JX332【全部文件】小型低速直流式风洞的总体和结构设计
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毕业设计（论文）任务书I、毕业设计(论文)题目： 小型低速直流式风洞的总体和结构设计（25m/s级）II、毕 业设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求：1.原始资料：风洞试验段尺寸：1.80.70.5（m3），风扇功率：5 kW, 设计风速：225m/s,风速可无级变速调节（变频控制）。2.设计技术要求：风洞结构设计方案合理可行，操纵控制方式可靠，使操。 作者容易掌握，总体布局合理，设计计算准确，有主要的另部件图纸。 III、毕 业设计(论文)工作内容及完成时间： 1收集有关资料，写出开题报告； 2周（2.163.1）2外文翻译（6000实词以上）； 1周(3.23.8) 3确定总体设计方案及完成主要数据的计算； 3周（3.93.29） 4设计分析，绘制总装图、部件图和各零件图； 9周（3.306.7） 5撰写毕业论文、准备毕业答辩。 2周(6.86.19 ) 主 要参考资料：1程开甲主编，高低速风洞气动与结构设计.北京：国防工业出版社，2003； 2杨黎明主编.机械零件设计手册.北京：国防工业出版社，1995； 3程开甲主编，高低速风洞控制系统设计.北京：国防工业出版社，2001； 4贺德馨主编，风洞天平.北京：国防工业出版社，2001； 5彭福全主编.机械工程材料手册.北京：机械工业出版社，1996；6钱翼稷主编.空气动力学.北京：北京航空航天大学出版社；2004年。7.Kovalev P I ,Mende N P.An Album of Supersonic Flow Visualization. Beijing :National Defence Industry Press,2000. 8Soon KilHong.Advancement of Aerospace Education and Collaborative Research in the 21th Century.Hankuk:Hankuk Aviation University. 航空与机械 学院 机械设计制造及其自动化 专业 050313 班学生： 陈 勇 日期：自2009年2月16 日2009年6 月 19日指导教师： 江善元助理指导教师(并指出所负责的部分)：机械制造工程 系主任：附注:任务书应该附在已完成的毕业设计说明书首页。毕业设计（论文）开题报告 题目：小型低速直流式风洞的总体和结构设计专业名称 机械设计及其自动化班级学号 05031315学生姓名 陈勇指导教师 江善元填表日期2008年 12 月 27 日 一、 选题依据及意义风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。随着科学技术的发展，航空航天飞行器诞生的摇篮风洞，已拥有越来越广泛的应用空间。不仅飞行器要“吹风”，如今汽车、建筑、桥梁，乃至运动员也要在风洞里进行实验。风洞实验技术已从航空航天领域拓展到各行各业。加州大学戴维斯分校的砂/尘风洞（ SDWT ）的示意图如下：示意图 加州大学戴维斯分校的砂/尘风洞（ SDWT ）。风洞是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。风洞实验技术正慢慢的改变我们的生活，对我们生活的影响也越来越大。小型低速直流式风洞就是应市场的要求而生，解决小型科研和小发明的需求。所以对风洞进一步的研究意义重大。二、 国内外研究概况及发张趋势（含文献综述）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。世界上第一座风洞是F.H.韦纳姆于18691871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4056.3千米小时。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1.54.75，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。随着科学技术的发展，风洞已拥有越来越广泛的应用空间。不仅飞行器研制离不开风洞，如今汽车、建筑、桥梁，乃至运动员也要在风洞里进行试验。风洞试验技术已从航空航天领域拓展到各行各业。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。大气边界层的特性对风工程或工业空气动力学的问题研究及工程实践有非常重要的意义。早在1930年左右，英国国家物理实验室就已经利用航空风洞进行有关建筑物和构筑受风的影响（风载荷和风振问题）的研究我国风工程与工业空气动力学研究在1950年后就已开始，大发展则始于1980年。最早是研究风对建筑和结构的作用，风作用表现在平均风载荷、脉动风载荷、风振、通风和热损失等。1980年后我国陆续建成了20余座试验段截面1m以上量级的大气边界层风洞。进行大气污染扩散与质量迁移的风洞模拟试验。风洞实验技术以慢慢渗入各个研究领域。如交通工具、体育运动等等。风洞结构设计的发展趋势：强新技术创新，提高风洞结构性能； 用现代设计方法提高风洞结构设计综合水平； 逐步建立风洞结构设计专家系统，提高风洞结构设计效率。三、 研究内容及实验方案首先是了解该课题的特点以及发展状况,对所选课题有个初步的了解,为总体方案的提出打下基础。第二步是低速风洞结构总体和结构设计方案的比较和确定。第三步具体对低速风洞的试验段、风扇段、稳定段、收缩段、拐角导流片的具体设计与计算。然后要与生产部门讨论加工问题,看设计的方案是否符合加工方案,不合适的地方再加以再进.最后使之能满足生产实际的需要. 再绘制总装备图、部件图和各零件图。最后撰写毕业论文、准备毕业答辩。原始资料：风洞试验段尺寸：1.8m0.7m0.5m,风扇功率5kw, 设计风速225m/s，风速可无级变速调节（变频控制）。风洞结构设计方案合理可行，操纵控制方式可靠，使操作者容易掌握，总体布局合理，设计计算准确，能达到设计前的要求，有主要的零部件图纸。收集有关资料，写出开题报告; (2周)12.151.2 外文翻译(6000实词以上); (1周)1.31.9 确定总体设计方案及完成主要数据的计算; (3周)2.233.15设计分析,绘制总装图、部件图和各零件图; (11周)3.165.31撰写毕业论文、准备毕业答辩 (3周)6.16.19 四、 目标、主要特色及工作进度目标：运用自己四年所学的知识及获得的资料设计一小型低速式风洞的总体和结构设计（25m/s级）。风洞结构设计方案合理可行，操纵控制方式可靠，使操作者容易掌握，总体布局合理，设计计算准确，有主要的零部件图纸。主要特色：风洞结构设计方案合理可行，操纵控制方式可靠，使操作者容易掌握，总体布局合理，设计计算准确，能达到设计前的要求，有所创新当然最好。工作进度：1、 收集有关资料，写出开题报告; (2周)12.151.2 2、 外文翻译(6000实词以上); (1周)1.31.9 3、 确定总体设计方案及完成主要数据的计算; (3周)2.233.154、 设计分析,绘制总装图、部件图和各零件图; (11周)3.165.315、 撰写毕业论文、准备毕业答辩 (3周)6.16.19 五、 参考文献1. 程开甲主编.高低速风洞气动与结构设计.北京:国防工业出版社.2003.2. 杨黎明主编.机械零件设计手册.北京:国防工业出版社.1995. 3. 程开甲主编.高低速风洞控制系统设计.北京:国防工业出版社.2001.4. 贺德馨主编.风洞天平.北京：国防工业出版社.2001.5. 彭福全主编. 机械工程材料手册. 北京：机械工业出版社.1996.6. 吴宗泽主编.机械设计实用手册. 化学工业出版社，1991.7. 王昆等主编.机械设计,机械设计基础课程设计, 北京：机械工业出版社.1995.8. 机械工程手册编辑委员会编.机械工程师手册. 北京：机械工业出版社，1992.9. 王先逵主编.机械制造工艺学. 北京：清华大学出版社，1999.10. 洪家娣等主编.机械设计指导. 南昌：江西高校出版社，2001.11. 相瑜才等主编.工程材料及机械制造基础. 北京：机械工业出版社.1997.12. 钱翼稷主编.空气动力学. 北京：北京航空航天大学出版社.2004. 13. 廖念钊等主编.互换性与技术测量. 北京：中国计量出版社，200214. 国家教委高等教育司编.高等学校毕业设计（论文）指导手册（机械卷）. 北京：高等教育出版社，2002.15. Kovalev P I, MENDE N P. An Album of Supersonic Flow Visualization. Beijing :National Defence Industry Press,2000.16. Soon KilHong. Advancement of Aerospace Education and Collaborative Research in the 21th Century.Hankuk: Hankuk Aviation University.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。（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。世界上第一座风洞是F.H.韦纳姆于18691871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4056.3千米小时。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1.54.75，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1930 年左右，英国国家物理实验室就已经进行有关建筑物和构筑物受风的影响的研究工作。1940年，美国Tacoma桥的倒毁，对桥梁的风振研究起了很大的推动作用。20世纪60 年代初期，美国的塞马克教授建成大气边界层风洞，对风工程的实验室研究有一定的捉进。1965 年英国渡桥(Ferrybridge）电站的8 个大型冷却塔在大风中倒塌了三座，风载荷和风振问题更引起了各国有关人士的注意。我国风工程与工业空气动力学研究在1950 年后就已开始，大发展始于1980 年。最早是研究风对建筑和结构的作用，风的作用表现在平均风载荷、脉动风载荷、风振、通风和热损失等。这些大都是利用风洞进行缩尺模型试验，如广东茂名电厂双曲线自然通风冷却塔的风洞缩尺模型试验，测量了平均风压、脉动压力和内压分布；成都万人体育馆、“珠江帆影”高层建筑和五和塔等模型的风荷载试验；上海锦江宾馆分馆钢结构高楼气动弹性模型动态响应的风洞试验；各种桥梁的节段模型静态和动态、全桥气动弹性模型风洞试验等。1980 年后我国陆续建成了20 余座试验段截面lm 以上量级的大气边界层（或环境）风洞，进行大气污染扩散与质量迁移的风洞模型试验，对大气污染扩散与质量迁移进行模拟研究，对所在地区的大气环境质量作出评价。用这些风洞还可进行深凹露天矿自然通风的模拟试验；进行防风固沙林风洞模拟试验；对铁路防护工程进行风洞实验研究，可测定阻沙带有效挡风沙的距离，开展风雪流形成机制、运行规律、各种路基的雪堆积过程及预防措施的模拟研究。1.2风洞的分类、组成及其设计特点1.2.1 风洞的分类、组成风洞的分类通常依据马赫数来划分。0.4的是低速风洞；=0.41.4的是跨声速风洞；=1.54.5的是超声速风洞；0.5的是高超声速风洞。风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。洞体，它有一个能对模型进行必要测量和观察的试验段。试验段上游有提高气流匀直度、降低湍流度的稳定段和使气流加速到所需流速的收缩段或喷管。试验段下游有降低流速、减少能量损失的扩压段和将气流引向风洞外的排气段或导回到风洞人口的回流段。1.2.2 各类风洞的设计特点低速风洞内气流速度较低，可按不可压缩流动来设计计算，设计的主要问题是合理组合收缩比与整流装置，使风洞具有高的能量比、低的湍流度、低的造价；设计高效率的风扇装置；设计没有气流分离的收缩曲线以保证流动品质。低速风洞的设计实践和制造经验比较成熟，因而常规的低速风洞完全可以遵循现有性能优良的风洞所建立的设计准则进行设计。2. 风洞设计原理与程序2.1 影响风洞设计的相似准则一个在静止空气中运动的物体或者在气流中保持静止的物体，其受到的空气动力取决于一系列有关气流与物体的参数。如雷诺数、马赫数、湍流度、比热比、普朗特数、斯特罗哈数、佛劳德数、准则和准则等等。2.2 风洞设计2.2.1 风洞的建造地点由于建造大型风洞及购置附属设备的投资是巨大的，而且建造后使用的年限一般在20 年以上，所以风洞的建造地点应慎重考虑。一般应考虑的因素有：( l ）当地的电力资源是否足够，要考虑将来发展，扩建其他风洞的可能。 ( 2 ）当地水资源丰富，大刑风洞特别是高速风洞，需要大最的冷却用水。 ( 3 ）交通方便，便于设备的运输、器材供应和物资的运输，建造地点最好邻近城市和 业区。 ( 4 ）建造地区的地质条件好，远离洪水和地震频繁发生地区。( 5 ）风洞建造地点在国防卜的安全性，不应建在边境、沿海地区。由于课题是小型低速直流式风洞，地点就在实验室，就不与考虑。2.2.2 风洞型式的选取风洞有多种型式，驱动装置可以是多种多样的。无论是什么型式的风洞，动力装置的建设费用往往均占有很大的比重。欧美国家轴流式压缩机设计制造技术发达，因而往往建造连续式风洞巨宁可增大建造投资，来换取低的运行费用。高速风洞最经济的动己力系统要算是几个暂冲式风洞共用的压缩空气储气罐系统：当一前测控技术的发展，使风洞的工作时间以秒计就可获得需要的试用验数据，更为暂冲式风洞开辟了广阔的前景。因而，或为r 韧用现有的气源或为了节省建造投资、缩短建设周期，第二次世民气战后，各国建造了一大批暂冲式风洞。 高速风洞的洞体都是钢结构，而低速风洞的洞体可；、钢结构或混凝土一钢混合结构。就我国而言，混凝土结构洞体的浩价只需钢结构洞体造价的一半左右，制造精度达毫米量级，因而常压、常温的低速风洞常采用混凝土和钢混合结构，试验段和风扇段是钢结构，其余洞体用混凝土制成。 设计风洞时，在满足同样的气动性能技术要求及强度等条件下，采用何种方案，应根据资源条件、工业基础、制造能力及周期、已有的风洞设计与运行技术经验来确定。 我国8m x 6m 低速风洞采用三台风扇驱动颇具特色。20 世纪70 年代初期，我国的直流电动机制造水平还不发达，制造7800kw 的大电机需专门研制，不但研制周期长，制造费用也很可观；若采用单台风扇驱动，风扇直径约10m 左右，为防止翼型失速，风扇翼尖速度不能太大，限制了电机的转速不能高，低转速大功率的电机更难设计。当时国内已有2600kw 电机的系列产品，只需稍加修改即可满足要求，因而决定采用三台2600kw 的电机带动三台风扇驱动风洞既节省了投资又缩短了建设周期。2.2.3 采用成熟技术，不断发展新技术风洞是研究气动力问题的基础性设备，包含着复杂的工程问题。风洞设计时应借鉴现有风洞成功与失败的教训，尽量采用在类似风洞上经实践证明获得的成熟的技术。风洞设计技术的不断创新，改善了气流品质，降低运行费用，提高了试验数据的精确度。在采用新技术、新布局时，都应开展充分的预先性研究，并经模型风洞试验验证其可行性，证实技术成熟后，才将改技术应用到大风洞的设计中去，以确保风洞设计的成功。2.3. 风洞设计程序风洞设计大致按如下程序：立项论证、可行性研究、初步设计、技术设计、施下设计、风洞调试。风洞设计程序是指导建成风洞的过程。3. 低速直流式风洞气动设计小型低速直流式风洞设计效果如图2-1。图2-13.1 . 概述常规低速风洞是相对于专用低速风洞而言的。低速风洞所涉及的是“压缩性可以忽略”的范畴。航空飞行器模型在常规低速风洞中进行试验时，诸如边界层流态、气动阻力、分离流与失速特性等飞行器模型的气动特性，均与粘性有关，见下图：图3.1-1。因此，雷诺数是常规低速风洞最重要的相似参数。图3.1-1(b)试验段风速要求，主要与雷诺数的要求有关。通常常规低速风洞试验段的最大风速130m / s 。当试验段风速v80m/s 时，闭口回流式风洞内气流的温升增加很快，必须设置冷却器及相应的冷却系统，以保证风洞达到国军标提出的温度控制指标。然而冷却器及相应的冷却系统，尤其是冷却器的造价师比较昂贵的，所以，通常风洞的最大风速可以设计为v80m/s 。对于风速=130m / s或是更高一点的风洞来讲，大多是在风速v=80m/s以下运转。风洞方案要根据用户提出的风洞用途、主要性能指标、投资金额和风洞建设场地的限制以及可利用能源的限制等因素来确定。风洞气动总体方案必须力求在满足上述各项要求的前提下，使风洞结构紧凑、造价低廉、运行较经济、生产率较高、加工安装和使用方便。常规低速风洞气动总体方案要确定以下内容：（1）实验台的形式，采用回流式还是直流式方案。（2）试验段的形式，闭口试验段还是开口试验段、或是开、闭口两用试验段。（3）试验段截面形状和尺寸。（4）实验台收缩比及稳定段内整流装置（蜂窝器和阻尼网）。（5）是否采用大角度扩散段。（6）风扇段直径及风扇段位置。上述内容确定后，绘出实验台的总装图，并进行各段的零件图、部件图的绘制。如下图所示：3.2. 试验段 设计试验段效果如图3.2-1：3.2.1 试验段口径在进行直流式风洞设计时，首先要确定试验段的口径，根据任务书，试验段数据为1.8m0.7m0.5m，而试验段的口径，与试验雷诺数的要求、模型堵塞度的限制、防止过大的洞壁干扰以及模型必须模拟的较小的零件应相对容易加工制造和安装等因素有密切的关系。1） 试验雷诺数的要求这里的试验雷诺数，是指基于飞机模型机翼平均几何弦长计算的雷诺数，多以（A为试验段截面积）来计算弦长。弦长=0.059m。根据经验来说，雷诺数至少要达到（1.52.5）。在这个雷诺数的范围内，飞机试验模型上将存在大面积的层流，可以在模型上模拟全尺寸雷诺数的流动。 图3.2-1图3.2.1-12）模型堵塞度的限制为了不使模型堵塞度变的十分严重，一般均提出模型迎风面积的限制，使其不超过试验段截面积的5%，即0.70.55%=0.0175m。3）防止过大的洞壁干扰洞壁干扰因子与飞机模型翼展和试验段宽度之比的关系如图，对于流场比较均匀的试验段，飞机模型翼展与试验段宽之比应0.8。所以，飞机模型的翼展应0.70.8=0.56m。4） 模型必须几何模拟的较小的零件应容易加工和安装对于定性试验、流态观测试验、专门研究某一影响的比较性试验以及其他一些与粘性影响关系不大的试验，如果试验数据也不要求非常精确，则可降低雷诺数的要求，其风洞试验段口径可减小到1.5m左右。而此次实验台的试验段的原始数据为1.5m0.7m0.5m，由此可知，此次的低速风洞与传统的低速风洞相比，应该更加小，更加的简洁实用。3.2.2 试验段界面形状常规低速风洞试验段的截面形状，根据试验项目的不同可以是多种多样的：（1） 方形截面，有利于模型大迎角试验。（2） 扁矩形截面，截面宽大于高，有利于大展弦比飞机模型试验。（3） 高矩形截面，截面高大于宽，有利于二元模型试验。（4） 圆形截面，有利于螺旋桨和尾桨模型试验。（5） 八角形截面，有利于螺旋桨的模型试验。由于此次设计的低速风洞与常规低速风洞大体相同，所以常规低速风洞的试验段截面形状也可作为此次风洞设计的参考。因此根据任务书中给出的试验段原始数据为1.8m0.7m0.5m，由此可知，0.7m0.5m的截面形状为扁矩形截面，截面宽大于高，有利于大展弦比飞机模型试验。根据之前的计算，飞机模型的翼展应0.70.8=0.56m。而飞机模型机翼平均几何弦长为 =0.059m，由此可知展弦比为9.49，此为大展弦比，与扁矩形截面有利于大展弦比飞机模型试验的要求相符合。3.2.3 试验段长度1、闭口试验段的长度 试验段的长度L，通常是根据试验要求而定。若以打展弦比飞机模型试验为主，则长度L=（2.0-2.5）,若以小展弦比飞机模型和导弹模型试验为主，则长度L=（3.04.0）。标准的常规低速风洞，其闭口试验段长度可取L=2.5。为试验段截面的水力直径，即：由此可知，=（40.35）/（21.2）=0.583m2、开口试验段的长度开口试验段的损失，要比闭口时严重的多，因此，为了保证试验模型区气流的流场指标，节省风洞的运行功率，开口试验段的长度通常取L4）时，可以通过移轴的方式，采用上述方法设计收缩曲线，同样也能获得良好的气流品质。由之前的分析可知： =1.414m ，=0.5m ，x=0.3m，a=1=m ，因此，R=0.42m 。3.4.3 收缩度内场计算随着数值计算机技术的发展，采用数值方法求解收缩段内的流场，可以更好的了解气流在收缩段内流动的情况，使其对速度、压力的分布等有更好的更深刻的认识，也便于比较各种收缩曲线的优劣，使收缩曲线的设计更趋于优化。国外利用数值计算设计收缩曲线的方法有几种。近年来，我国在收缩曲线的数值计算方面也作了不少的工作，针对矩形截面的收缩段，采用了描述低速无粘性流的势函数方程，用差分格式和贴体坐标，以AF1格式进行离散化并利用AD1方法来求解。3.5 扩散段扩散段设计效果如图3.5-1。图3.5-1常规低速风洞中，通常有两个扩散段，一个位于试验段下游，常称第一扩散段；另一个位于风扇段下游，常称第二扩散段。近年来国外新建的尝过低速风洞中，还设计了一个大角度扩散段，它位于第四拐角与稳定段之间。扩散段的主要作用是将气流的动能恢复为压力能，从而减少气流在扩散段下游各段的能量损失。3.5.1 常规扩散段的扩散角 在没有分离的情况下,气流通过扩散段的损失主要包括摩擦损失和扩压损失两种。可以用下式表示：式中 和分别为扩散段的进口和出口截面积；进口截面动压值；摩擦损失系数；扩散段全扩散角；其中摩擦损失；扩压损失；由公式可知，当扩散段面积比一定时，随扩散角的增加，扩散段的摩擦损失减少而扩压损失增大，如图图3.5.1-1。扩散段的面积比确定了扩散的压力恢复和压力梯度。在扩散段的扩散角5时，当扩散段面积比过大时同样有产生分离的危险。3.6 防护网 防护网又称之为安全网，主要是用来捕捉在风洞运转中脱落的模型，模型部件及遗漏在风洞内的工具等，以此来保护风扇。对直流式风洞而言，则通常安置在风扇段前。防护网将增加风洞的损失，虽然这个损失占风洞总损失的比例也不是小数，但为了保护风扇，增加这点运转功率还是值得的。但在设计防护网时，应尽量使其损失较小。防护网通常是一层较大网格尺寸的高强度金属网。图3.5.1-13.7 风扇段 风扇段时间设计效果如图3.7-1。图3.7-13.7.1 风扇段的位置图3.7.1-1早期的常规低速风洞，其风扇段的位置有的位于第一拐角前，有的位于第一与第二拐角之间，而大多数风洞的风扇段则位于第二拐角之后。当代国外设计的常规低速风洞，风扇段则位于第二拐角之后。风扇段的布置见图3.7.1-1。风扇段位于第二拐角之后的理由，主要是因为气流在达到风扇段前就已经经过了相当长的一段等截面流动，所以进入风扇时的气流已是相当均匀的。而且，在这一位置的气流速度也是比较高的。风扇段处于较高的气流速度下，一方面，风扇的效率相对较高，另一方面，在这样的流速下，相对试验段截面来讲，风扇段的直径也不会过大，因此可以降低风扇段的造价。这也是风扇段不宜放在风洞回流道中的大截面的位置或放在稳定段中的主要原因。另外，如果风扇段放在第一拐角前甚至是第一扩散段内，不但此处的流动均匀度较差，而且也是很不安全的，因为风洞运行中脱落的模型或模型部件及遗漏在风洞的工具等将会损坏风扇。3.7.2 风扇段截面积风扇段截面积与实验段截面积之比，通常是在2:1或3:1之间。如果这个比值过大，那么，风扇前的速度剖面分布可能产生不均的危险，而且风扇段的成本也将随其尺寸的增大而增加，如果这个比值过小，那么，为了保持合理的桨叶角，风扇的来流速度将要求提高，而且也需要提高风扇的转速，这就有可能使桨叶叶尖马赫数过高进而产生激波。3.7.3 风扇段整流装置风扇段整流装置包括整流装置，风扇前导流片和风扇后导流片等，1） 整流罩风扇整流罩的直径通常可取为风扇段直径的0.30.7倍。该直径的大小，在一定程度上可以用来控制进入风扇前的风速，从而控制风扇叶片的前进比而使风扇处在最佳的前进比下运转。整流罩的外形一般都是采用流线型旋转体，其长细比最好大于或等于4，这样可使整流罩的阻力较小，出口的气流也相对比较均匀。为使气流过风扇时比较均匀，在设计整流罩时，通常要在设置风扇的位置保留一段等直径段，该等直径段的长度大约为整流罩最大直径的30%40%。整流罩下游的当量圆锥形扩散角，应设计为7或是更小些。因为整个整流罩后段后产生过度的逆压梯度，这将导致气流分离，并且将导致试验段中可能出现持续性的尾迹。因此，要避免把位于整流罩后部范围的风扇段洞体设计成扩散的，至少这部分洞体应设计成平直的，有些风洞，在这部分的洞体甚至是设计成收缩的。对于一个较短的整流罩，其有效通道截面的扩散角应小于或等于1012。如果气流在经整流罩后产生明显的分离，则必须安装漩涡发生器或延长整流罩的后体，以便抑制气流的分离。2） 风扇前导流片（预旋片）和风扇后导流片（止旋片）风扇在其上游可安装预旋片（前导流片），也可不安装这种预旋片。预旋片通常是设计成与风扇的涡流方向相反的涡，这样，在风扇后不致产生漩涡，而且这类漩涡应能在所有转速情况下都不会出现，因此预旋片最好设计成可调节的。作为一个安全的设计，尤其是在不采用预旋片时，在风扇后应安装导直叶片或消涡片即止旋片（后导流片）。3.7.4 正反旋风扇设计正反旋风扇，主要目的是用下游的风扇来消除上游风扇造成的旋转气流。一对正反转风扇，在任何风速和输入功率的情况下都能消除气流的扭转。由于两个风扇往往可以设计成能比一个风扇产生更大的推力，所以对于运转功率大的风扇装置来讲，采用正反转双风扇系统式合适的。3.7.5 变距风扇变距风扇，即风扇桨叶角可调的风扇。即便是风扇具有可变转速的驱动装置，采用变距风扇也是有价值的：（1） 通过变距改变风速，要比通过变转速改变风速快的多。（2） 如果采用同步电机驱动风洞，若使用变距风扇，则起动时可将变距风扇的桨叶角放在小桨距地位置。（3） 对于可采用二元试验段插件运行的风洞，变距风扇有利于实现最佳运行。（4） 变距风扇运转效率较高3.7.6 驱动电机的位置电机的位置，对风扇段和整流罩的结构设计有重要的影响。如果电机位于整流罩内，则整流罩的支撑必须承受风扇对风洞外壳产生的扭矩和推力，而不仅仅是推力，若电机放在整流罩内还要求冷却电机，冷却空气往往可以通过整流罩支撑来输送。如果电机位于风洞洞体外，则可以通过用长轴驱动风扇。长轴通过轴承来保证与风扇旋转中心的同轴度。3.8 风扇风洞的风扇，不同于飞机的的螺旋桨，它是一个函道风扇。由于风洞风扇是在一个等面积的管道中工作，根据不可压的连续方程，通过风扇的速度是不会增加的。风洞风扇只不过是恢复气流通过风洞沿程的压力损失。值得提出的是，经修改后的飞机螺旋桨，已成功地应用到许多风洞中，而这些飞机螺旋桨多半都具有可控变距地特点，这是很理想的。到目前为止，国外对风扇的设计已做过许多工作，主要有patterson,collar和wallis设计方法。3.8.1 影响风扇设计的主要因素图3.8.1-1由图3.8.1-1。可以看出，为了获得高的风扇效率，在很大的程度上取决于恰当地选择前进比j，并取升阻比L/D之值得量级为50。1） 前进比j式中 u 风扇段内的气流轴向速度； 叶片旋转速度，1/s;r 风扇段半径，m。大的前进比意味着有较低的风扇转速，这样，就需要选用低转速的电机或采用变速传动系统。另外，图中还说明，风扇的最佳位置应放在风洞中速度较高的区域。为兼顾到风扇整流体的阻力是随当地速度的增加而增加的情况，通常，最好的折中方案是将风扇布置在第二拐角之后。为保证风扇有较高的效率，在直径为风扇直径0.75位置处的风扇叶片的前进比j=0.71.0较为理想。2）升阻比使升阻比L/D大于50，实际上的得益是不大的，因从空气动力学角度看，实际选用什么翼型并不是很重要的，更重要的是从结构上来考虑。风扇叶片暴露在气流中的那部分，通常采用等厚度剖面。只有无限翼展和适度薄的翼剖面，翼型的升阻比L/D才能达到50量级这样高的值。可以认为，如果在风扇叶片根部和尖部分设置端板，则就可以有效地模拟无限翼展的流动。其实，由于风扇翼尖和洞壁之间的间隙通常很小，风扇叶片的根部又有大的整流罩，因此洞壁和大整流罩就形成了端板。这样，风扇叶片的流动可以看做就是无限翼展的流动。3）整流罩有时，选用大直径的整流罩也是有利的，因为这样可以相对提高风扇段的气流速度，在同样前进比条件下可以提高电机的转速。采用大直径的整流罩还可以把结构上要求较厚的叶片根部罩起来，将其余薄的，效率高的叶片部分暴露在气流中。虽然，最理想的整流罩直径应为风扇段直径的0.60.7倍，但实际上许多风洞风扇整流罩的直径仅为风扇段直径的0.30.5倍。这主要是从整流罩的损失和造价方面来综合考虑的。4）风扇叶片数风扇的叶片数通常没有严格的规定。因为由叶片数与叶片弦长的乘积所表示的叶片表面总面积，必须根据推力的要求来预计。课题设计选用叶片为12片。5）叶片弦长以叶片弦长C为特征长度的雷诺数应在7105以上，以保持较低的翼剖面阻力；翼尖速度应足够低，以避免产生压缩性的影响。3.8.2止旋片在等截面的不可压管道流动中，根据连续性方程，通过风扇后其轴向速度应是恒定的。然而，由于风扇使气流产生了扭转或旋转，因此，增加了它的绝对速度。设计止旋片的目的，就是消除这个扭转的速度，并将其转变为风扇的压升。增加整流罩的直径，将减少气流的旋转程度，这与增加风扇转速的作用相同。在风扇叶尖附近，旋转系数e=wr/u为最大值。这里w为在风扇段半径r处滑流中的角速度。 当扭转的气流速度比轴向的气流速度小得多时，实践证明可用NACA对称翼型，使其翼弦与风洞中心轴线平行，然后把这种叶片安装在风扇后当作止旋片使用，是可以得到满意的结果的。扭转的极限，由止旋片达到失速而定，有干扰后的失速迎角比在自由流中的失速迎角大33%，见图3.8.2-1.图3.8.2-1.3.9 风扇系统的减振和降噪设计在低速风洞中，风洞系统既是风洞的动力源，又是风洞中不可忽视的一个振动，噪声源，但迄今为止，国内风洞设计和运行人员对风洞风扇系统的减振降噪技术还未进行过系统的研究，仅就国内风洞设计和运行中的经验作介绍。并实践到此低速直流风洞设计中。3.9.1风扇系统的特征振动和减振措施风洞风扇系统的振动类型是多种多样的，而最经常遇到的振动一般有下列几种：(1) 受迫振动与临界转速。在风洞运行中，有时会遇到风扇在启动升速过程中，当转速达到某一值时，会出现振动急剧增大的现象，而错开这个转速后，振动减弱并恢复正常。这种使风扇转子产生剧烈振动的转速就是通常所说的临界转速(2) 不平衡振动。在风扇系统中，常常会遇到由于转子材质不均匀，结构不对称，加工和装配误差等原因造成的质量偏心。风扇叶片旋转时，质量偏心的不平衡力就会激起风扇转子振动，这是风扇系统较常见的一种振动现象。不平衡振动除了由于质量偏心引起外，有时还可能与转子弯曲，转子部件脱落等因素有关。(3) 结构共振。结构共振是由于作用在风扇轴承座，台架或风扇段洞体等上的激振动力频率接近或吻合结构件固有频率而引起的。(4) 支座松动引起的振动。风洞是长期，反复运行的实验设备，支座连接松动之类的情况往往时有发生。当风扇系统基座紧固螺栓等松动时，就会出现强烈振动，其振动特点通常是发生铅垂方向的振动。由于松动现象具有一定的非线性特性，所以这种振动除了风扇旋转成分的基频外，还会发生高频振动。针对上述各种振动，常采用的减振措施有：(1) 使风扇工作转速避开临界转速区域；或改变风扇转子尺寸或是轴承，支承座的动态特性，以调整临界转速；也可设法增加外阻尼。(2) 为消除风扇转子或轴承质量偏心引起的不平衡振动，风扇转子或轴承在进入风洞安装前应进行动平衡试验。(3) 对于结构共振，通常采用改变结构件的动态特性，例如改变结构件的刚度等方法，以及改变激振力的频率或增加外阻力及设置减震器等措施来消除或减弱共振危害。(4) 对于基座松动引起的振动，最好的解决办法是经常检查基座紧固螺栓，如发现松动，及时加以紧固。3.9.2风扇的降噪和降噪措施风扇系统是低速风洞中的主要噪声源。一般说来，风扇产生的噪声由两部分所组成，一部分是旋转噪声，另一部分是湍流噪声。由于旋转噪声以偶极子声辐射为特征，湍流噪声以四级子声辐射为特征，而在低速风洞中，偶极子的辐射效率比四级子高的多，并且低速风洞中风扇段通常距离试验段比较远，因此，理论和实践证明，对于风洞试验段流场来说，风扇噪声可以考虑旋转噪声为主。为了降低噪声对风洞试验段气流的不利影响，一般可以采取以下三种方法：(1) 降低风扇系统本身产生的噪声，这种做法主要应从风扇系统的设备设计，制造，安装，调试，检测等方面做认真细致的考虑和处理。在设计上，采用低速风扇，合理选择风扇桨叶和止旋片的数目，合理选择桨叶与止旋片之间的轴向间距和提高风扇进口气流的均匀性以降低风扇的旋转噪声；合理选择叶栅参数，减小桨叶叶尖径向间隙和减小风扇进口气流的湍流度噪声。但从理论上说，风扇叶尖速度对声功率有绝对优势的影响，因此在风洞试验气体流量不变的条件下，只要降低风扇叶尖速度，就可以大大降低风扇本身的噪声。(2) 由于风扇的噪声影响随着距离的增大而减弱，因此，在风洞的设计中应使风扇段尽量远离试验段，这对降低试验段噪声是有好处的。(3) 有必要时，可在风扇段玉试验段之间管道的低速段上设置内场消声器，以降低风洞噪声传入试验段的噪声量。3.10 直流式风洞进、排气装置及其他方面的设计支架的设计效果如图3.10-1。风洞运行时，气流在上游直接从外部大气经过进气装置进入风洞，然后在下游从排气装置排到大气中。为了防止阵风的影响及阻止雨雪昆虫风沙等进入风洞（这些现象即使直流式风洞处在非运行状态下也会出现），以保证风洞的气流及正常的试验，降低风洞的运行功率，应对直流式风洞的进气装置和排气装置作精心的设计。3.10.1 进气装置直流式风洞的进气装置通常包括金属丝网及百叶窗，进气室和喇叭口等，设计时应考虑以下几点:（1） 气流不产生分离（2） 损失相对较小（3） 能防止风的影响（4） 能防止雨雪昆虫和风沙进入风洞从外部大气进入直流式风洞的气流，首先应通过一层金属丝网和百叶窗再进入进气室。其目的主要是防止雨雪昆虫风沙等和风对风洞及试验段气流造成的不良影响。进气室的截面积和容积要比稳定段的截面积和容积大得多，以便将从外界大气经过金属丝网和百叶窗导入的气流比较稳定，均匀地通过喇叭口进入稳定段。通常，有三个不同形状的管状口，无论是从保证有良好的流动状态还是从获得相对较小的进气损失方面来考虑，喇叭口形状为最优，进气口不采取任何措施最差。因此，直流式风洞在稳定段前均设计一喇叭口，以改善进入稳定段前气流的流动。为使入流损失降至最低，喇叭口的圆弧半径R通常应为R/D大于等于0.2，D为稳定段直径。大气阵风对直流式风洞的影响，还可以通过在稳定段内设置蜂窝器，阻尼网和增大收缩比，增大风扇的湿度，设计阵风阻滞装置以及采用稳定系统等来将阵风影响减小到允许的程度。阵风阻滞装置，可采用实体挡板，台阶形实体挡板，开孔板以及百叶窗等。CARDC在设计8m6m风洞时，认为重叠量和倾角均可调的百叶窗，对防阵风，防雨等效果均较好。3.10.2 排气装置气动设计直流式风洞的排气装置包括排气扩散段，金属丝网等。风洞运行时噪声较大的风洞，为减少排气扩散段出口还必须设计有排气消声器。直流式风洞排气装置的设计应考虑以下几点：（1） 气流排气损失较小。（2） 防止雨雪风沙及昆虫等进入风洞。（3） 排气噪声不得超过国家规定的标准。为使直流式风洞排气损失相对较小，在风扇段后应设计排气扩散段，目的是气流在通过该排气扩散段后，其速度降至最低，将其动能尽量地转化为接近外界大气压的压力能，从而减少排气损失。为达到这一目的，试验段后包括排气扩散段的各扩散段总的面积比应达到大于等于78，见图3.10.2-1。而排气扩散段的扩散角则应保证在其相应的面积比气流不会出现明显的分离。与进气装置一样，为防止雨雪昆虫和风沙等进入风洞，在排气扩散段出口应设计一层金属丝网。3.10.3 隔断幕为保证试验时仪器初读数采集不受直流式风洞过道风的影响，通常在试验段下游安装一个隔断幕。此幕在采集初读数时可以放下来，这时风洞内不会又空气流动（过道风），从而保证了初读数采集的准确性。图3.10.2-13.10.4 进口消声器若直流式风洞设置在对噪声环境要求严格的地理位置，则在风洞进气口前也应设置必要的进口消声器。3.10.5 支架与加强肋 支架与加强肋的尺寸要与洞体想配合，支架与加强肋的材料相同，都是Q235.4. 低速直流式风洞结构设计低速直流式风洞设计效果如图4-1。图4-14.1 低速直流式风洞总体设计结构总体设计包括风洞洞体结构总体设计和工艺总体设计。洞体结构总体设计是依据风洞可行性研究报告和风洞气动设计提出的设计技术条件，进行风洞洞体结构总体布局设计：提出结构部段和辅助系统设计技术条件和测控系统协调条件，进行设计中的技术协调、完成风洞洞体结构总图设计，提出洞体安装技术条件和结构设计计算报告、设计及使用维护说明书，定成风洞洞体设计图纸和技术文件的归档。 工艺总体设计是依据可行性研究报告及其批复文件、设计技术条件和风洞试验的工艺流程、建设地点的地形和地质情况及供电、供水、供气等方面的实际情况，对风洞试验室和厂区进行布局，绘制厂区和试验室工艺布置图，提出厂区和试验室土建设计和辅助设施设计技术条件、编写设计说明书和设备配套表，完成工艺设计图纸和技术文件的归档。 洞体结构总体设计和工艺总体设计是紧密相关的，必须从整个工程的全局出发，统一考虑和协调。洞体结构总体和工艺总体与测控系统设计、辅助系统设计、土建设计等关系密切，必须加强协调、充分协商。风洞洞体结构总体设计将从洞体材料的选择、断面形状和风洞中心线的标高等几个方面，对洞体结构总休设计进行介绍。 根据风洞的尺寸不同，可以选择木结构、钢筋混泥土结构、钢结构或混合结构。这几种材料各有其优缺点，但就风洞气流品质来讲，这几种材料之间是没有区别的。洞体断面形状和风洞中心线标高，洞体断面形状是由气动设计确定的，但确定前应充分听取结构设计的意见试验段截面形状多为带切角的矩形或带切角的正方形。矩形或正方形断面有利于天平转盘和门窗的开设：风扇段断面形状为圆形才能适应风扇旋转的需要。为了便于施工，洞体的其余部段多为八角形（由矩形或正方形试验段的切角演变而成），而在风扇段前后采用圆形截面到八角形截面的过渡。风洞中心线标高不宜太高，也不宜太低。中心线标高太高，不但增加了施工高度、各种梯台的高度和试验时人员和设备进出的高度，而且洞体轴向载荷产生的倾菠力矩也大，增加了基础投资；中心标高太低，使地坑和管沟太深，增加了地下工程的投资，使用中也容易进水。4.2 试验段结构设计低速风洞试验段有开口试验段和闭口试验段两种型式。课题是闭口试验段型式，这样气流品质有保证。低速风洞试验段由框架、壁板、顶门、迎角机构、侧滑角机构、地板、照明和观察窗等部件组成。小型风洞试验段框架和壁板可采用木材，大中型风洞试验段一般采用钢材，压力风洞试验段壳体必须按压力容器规范进行设计、制造和检验。试验段结构设计应保证试验段的框架、壁板有足够的强度和刚度、装卸模型方便、迎角和侧滑角机构使用方便、运动精度高、试验段门窗尽量大一些，以便试验人员进出和方便照明、观察和摄影。常规低速风洞试验段多采用切角矩形，平底部有利于试验人员进出风洞安装模型和转盘设计，平侧壁有利于布置门窗和方便试验模型的观察和摄像。切角沿轴向逐渐减少，以补偿洞壁边界层的增长，切角上可以设置照明装置。低速风洞模型迎角机构的形式拒绝于试验模型的支撑型式。典型的迎角机构有平行四边形迎角机构、扇形件迎角机构张线式迎角机构。4.3 风扇段结构设计风扇段基本上由壳体、风扇系统和壳体支座等三个部分组成。壳体通常是一个等截面的圆形管道。风扇系统包括风扇、整流罩、预扭导流片（预旋片）、电机及其支架等。预扭导流片（预旋片）和反扭导流风扇由轮盘和若干片桨叶组成。二整流罩包括头罩、尾罩及其两部分间的过渡部分。预旋片和止旋片分别安装在整流罩的头罩和尾罩处。整流罩内部可安装电饥及传动部分。由于风扇段本身的特点，如整流罩的支撑、预选片和止选片的固定等，风扇段壳体采用钢结构。壳体的横截面一定会有椭圆度。壳体设计中，应充分考虑整流罩、风扇系统的安装和更换。风扇需要定制才能满足设计要求。电机的布置，风扇系统对动力驱动系统的基本要求是：在给定转速下能稳定工作，保证风洞稳定运转；有比较宽的调速范围，以便使风洞试验段的风速均匀可调，调节范围应达到最大速度的1：10以上；容易控制；造价低、使用和维护方便。电机在整流罩内时，在整流罩内必须设有电机支座，可将电机支座与壳体的支承构成一个整体，也可将电机支座与整流罩构成一个结构样州本。在支座设计中，应考虑电机的振动问题，采取减振措施。整流罩与风扇段壳体和导流片构成风扇段气流通道。预旋片和止旋片通常采用焊接的方法分别与壳体和整流罩连接。结构设计与加工中，应保证整流罩轴线与风扇段轴线的重合度、导流片对称面与壳体的垂直度要求。当风扇驱动电机放在整流薄内少头罩内腔还可以作为电机强迫冷却的通道。电机冷却通风及轴承润滑油管道可从导流片中穿过。4.4 风扇段结构设计稳定段通常为一等直径管段，其内部装有整流装置和测压探头、测温探头等测量装置。整流装置一般由蜂窝器和阻尼网组成。蜂窝器蜂窝器由许多六角形（或方形、或圆形）小截面管道组成从对气流产生的阻力损失方面考虑，六角形蜂窝管的阻力损失最小，方形次之，圆形再次之。从加工的难易程度比较，圆形的蜂窝管加工较容易且费用较低，六角形蜂窝管加工较难且费用较高。所以在设计蜂窝器时，应与气动设计人员充分协调，选择合适的蜂窝器材料和加工方法，以在满足使用要求的前提下最大限度地节省经费。蜂窝器的材料、加工方法和允许的投资应同时考虑。对试验段流场要求不高、且投资有限时，可选用六角形玻璃钢蜂窝器，但其形状不太规则，尺寸不太准确；对试验段流场要求较高，且允许限力系数较大时，可选用圆形钢管焊成的蜂窝器。见图4.4-1。在投资允许时，圆管可为拉制的薄壁不锈钢管，在投资较少时，圆管可选用拉制的普通低碳钢管或用紫铜管拉制成六角管焊成的蜂窝器。当然也可采用铝管拉制成六角管。由于拉制的六角形蜂窝管费用较高，也有采用不锈钢板或低碳钢板模压（冲压或滚压）成波纹板，再点焊或滚焊成六角形或方形蜂窝器。在已建成的风洞中，就有采用薄钢板冲成槽板焊成方形蜂窝器的。对小型风洞，可采用整体的蜂窝器。对中、大型风洞，由于蜂已窝器的尺寸很大，应采取将多个蜂窝块安装在井字形框架上来组一成蜂窝器，见下图，蜂窝器分块的大小，从气动角度看，大越好，但从加工、装角度考虑，蜂窝块的大小应方便加分块越用工和安装。每个蜂窝块均应有边框，边框的厚度应考虑蜂窝节蔺析 能否与边框（厚板）焊接及边框本身的刚度。阻尼网是固定在稳定段内、很细的不锈钢丝筛网或铜丝筛网。阻尼网的作用与蜂窝器类似但没有导直气流的作用
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