小型低速直流式风洞的总体和结构设计（全套含CAD图纸）
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下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709851摘要：该文论述了一个小型低速直流式风洞的总体和结构设计详情。该课题设计是基于空气动力学基础上进行小型低速直流式风洞的设计，且偏重于结构设计。该设计的主要目标是设计出一个合理可行的、简单适用而且结构紧凑占地面积小的小型低速直流式风洞。在老师悉心指导下，查阅、翻译了许多国内外相关资料，一座切实可行的低速直流式风洞最终定型。该设计的风洞，其试验段为闭口式的，这是根据国内外常规低速风洞的设计经验，为了减少试验段能量损失，降低风洞的运转功率而定的。试验段与扩散段连接出设有压力平衡缝。试验段的天平根据机械天平的设计经验采用自行设计的机械天平，来测量飞机模型的升力和阻力。试验段规格为1.80.70.5（m3），设计风速为 525m/s，设计的风扇功率为 5kw,采用的额定功率 8kw 定制的电机，可实现无级调速。风洞的第二扩散段段及第二扩散段设计布置在试验段等段的后方，既实现了直线布局，又保证了气流的品质。采用这种布局，主要是考虑到水平式直流式风洞的占地长度过大，而该风洞能显著地减少风洞设备的占地面积。经过设计分析绘制总图，确定该风洞总体尺寸为：13m3m。通过本设计，可以详细地了解到低速直流式风洞的结构及运行特点。关键字：风洞 无极调速 风洞天平 直流式下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709852The Structure Design Of small perpendicular plane direct-current low-speed wind tunnelStudent name：Chen yong Class：050313Supervisor： Jang shan yuanAbstract：This article elaborated small perpendicular plane direct-current low-speed wind tunnel structural design details. This graduation project is precisely carries on the small backflow low-speed wind tunnel based on the aerodynamics foundation in the structural design research. This design essential target is designs one reasonably feasible, simply is suitable moreover the structure compact area small small perpendicular plane wind tunnel.In teacher under devotedly instruction, the consult, has translated many domestic and foreign correlation datas, a practical and feasible perpendicular plane backflow low-speed wind tunnel finally finalizes. This design wind tunnel, its test section for closed type, this is according to the domestic and foreign convention low-speed wind tunnel design experience, in order to reduce the test section energy to lose, reduces the wind tunnel the operating power to decide. The test section and the divergent section connect are equipped with the pressure balance seam. The test section balance basis mechanical balance design experience uses the mechanical balance which independently designs, air mapping plane model lifting force and resistance. The test section specification is 1.80.70.5(m3), the design wind speed is 525m/s, the design ventilator power is 5kw, uses the rated power for 8kw tailor-made electrical machinery, may realize the stepless speed regulation. The wind tunnel second divergent section and the second change-over portion design arrangement in section and so on test section place above, namely has realized the vertical form layout. Uses this kind of layout, mainly is considers the level -like circular wind tunnel the area oversized, but this wind tunnel can obviously reduce the wind tunnel installation the area. After the design analysis plan assembly drawing, determined this wind tunnel overall size is: 13m3m. Through the design detail that vertical plane back to the structure and operation of the wind-tunnel characteristics.Keyword：wind tunnel，Speed Promise，balance，direct-currentSignature of Supervisor：下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709853目 录1. 概论（1）1.1 风洞及其用途 (1）1.1.1 空气动力试验的必要性 （1）1.1.2 风洞在飞行器研制与发展中的地位和作用（2）1.1.3 风洞在工业空气动力学方面的应用 （4）1.2 风洞的分类、组成及其设计特点 （5）1.2.1 风洞的分类、组成 （5）1.2.2 各类风洞的设计特点 （5）2. 风洞设计原理与程序 （8）2.1 影响风洞设计的相似准则 （6）2.2 风洞设计 （6）2.2.1 风洞的建造地点 （6）2.2.2 风洞型式的选取 （6）2.2.3 采用成熟技术,不断发展新技术（7）2.3. 风洞设计程序 （7）3. 低速直流式风洞气动设计（8）3.1. 概述 （8）3.2. 试验段（10）3.2.1 试验段口径（10）3.2.2 试验段截面形状（12）3.2.3 试验段的长度（12）3.2.4 闭口试验段的边界层影响（13）3.2.5 模型支撑方式（14）3.3 稳定段（15）3.3.1 稳定段直径和收缩比（15）3.3.2 蜂窝器（18）3.3.3 阻尼网（18）3.3.4 静流段（19）3.4 收缩段（19）3.4.1 收缩段长度（19）3.4.2 收缩曲线（20）3.4.3 收缩度内场计算 （22）3.5 扩散段（22）3.5.1 常规扩散段的扩散角（22）3.6 防护网（23）3.7 风扇段（24）3.7.1 风扇段的位置（25）3.7.2 风扇段截面积（25）3.7.3 风扇段整流装置（26）3.7.4 正反旋风扇（27）3.7.5 变距风扇（27）3.7.6 驱动电机位置（27）3.8 风扇（27）下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 1197098543.8.1 影响风扇设计的主要因素（28）3.8.2 止旋片（30）3.9 风扇系统的减振和降噪技术（31）3.9.1 风扇系统的特征振动和减振措施（31）3.9.2 风扇的降噪和降噪措施（32）3.10 直流式风洞进、排气装置及其他方面的设计（33）3.10.1 进气装置（33）3.10.2 排气装置气动设计（34）3.10.3 隔断幕（34）3.10.4 进口消声器（35）3.10.5 支架与加强肋（35）4. 低速直流式风洞结构设计(35)4.1 低速直流式风洞总体设计（36）4.2 试验段结构设计（37）4.3 风扇段结构设计（37）4.4 稳定段结构设计（38）4.5 收缩段结构设计（42）参考文献 （43）致谢(44)附录（45）下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709855下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709856小型低速直流式风洞的总体和结构设计1. 概论1.1 风洞及其用途1.1.1 空气动力试验的必要性性空气动力学是发展航空航天技术及其他工业技术的一门基础科学。空气动力学问题的研究不外乎采用理论分析或试验的方法。由于气体流动现象以及物体（如飞机）几何外形的复杂性，空气动力学研究和飞行器气动设计中的许多问题都不可能单纯依靠理论或解析方法得到解决。虽然空气动力学理论和计算流休动力学数值计算方法有了高度发展，但在设计一种飞行器时要完全依赖理论计算得出设计所需的各种空气动力数据是不可能的。在设计飞行器过程中，真正可靠的空气动力数据总是来自试验。试验总是接近于客观现象的重演，最能表现所研究事物的本性，它几乎能够把客观现象中复杂相关的各种因素都包括进去。当然在做试验之前，首先要经过理论分析和计算，以明确试验方向，从而提高试验效率。试验之后，经过理论分析和整理，在大批的试验数据中找出普遍的规律，从而提高成理论，然后又回过头来指导新的试验方向。进行空气动力试验有各种方法，例如利用自然风、旋臂机、火箭车、自由飞模型、携带试验、飞行器试飞以及风洞等。每种方法都有它自己独特的优点，但其中最主要的是风洞试验，其他方法远不如风洞试验那样被普遍使用，而只能是风洞试验的一种补充。风洞是指在一个按一定要求设计的管道系统内，采用动力装置驱动可控制的气流，根据运动的相对性和相似性原理进行各种气动力试验的设备。风洞是空气动力学研究和飞行器研制的最基本的试验设备，风洞试验具有以下一些优点： （1）风洞中的气流参数，如速度、压力、密度、温度等，都可以比较准确地控制，并且随时可以改变。因而风洞试验可以方便、可靠地满足各种试验要求。（2）风洞试验在室内进行，一般不受大气环境（如季节、昼夜、风雨、气等）变化的影响，可以连续进行试验，因而风洞的利用率很高。下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709857（3）风洞试验时，试验数据的测最既方便又准确，而且也比较安全。（4）风洞中不仅能测量整机的试验数据，而且还可以分别测量各部件（如机翼、机身等）和组合体的试验数据。这对分析飞行器各部件的贡献和相互干扰是非常必要的，而在其他某些试验方法（如自由飞模型试验）中这是不可能的。(5）较之其他试验手段，风洞试验的费用要低廉得多。风洞试验的不足之处主要是很难保证试验流场与真实飞行流场之间的完全相似：(l）风洞试验不能同时满足相似律所提出的所有相似准则，例如马赫数、雷诺数等等。因为要想做到这一点，风洞的基本建设投资和动力消耗都很高昂，有时甚至是不可能的。(2）在风洞试验中，气流是有边界的，不可避免地存在洞壁的影响，称为洞壁干扰。模型支撑系统也会影响模型流场，称为支架干扰。这些郁影响流场的几何相似。1.1.2 风洞在飞行器研制与发展中的地位和作用风 洞 在 气 动 力 研 究 和 飞 行 器 气 动 设 计 中 一 直 起 者 非 常 重 要 的 作 用 。 空 气 动 力 学的 许 多 重 要 的 理 论 ， 如 俄 国 科 学 家 儒 科 夫 斯 基 的 空 气 螺 旋 桨 理 论 ， 德 国 科 学 家 普 朗特 的 边 界 层 理 论 。 都 是 在 风 洞 实 验 中 经 过 大 量 观 测 后 提 出 来 的 ， 并 且 它 们 的 应 用 又得 到 了 风 洞 试 验 的 验 证 。 在 飞 行 器 的 研 制 和 发 展 中 ， 风 洞 的 作 用 更 为 明 显 。 从1930 年 世 界 上 出 现 第 一 架 飞 机 以 来 ， 所 有 飞 行 器 的 研 制 都 离 不 开 风 洞 。 很 多 气 动 布局 的 新 技 术 ， 都 是 在 大 量 的 风 洞 实 验 中 取 得 的 。 例 如 从 1927 年 到 1941 年 ， 飞 机的 最 大 飞 行 速 度 大 约 由 180km/h 提 高 到 600km/h 左 右 ， 增 加 接 3 倍 多 ， 如 果 单靠 提 高 发 动 机 功 率 来 取 得 速 度 增 长 ， 则 需 要 把 发 动 机 功 率 提 高 到 27 倍 以 上 ， 但 实际 发 动 机 功 率 仅 增 加 了 3 倍 。 飞 机 速 度 的 增 加 ， 主 要 是 由 于 减 小 了 飞 机 的 废 阻 力 ，尤 其 是 各 部 件 之 间 的 干 扰 阻 力 。 当 时 这 些 减 阻 措 施 都 是 经 过 风 洞 试 验 后 提 出 的 。 又如 1940 年 后 的 层 流 翼 型 ， 1950 年 后 的 后 掠 翼 、 三 角 翼 布 局 ,1960 年 后 的 变 后 掠翼 和 超 临 界 翼 型 ,1970 年 后 的 边 条 翼 等 .都 是 先 在 风 洞 中 进 行 了 大 量 的 试 验 后 才 运用 到 飞 机 设 计 中 去 的 。下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709858世 界 上 第 一 座 风 洞 是 F.H.韦 纳 姆 于 1869 1871 年 在 英 国 建 造 的 。 它 是 一 个两 端 开 口 的 木 箱 ， 截 面 45.7 厘 米 45.7 厘 米 ， 长 3.05 米 。 美 国 的 O.莱 特 和 W.莱 特 兄 弟 在 他 们 成 功 地 进 行 世 界 上 第 一 次 动 力 飞 行 之 前 ， 于 1900 年 建 造 了 一 个风 洞 ， 截 面 40.6 厘 米 40.6 厘 米 ,长 1.8 米 ,气 流 速 度 为 40 56.3 千 米 小 时 。 以后 ,许 多 国 家 相 继 建 造 了 不 少 较 大 尺 寸 的 低 速 风 洞 。 基 本 上 有 两 种 形 式 ,一 种 是 法 国人 A.-G.埃 菲 尔 设 计 的 直 流 式 风 洞 ； 另 一 种 是 德 国 人 L.普 朗 特 设 计 的 回 流 式 风 洞 。现 在 世 界 上 最 大 的 低 速 风 洞 是 美 国 国 家 航 空 和 航 天 局 (NASA)埃 姆 斯 (Ames)研 究中 心 的 12.2 米 24.4 米 全 尺 寸 低 速 风 洞 。 这 个 风 洞 建 成 后 又 增 加 了 一 个 24.4 米 36.6 米 的 新 实 验 段 ， 风 扇 电 机 功 率 也 由 原 来 25 兆 瓦 提 高 到 100 兆 瓦 。 第 一 次 世界 大 战 以 后 ， 由 于 使 用 了 金 属 结 构 材 料 ， 出 现 了 单 翼 机 ， 再 加 上 翼 剖 面 和 机 翼 平 面形 状 的 改 进 ， 飞 机 速 度 有 了 很 大 提 高 。 因 而 提 出 了 一 系 列 空 气 动 力 问 题 ， 例 如 如 何提 高 螺 旋 桨 的 效 率 ； 在 较 高 雷 诺 数 下 翼 剖 面 及 其 他 模 型 的 特 征 ； 如 何 减 小 飞 机 的 废阻 力 等 等 。 为 了 解 决 这 些 问 题 ， 从 1925 年 至 1933 年 期 间 ， 低 速 风 洞 向 大 型 和 高速 两 个 方 向 发 展 。 一 些 比 较 大 型 的 风 洞 可 以 进 行 全 尺 寸 的 螺 旋 桨 试 验 ， 用 以 改 进 螺旋 桨 的 叶 片 几 何 形 状 及 其 与 发 动 机 、 飞 机 之 间 的 相 互 位 置 等 等 。 1933 年 美 国 建 成了 第 一 个 全 尺 寸 风 洞 ， 可 以 在 真 实 飞 机 或 全 尺 寸 模 型 上 研 究 如 何 减 小 飞 机 各 部 件 以及 它 们 之 间 相 互 干 扰 所 引 起 的 废 阻 力 。 同 时 也 出 现 了 高 速 风 洞 ， 用 以 研 究 螺 旋 桨 转速 增 高 和 直 径 加 大 所 引 起 的 尖 部 气 流 的 压 缩 性 影 响 的 问 题 。 1944 年 在 美 国 阿 姆 斯研 究 中 心 建 成 一 座 12.2 米 24.4 米 全 尺 寸 低 速 风 洞 ， 1982 年 为 满 足 直 升 机 和 新 型垂 直 短 距 起 落 飞 行 器 的 需 要 ， 又 对 该 风 洞 作 了 重 大 改 造 ， 增 加 了 一 个24.4m37.6m 的 新 试 验 段 。早 在 1932 年 ， 为 了 解 决 炮 弹 的 气 动 力 问 题 以 及 研 究 超 声 速 流 动 的 一 般 规 律 ，阿 克 雷 特 教 授 在 瑞 士 建 造 了 一 个 连 续 式 的 超 声 速 风 洞 ， 试 验 马 赫 数 为 2。 为 了 克服 驱 动 功 率 不 足 的 困 难 ， 风 洞 采 用 了 低 于 大 气 压 力 的 工 作 状 态 ， 虽 然 雷 诺 数 低 ， 但降 低 了 功 率 。 在 这 种 类 型 的 风 洞 中 进 行 的 试 验 研 究 工 作 为 超 声 速 飞 行 器 的 设 计 打 下下载后文件包含有 CAD 图纸和说明书,咨询 Q 197216396 或 119709859基 础 。 1956 年 ， 美 国 空 军 阿 诺 德 工 程 发 展 中 心 建 成 了 当 今 世 界 上 最 大 的 超 声 速 风洞 ， 试 验 段 尺 寸 为 4.88m4.88m, 马 赫 数 为 1.5 4.75， 风 洞 功 率 达 161000kw.跨 声 速 风 洞 的 出 现 在 超 声 速 风 洞 之 后 。 1947 年 美 国 航 空 航 天 局 (NASA)兰 利 研 究中 心 采 用 试 验 段 洞 壁 开 槽 的 方 法 ， 研 制 成 功 世 界 上 第 一 座 跨 声 速 风 洞 。 正 是 根 据 这个 风 洞 所 取 得 的 试 验 数 据 ， 1948 年 飞 机 第 一 次 突 破 了 “音 障 ”。我国第一座风洞是 1934 年清华大学自行设计的 1.52m 低速风洞。该风洞于 1936年建成，后因日本侵华战争爆发，北京沦陷，此风洞被毁。从 1958 年我国开始建造生产性风洞，经过 40 余年的发展，目前已有低速风洞 13 座，跨声速风洞 15 座，高超声速及及超高速试验设备 16 座。中国空气动力研究与发展中心（CARDC）的8m6m/12m16m 双试验段直流式低速风洞、2.4m2.4m 引射式跨声速风洞、2m 激波风洞及 200m 自由飞弹道靶等设备均居亚洲第一。另外，还建成了一批用于教学、研究的小型风洞。国内现有的这些风洞为我国自行车研制各类飞机、导弹、飞船、卫星及火箭提供了大量试验数据，为独立自主发展我国航空航天事业做出了很大贡献。1.1.3 风洞在工业空气动力学方面的应用工业空气动力学主要是研究在大气边界层中的风与地球表面上人类活动及其劳动成果间的相互作用。它是经典的空气动力学与气象学、气候学、结构动力学、建筑工程等互相渗透和促进而形成的。当大气流过地面时，地面上的粗糙元，如草、庄稼、树木、房屋、结构物、高低不平的地形等给大气以摩擦阻力。这种摩擦力向上传递，随高度增加而逐渐减弱直到某一高度处便可忽视。这高度随气象条件、地形、地面粗糙度等因素而变化，这样一层受地面摩擦力影响的大气层称为大气边界层大约距地面 300m 一 2000m 。大气边界层的特性对风工程或工业动力学问题的研究及工程实践有非常重要的意义。早在
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