廷林译:《高速风洞试验》，科学出版社,北京,1980。(A.Pope and K.L.Goin,High-Speed Wind Tunnel Testing，John Wiley & Sons,New York,1965.)
卢卡西维茨著,董兴德译：《高超音速实验方法》,国防工业出版社,北京,1980。(J.Lukasiewiez,ExperimentalMethods of Hypersonics，Marcel Dekker，New York,1973.)
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
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