实验流体力学-4.风洞

第三章风洞（WindTunnel）,在实验室内进行模型试验，必须创造一个可调节的均匀气流场。而风洞就是产生这个均匀气流场的气动设备。实质上是一个特殊设计的管道。本章主要介绍低速风洞、超音速风洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流特点。,主要内容,风洞的发展风洞试验模拟的不足及其修正风洞类别低速风洞超音速风洞跨音速风洞风洞发展动向,3.1风洞的发展,世界上最早的风洞是1871年英国Wenhan在格林威治建造的（45.745.7cm，长3.05m）；美国的莱特兄弟(O.Wright和W.wright)于1901年制造了试验段0.56米2，风速12m/s的风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实用的飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。,为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超声速风洞，试验段面积0.4米0.4米，马赫数(风速与声速之比）2;适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米4.88米，马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的高超声速风洞。,为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放进试验段中吹风)，试验段面积24.4米12.2米，风速150m/s，功率10万kW。1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8106。80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围340-78K，压力可达9个大气压，试验段2.5米2.5米，马赫数0.2-1.2，雷诺数高达120106。,我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速风洞，串联双试验段：8米6米和16米l2米，风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4米，马赫数0.6-1.2。,风洞应用扩大到一般工业随着工业技术的发展，从60年代开始，风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展越来越需要空气动力学和风洞试验的参与，已经形成了新的学科：“工业空气动力学”和“风工程学”汽车风洞、气象风洞、环保风洞、风沙风洞,例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模拟实物的刚度(即弹性模型)，测量风振特性。这方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥，一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型，在风洞中进行防止污染和扩散的试验。,为此，应运而生出现了许多大气边界层风洞。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟地面风的运动情况(称为大气边界层)。国内已出现了十几座这样的风洞。,3.2风洞试验模拟的不足及其修正,风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足主要有以下三个方面。与此同时，相应也发展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。,（1）边界效应或边界干扰,真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中，气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)，并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称为自修正风洞的技术。风洞试验段壁面做成弹性和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。,（2）支架干扰,风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场的干扰，称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正支架的影响，但很难修正干净。近来，正发展起一种称为磁悬模型的技术。在试验段内产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在气流中。,（3）相似准则不能满足的影响,风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则，或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行，雷诺数为2.4107，而在3米亚声速风洞中以风速100m/s试验，雷诺数仅约为1.4106，两者相距甚远。提高风洞雷诺数的方法主要有:,（4）提高Re的方法,增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的全尺寸风洞。增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国也正在研制这种高雷诺数风洞。降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质，在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。,新飞机研制所需的风洞实验时数随时间的变化,3.3风洞类型,一百多年来，人们根据不同用途和特征建造了不同形式的风洞。对于风洞类型，根据不同的分类方法，提出不同的类型。,(1)按Ma数分类表,3.4低速风洞,低速风洞实验段Ma8m以上的大型风洞。,(1)低速风洞用途,航空航天：飞行器实验、低速空气动力学实验风工程环境风洞,（2）国内一些大型低速风洞性能表,（3）低速风洞型式,按型式分:直流式和回流式风洞直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气从开口实验段处直接流入）直流式风洞也称为开路式风洞。其特点是气流经过实验段后排出风洞，无专门的管道系统导回。一般小型直流风洞建在实验室内，大型直流风洞两段都直通大气。直流风洞可分为进口吸气段，实验段，扩压段和风扇段。直流风洞的实验段可以是闭口，也可以是开口，但开口实验段必须是密闭室。优点：模型后的受扰动流不会带入回流，无冷却问题缺点：受外界影响大（风雨雪等），实验段压强低于外界大气压,回流式：环形回流式和普通回流式其特点是气流经过实验段后由专门的管道系统导回，循环使用。优点：不受外界影响，温度可控缺点：成本高，温升等,实验段分：开口和闭口实验段按用途分：（1）二元风洞；(高度约为宽度的2.54倍，翼型研究）（2）三元风洞；（一般风洞）（3）低湍流度风洞（=2106/m气流方向、湍流度、轴向静压梯度等实验段长度一般L24D。闭口:1.52.5D，开口:11.5D,（II）调压缝（调压孔）,向风洞内补充空气，以保持实验段的压强与风洞外大气的压强基本相等，从而简化实验段的密封装置。,（III）扩压段,使气流减速增压，降低风洞能量损失，为防止气流分离。损失：摩擦损失和扩压损失（分离）一般扩张角,为了防止风洞中由气流分离造成的低频脉动分量，一般扩散段半扩展角不大于33.5。实践表明在扩散段中由于气流分离所产生的任何低频脉动分量是很难消除的，且这种分离引起的低频脉动分量对流场品质、湍流度、噪声等均产生直接的影响。因此，对于低湍流度、低噪声和高的流场品质，扩散段半扩散角度最好小于3。（2）对于三维扩散段，能量损失最小的半扩散角度一般位于23之间，根据扩压效率的定义式，上述半扩散角度的范围也是最佳效率区。对于中小型风洞和流场品质要求不高的风洞，通常为了缩短风洞总长度，在保证气流不分离的情况下所选用的半扩散角度比上述最佳范围要大一些。但对于大型风洞和流场品质要求高的风洞，半扩散角度不宜过大。（3）扩散段的进出口面积比取2.33.0比较合适。虽然采用小扩散角会增加一些风洞回路的长度，从而增加风洞的造价，但从保证风洞实验段要求的高气流品质、低湍流度和低噪声角度出发，是偏于安全、可行的。,（）拐角导流片,防止气流分离，损失占3050,减小气流流经拐角时产生的分离、减小二次流旋涡的强度，从而减小能量损失，改善流经拐角后的流场品质。,拐角导流片布置原则,为了防止气流绕过拐角所发生的分离和减少气流绕角损失，使气流平顺转角，必须在风洞拐角处设置拐角导流片。一般在拐角处，转弯半径R=(0.10.2)风洞管道尺寸D；导流片弦长C取0.25D左右；导流片间距取（0.30.6）C。拐角导流片的剖面形状初设采用双圆弧型，国内一些大型风洞普遍采用。为了使气流通过导流片后平顺旋转90，有时采用可调整的尾段，在安装时进行调整，转动尾段到最佳位置。导流片不论厚薄，其前端部分的局部迎角（相对于风洞轴线的夹角）应保持在35之间。为了消除由于导流片引起的扰动，至少应该在导流片下游留出2到3倍导流片弦长的距离。,（）稳定段、蜂窝器和阻尼网,使来自上游的紊乱的不均匀的气流稳定、使旋涡减弱、使速度方向性提高蜂窝器：导向和减小旋涡尺度整流网：分割旋涡尺度，使气流紊流度减小,稳定段通常为一等截面的管道，其内装有整流设施（蜂窝器和阻尼网）。稳定段的截面积取决于风洞收缩比。稳定段长度L首先要保证安装蜂窝器和多层阻尼网（如必要还有冷却管路），其次还需要有一段长度供气流经过蜂窝器和阻尼网后的衰变。一般稳定段长度取L/D11.01.5之间。D1为收缩段进口断面尺寸（稳定段直径）,蜂窝器,蜂窝器是由一系列等截面的小短管并列组成。蜂窝器的主要作用在于导直气流，使其平行于风洞轴线，改善气流场的速度分布，减小气流场的不均匀性；同时把气流场中大尺度湍涡分割成小尺度（不大于蜂窝器格子尺度）的湍涡，有利于加快湍流的衰减。一般而言，风洞蜂窝器下游湍流度位于45（DNW风洞蜂窝器下游湍流度采用5）。推荐使用蜂窝器格子尺寸M为10%的相邻两个拐角导流片之间距离，长度为L（1220）M。当L在12M附近，对减少紊流度最有效；当L/M=1520，对去掉气流角度最有效。格子尺寸应小于导流片尾迹的一半，蜂窝器应位于3倍导流片弦长的下游位置。常常选择蜂窝器的长度还应受到结构的限制，由结构要求（包括足够的刚度和稳定性）L/M在12到20之间来决定。,阻尼网,阻尼网的主要作用是平稳和调整稳定段气流，降低实验段湍流度，阻尼网的层数由实验段湍流度的要求而定。网眼尺寸一般取蜂窝器格栅尺寸的1/51/15为好。网的实度为35%时可以有效地抑制湍流度。若实度大于35%，则对降低速度及温度的不均匀度有用，而对减小湍流度不太有效。事实上，如果增加网的实度一方面故然可以减小温度、速度不均匀分布，但又会在流场中产生新的湍流度。因此，网的主要作用应是抑制湍流度。为了更有利于稳定段内湍流的衰变，有关文献建议第一层阻尼网位于蜂窝器下游2040倍蜂窝器格栅尺寸，以保证蜂窝器后的湍流度有足够的衰减距离。阻尼网间距大于250倍网格尺寸Ms，以使湍流度减小到最小。一般网间距常取3060cm。,（）收缩段,均匀加速气流，并有助于改善实验段的流场品质；收缩段的设计：1流速单调增加，避免分离2出口气流均匀、稳定3长度适当，兼顾成本和损失特征值：收缩比和收缩曲线,收缩段是风洞的重要部件，主要作用是提高实验段流场品质，改善流场均匀性、稳定性，降低实验段湍流度。收缩段设计须满足气流在加速过程中不会出现分离，且出口速度均匀度达到一定要求。收缩段主要设计参数是收缩比、收缩段曲线和收缩段长度。收缩比是收缩段设计的重要参数，主要取决于实验段气流的均匀性、湍流度大小、风洞能量比和风洞造价。收缩曲线和收缩段长度主要控制收缩段出口速度分布的均匀性、边界层的发展和在收缩段两端气流可能出现的分离。,收缩比,早期风洞收缩比约在45之间，近期风洞收缩比增加到610以上，对于一些低湍流度风洞收缩比达到20。实验表明，收缩段进口和出口脉动速度均方根值近似相等。故按一元流计算，收缩段出口断面气流湍流度为:,为收缩段出口断面脉动速度均方根值；V0为收缩段出口断面平均速度；,为收缩段进口断面脉动速度均方根值；V1为收缩段进口断面速度平均值。,对于收缩段出口速度的不均匀度，由能量方程可得:,为收缩段出口断面速度变化值；,为收缩段进口断面速度变化值。,这说明大收缩比可得到较好的实验段流场品质和低的纵向湍流度。对于低湍流度的风洞，一般采用大收缩比，如12,有的达到20。,（有的风洞收缩比达到20）,采用大收缩比，会造成实验段湍流度和湍涡尺度纵横向分量发展不匹配，湍流结构出现明显的各向异性和不均匀性特征，如湍流能谱分布在某些频率范围出现大的峰值，从而引起实验段湍流场发生快速的调整、再分配和再发展期。采用大收缩比，容易在收缩段两端近区出现气流分离，从而导致实验段气流场出现大振幅的低频脉动分量和低频非定常性。这对实现低湍流度和低噪声要求是不利的，也很难消除。采用大收缩比虽然可以减少气流通过稳定段整流设备（蜂窝器、阻尼网）的能量损失，但对大型风洞而言，制造和安装这些整流设备的费用也是相当昂贵的。基于上述考虑，建议收缩比位于612之间为宜；,收缩曲线,理想的收缩段曲线应设计成使气流从稳定段连续地加速到实验段。事实上，只有沿着风洞的中心线才有可能，而在洞壁附近由于存在逆压梯度常常使边界层转捩，有时甚至引起气流分离。因此，收缩曲线对控制出口速度分布的均匀性、边界层的发展和收缩段两端气流的分离具有重要作用。常用的收缩曲线有维辛斯基曲线、三次曲线和五次曲线。为避免气流分离，确保实验段的气流品质，可选用5次曲线。即,其中，L为收缩段长度；D为实验段直径；x由收缩段进口起算，r为径向半径。,收缩长度,收缩段长度L也是一个重要的设计参数。收缩段过长将导致出口边界层较厚，收缩段过短可能造成气流分离。经验表明，一般L/D10.751.25，其中D1为收缩段进口断面尺寸。,（）动力段,（6）低速风洞的需用功率和能量比,能量损失风洞运行需要的功率能量比,（I）能量损失,根据风洞沿程截面变化情况，将风洞分成n段，对每一段而言，由能量方程可得：,式中,为能量损失，单位体积的气流在单位时间内损失的能量用下式表示之：,如用试验段气流V0速度，则有：,其中，k0i为i管道的当量损失系数,第I段的气流能量损失为：,整个风洞的能量损失为：,（II）风洞运行需要的功率,风洞要想保持稳定运行，要求风扇输给气流系统的能量等于气流损失的能量。设电机的输出的功率为P，电机和风扇之间的效率为j，风扇的效率为f，则,（III）能量比,能量比表示单位时间内通过实验段的气流动能与单位时间内输入到风洞的能量之比。能量比是衡量低速风洞经济性的一个指标，能量比高的经济性好。根据输入到风洞内的能量取法不同，能量的算法：,以风扇输入到气流中的能量为依据，定义的能量比为:,以电机输入风扇的能量为依据，定义的能量比为:,以外电源输入风洞电机的能量为依据，定义的能量比为:,风洞稳定运行时，输入到气流的能量仅仅补偿气流的能量损失，而气流中的动能由自身的压能转换而来。故风洞的能量比大于1.0。一般闭口低速风洞，能量比在37之间；开口风洞在1.24.5之间。,（7）低速风洞基本特点,实验段Re尽量保持较高的范围，Re106107。尽量取较大的实验段截面尺寸。实验风速范围宽0100m/s。用途多。开口、闭口、多实验段。,3.5超音速风洞,超音速风洞是指：Ma数位于1.45.0之间。Ma数超过5，属于高超音速范畴；Ma0.81.4，为跨音速风洞。与低速风洞不同的是，要获得超音速气流，必须满足两个条件。要有收缩扩张型喷管。改变实验段Ma数，须改变喉部截面积和喷管出口截面积之比。稳定段压强与扩压段出口的压强之比要足够大，且随Ma数增大而增大。超音速扩压段,连续方程：,动力方程:,由于,则有:,超音速风洞类型,尺寸分：d0.6m的风洞属于小型超音速风洞；d0.61.0m的风洞属于中型风洞。世界上最大的超音速风洞截面尺寸：4.88m4.88m，Ma1.54.78。工作方式：连续式风洞和间歇式风洞。间歇式风洞又称为暂冲式超音速风洞。主要：吹气式，吸气式，引射式、吹/吸式、吹/引式等。,超音速风洞的组成部分,气源系统空气压缩机、空气净化器、储气频瓶。阀门截止阀、快速阀、调压阀。大角度扩散段。稳定段和收缩段（蜂窝器、整流网）。喷管段（产生超音速气流）；固壁和柔壁。实验段，一般是闭口的，流量和Re超音速扩压段和亚音速扩压段,实验段气流的空气质量为：,其中,代入上式得,其中：,，,，,得到：,对于空气：,1.4，R287.05Nm/(kg.K)，Ma1，,实验段Re数为：,其中：,超音速风洞的压强比,超音速风洞能量损失摩擦损失分离损失排气损失激波损失。在超音速速风洞中建立起稳定的超音速气流的必要条件为：一定的面积比足够的压强比压强比定义为：,实验段气流总压与扩压段出口气流总压比值对于吹气式风洞，p0为稳定段气流总压；pc0为洞外大气压强。,最低压强比：是衡量风洞经济性的重要手段,超音速风洞的超音速扩压段,超音速扩压段是在实验段后布置的（第二喉道）收缩扩张的管道。其作用是使超音速气流减速扩压，减少风洞中气流的能量损失（减少激波损失），保持气流稳定。即：控制激波位置、减小激波强度、保持激波位置稳定压强比高于风洞起动压强。,1、P0是实验段总压，P是风洞出口静压2、P0增加，激波后移，Ma增大，新平衡态3、P0减小，激波前移，Ma减小，新平衡态,压强比足够大第二喉道面积足够大不可调的超音速扩压段可调超音速扩压段实际风洞所需压强比：粘性和模型引起的损失,3.6跨音速风洞,Ma0.81.4,Ma=0.80.85为实壁实验段发生堵塞的Ma数。Ma1.4相当于超音速风洞。特点：实验壁为通气壁(孔、缝），而不是实壁。通气壁的外面是一个空腔（驻室）（超音速是实壁）。超音速风洞实验段前是一个先收缩后扩张的管道。跨音速风洞实验段前是一个单收缩的管道。跨