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风洞

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风洞(wind tunnel)


风洞(wind tunnel)即风洞实验室,是以人工的方式产生并且控制气流,用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况,并可量度气流对实体的作用效果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、最有效的工具之一。

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、房屋建筑风能利用等领域更是不可或缺的。这种实验方法,流动条件容易控制。实验时,常将模型或实物固定在风洞中进行反复吹风,通过测控仪器和设备取得实验数据。

为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制,在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的,通常是按所要研究的课题,选择一些影响最大的相似参数进行模拟。

此外,风洞实验段的流场品质,如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准,并定期进行检查测定。


历史

世界上公认的第一个风洞是英国人韦纳姆(E.Mariotte)于1869~1871年建成,并测量了物体与空气相对运动时受到的阻力。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40~56.3千米/小时。1901年莱特兄弟又建造了风速12米/秒的风洞,为他们的飞机进行有关的实验测试。

风洞的大量出现是在20世纪中叶。到目前为止,中国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。

风洞是空气动力学研究和试验中最广泛使用的工具。它的产生和发展是同航空航天科学的发展紧密相关的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律,以验证和发展有关理论,并直接为各种飞行器的研制服务,通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制,曾进行了约10000小时的风洞实验,而80年代第一架航天飞机的研制则进行了约100000小时的风洞实验。

设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流需要有不同的流速和不同的密度,甚至不同的温度,才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。风洞中的气流速度一般用实验气流的马赫数(M数)来衡量。风洞一般根据流速的范围分类:M<0.3的风洞称为低速风洞,这时气流中的空气密度几乎无变化;在 0.3<M<0.8 范围内的风洞称为亚音速风洞,这时气流的密度在流动中已有所变化; 0.8<M<1.2 范围内的风洞称为跨音速风洞;1.2<M<5范围内的风洞称为超音速风洞;M≥5的风洞称为高超音速风洞。风洞也可按用途、结构型式、实验时间等分类。

因为风洞的控制性佳,可重复性高,现今风洞广泛用于汽车空气动力学和风工程的测试,譬如结构物的风力荷载和振动、建筑物通风、空气污染、风力发电、环境风场、复杂地形中的流况、防风设施的功效等。这些问题皆可以利用几何相似的原理,将地形、地物以缩尺模型放置于风洞中,再以仪器量测模型所受之风力或风速。一些研究也指出风洞实验之结果与现地风场的观测的结果相近,故风洞实验是研究许多风工程问题最常用的方法。风洞实验数据亦可用来验证数值模型的有效性,找到较佳的模式参数。

全世界的风洞总数已达千余座,最大的低速风洞是美国国家航空航天局艾姆斯中心的国家全尺寸设备(NFSF),实验段尺寸为24.4×36.6米2,足以实验一架完整的真飞机;雷诺数最高的大型跨音速风洞是美国兰利中心的国家跨音速设备(NTF),它是一座实验段尺寸为2.5×2.5米2的低温风洞,采用了喷注液氮的技术,用以降低实验气体温度,从而使风洞实验的雷诺数达到或接近飞行器的实际飞行值。现代最大的高马赫数、高雷诺数气体活塞式风洞还配有先进的测量显示仪器和数据采集处理系统。风洞的发展趋势是进一步增加风洞的模拟能力和提高流场品质,消除跨音速下的洞壁干扰,发展自修正风洞。


结构

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不同。

洞体

它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。实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。实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出段或导回到风洞入口的回流段。有时为了降低风洞内外的噪声,在稳定段和排气口等处装有消声器。

驱动系统

驱动系统共有两类。

一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋转或压缩机转子转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。改变风扇的转速或叶片安装角,或改变对气流的阻尼,可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组或可控硅整流设备供电。它的运转时间长,运转费用较低,多在低速风洞中使用。使用这类驱动系统的风洞称连续式风洞,但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大,例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为4000千瓦,产生超声速气流则约为16000~40000千瓦。

另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气罐中,或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空,实验时快速开启阀门,使高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体,因而有吹气、引射、吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂冲式风洞。暂冲式风洞建造周期短,投资少,一般[[雷诺数]]较高,它的工作时间可由几秒到几十秒,多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1秒的脉冲风洞还可通过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度,这样能量消耗少,模拟参数高。

测量控制系统

其作用是按预定的实验程序,控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪表,并通过天平、压力和温度等传感器,测量气流参量、模型状态和有关的物理量。随着电子技术和计算机的发展,20世纪40年代后期开始,风洞测控系统,由早期利用简陋仪器,通过手动和人工记录,发展到采用电子液压的控制系统、实时采集和处理的数据系统。


分类

风洞种类繁多,有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分,可以分为低速、高速和高超声速风洞。

低速风洞

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。

低速风洞实验段有开口和闭口两种形式,截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等,长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来,还发展出双实验段风洞,甚至三实验段风洞。

风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域,汽车风洞试验就在这段风洞中进行。

在低速风洞中,常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积;ρ为空气密度;η和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为3~6。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数,但由于实验对象和项目不同,有时尚需模拟另一些参数,在重力起作用的一些场合下(如尾旋、投放和动力模型实验等)还需模拟弗劳德数Fr,在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。

低速风洞的种类很多,除一般风洞外,有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞,研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞,研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞,研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞,还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声,进行动态模型实验,一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究,除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外,各国还建造了一批专用风洞,如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞,研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞,研究沙粒运动影响的沙风洞等。

直流式闭口实验段低速风洞是典型的低速风洞。在这种风洞中,风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀,然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验,以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞,第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒,第二实验段尺寸为8×6×25米3,最大风速为100米/秒。

回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接,形成封闭回路。气流在风洞中循环回流,既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以采用别的特殊气体或流体来代替空气,用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞,用水代替空气的称为水洞(见水槽和水洞)。

高速风洞

实验段内气流马赫数为0.4~4.5的风洞。按马赫数范围划分,高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

亚声速风洞

风洞的马赫数为0.4~0.7。结构形式和工作原理同低速风洞相仿,只是运转所需的功率比低速风洞大一些。

跨声速风洞

风洞的马赫数为0.5~1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后,即使再增大驱动功率或压力,实验段气流的速度也不再增加,这种现象称为壅塞。因此,早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上,利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大,而且气流也不均匀。后来研究发现,实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁,使实验段内的部分气流通过孔或缝流出,可以消除风洞的壅塞,产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰,减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波,在实壁上反射为激波,而在自由边界上反射为膨胀波,若透气壁具有合适的自由边界,则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。

为了在各种实验情况下有效地减弱反射波,发展出可变开闭比(开孔或开缝占实验段壁面面积的比例)和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12.5%、实验段直径为 308.4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快,到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。

超声速风洞

洞内气流马赫数为1.5~4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大,实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。

喷管的构造型式有多种,例如:两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管;由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管,并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管;由两块柔性板构成喷管型面,且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成,通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动,以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的,实验马数可达到1.5。

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liuxin
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浏览次数: 701 编辑次数: 0 更新时间:2018/7/16 9:19:37