航空航天实验室- ENG107
面积：1357平方英尺主任：Brian Andrade服务课程：AE160， AE162, AE164, AE168, AE262, AE264, AE266
亚音速空气动力学
目的：为学生提供基本的流量测量实验和可视化。这些包括翼型上的压力分布，机翼和其他空气动力学体的升力和阻力测量，边界层测量，以及飞机的纵向和方向稳定性特性。流动可视化包括机翼型、锥形体和三角翼飞机周围大迎角流型的研究。
现有站点和主要设备
AEROLAB公司：教育风洞系统
性能规格：空速范围：10英里/小时（4.5米/秒）到145+英里/小时（65 +米/秒）湍流水平：小于0.2%雷诺数（每英尺）：1.4 x 106 /英尺
•美国国家仪器公司硬件和LabView软件•能够监控：力/力矩平衡输出，压力，模型攻角•戴尔台式电脑•三分量力/力矩平衡•拖动模型设置：泪滴，后杯，前杯，圆形平板，和球体•压力气缸•克拉克Y-14翼型•压力翼•尾流rake•可调翼板和襟翼•1:48比例的F-16模型•皮托静态探头•偏航探头•边界层平板和10水龙头总压力探头•湍流球•多柱压力计•压力传感器阵列
标准操作程序
亚音速风洞实验
AE160 -空气动力学I研究气动阻力随形状（水滴、后杯、前杯、圆形平板、球体等）和雷诺数的函数关系。2. 研究翼型阻力作为迎角和雷诺数的函数使用尾迹穿越（动量定理）。3. 平板上的边界层研究：层流与湍流边界层，边界层过渡，边界层厚度，边界层速度剖面。
AE162 -空气动力学II圆柱上压力分布的研究。5. 翼型压力分布随迎角和雷诺数变化的研究。利用曲面压力分布积分计算翼型升力。6. 研究翼型升力和阻力作为攻角和雷诺数的函数使用直接测量（力平衡系统）。7. 高升力翼型气动特性研究（前缘板和劈开襟翼）。AE168 -航空航天飞行器动力学与控制F-16模型静态纵向和方向稳定性特性研究。
Rolling Hills研究公司
水隧道型号0710
性能规格：尺寸：L=112英寸，W=46英寸，H=47英寸容量：105加仑测试部分：W=7英寸，H=10英寸，L=18英寸下游窗口：7英寸x 9.5英寸流速：2至5英寸/秒。湍流强度：<0.5% RMS
部件：离心泵：1.5hp 115VAC 60Hz 16A（不锈钢）染料喷射系统（加压，3色）控制面板型号：2D翼型，锥形体，三角翼飞机
水洞实验
AE160 -空气动力学I翼型、锥形体和三角翼飞机的流动可视化研究。附着/分离流动，定常/非定常流动，二维/三维流动，涡旋形成和破裂的观察。
超音速空气动力学
目的：为学生提供超声速流动实验，熟悉仪器和数据采集软件（LabVIEW），激波和膨胀波可视化的纹影/阴影技术，喷嘴流动表征，自由流动表征的侵入压力和温度测量，超声速流动中浸没物体的气动力测量以及与理论模型的比较。
超音速风洞设施
(开发)
性能指标：自由射流和封闭试验段模式。在不同马赫数下通过交换喷嘴段进行操作。马赫数范围（自由喷射模式）：从2到3。马赫数范围（封闭试验段模式）：从2到4。单位长度范围内的雷诺数（自由射流模式）：3.1×107/英尺至8.9×107/英尺。
•空气压缩机。•两个高压空气接收器（最大工作压力：550psi）。•用于设备稳定运行的控制阀。•压力传感器用于测量储罐，静压室和测试段的压力。热电偶用于测量静压室和流内温度。•压力扫描仪，用于同时测量沿喷嘴长度或流内耙的压力。•国家仪器数据采集系统和LabView软件，用于风洞控制阀的操作和监测压力和温度。•z型纹影系统，用于激波和膨胀波的可视化和局部马赫数评估。•耙压力和温度探头。•风洞模型：楔形，锥形，菱形翼型。
标准操作程序
超音速风洞实验
AE 164 -空气热力学使用纹影系统可视化尖锐和钝体周围的气流。cl -1：比较尖角楔上的激波型与斜激波方程的解。clo2：将零攻角锥周围的激波与Taylor-Maccoll解决方案进行比较。cl -3：想象钝体周围激波的形成，理解弓形激波下游流动的复杂性。
2. 利用纹影系统和压力扫描仪对自由射流结构中不同出口马赫数的喷嘴流动进行了表征。CLO-1：观察和量化欠膨胀、完全膨胀和过膨胀的喷嘴状态。cl -2：观察三个病例的扩张和冲击波模式。clo3：通过分析纹影数据图像估计局部马赫数。3. 通过流动特性设计、构建和验证超声速流内压力和温度探头。描述和量化超音速流动探头的基本设计约束（尺寸，几何形状，响应时间）。cl -2：了解由于使用小尺寸管和有限尺寸热电偶线而导致的测量滞后。clo3：描述自由流的特性。4. 计算了浸没在超音速流动中的菱形翼型的阻力和升力系数，并与现有模型进行了比较。clo1：使用压力扫描仪测量模型表面的静压。clo2：将实验结果与激波/膨胀理论进行比较。
