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第36卷,总第211期2018年9月,第5期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGY Vol.36,Sum.No.211Sep.2018,No.5基于CFD 的超临界翼型气动特性数值模拟麻晓慧1,王宏光1,韩铁鹰2(1.上海理工大学能源与动力工程学院,上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海 200093;2.中电投珠海横琴热电有限公司,广东 珠海 519031)摘 要:为了研究超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用,对超临界翼型进行气动特性分析。
本文以超临界翼型SC (2)-0712为研究对象,使用ICEM 软件对其进行网格划分,在FLUENT 中选择SST k -ω湍流模型,模拟研究了该翼型在不同马赫数和攻角条件下的升阻比变化规律,并分析了攻角变化对翼型激波位置和激波强度的影响。
结果表明:对于超临界翼型SC (2)-0712,其升力系数随着攻角的增大先上升后下降,约在9°~12°攻角范围内出现峰值;阻力系数均随攻角的增大而增大,并呈近似线性变化;升阻比随着攻角增大而减小,并在6°攻角之后趋于平坦;攻角的变化对激波位置和强度有显著影响,且攻角越大,激波越靠近前缘,激波强度也越大。
为超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用提供理论支持。
关键词:超临界翼型;跨音速涡轮;气动特性;数值模拟;激波位置;激波强度中图分类号:TK011 文献标识码:A 文章编号:1002-6339(2018)05-0387-04收稿日期 2018-01-23 修订稿日期 2018-03-28基金项目:上海市科委科研计划项目资助(13DZ2260900)作者简介:麻晓慧(1990~),女,硕士研究生,研究方向:流体机械跨音速涡轮气动分析。
Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristicsof Supercritical Airfoils based on CFDMA Xiao⁃hui 1,WANG Hong⁃guang 1,HAN Tie⁃ying 2(1.Shanghai Kay Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering,School ofEnergy and Power Engineering,University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093,China;2.China Zhuhai Hengqin Thermal Power Co.,Ltd.,Zhuhai 519031,China)Abstract :In order to study the application of supercritical airfoil in transonic impeller field,the aerody⁃namic characteristics of supercritical airfoil are analyzed.The supercritical airfoil SC (2)-0712is choosed as the research object,which is meshed on the ICEM software and the research chooses the SST k -ωturbulence model in FLUENT.The CFD simulations on the airfoil research the lift -to -drag ratio at different Mach number and angle of attack under the condition of changing law,and analyze the shock position and intensity with the change of the angle.Results show:As for the supercritical airfoil SC(2)-0712,the lift coefficient begins down after rising first with the increase of Angle of attack,and about 9°to 12°occurrences peak.The Drag coefficient increases with the increase of Angle of attack,and is ap⁃proximately linear.Lift -to -drag ratio decreases as the angle of attack,and tends to be more flat after·783·6°.The change of angle of attack has significant influence on the shock position and intensity,and the larger angle,the closer the shock wave is to the leading edge,and the stronger the shock wave is.It pro⁃vides theoretical support for the research of supercritical airfoil in transonic impeller field.Key words:supercritical airfoil;transonic turbines;aerodynamic characteristics;numerical simulation; shock position;shock idensity0 引言近年来,在蒸汽轮机的末级与燃气轮机等动力装置中,跨音速叶型得到了广泛的应用,其具有改善叶轮机械内部气动特性的特点已经得到了普遍认可。
第９卷㊀第１期２０２４年１月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.９㊀Ｎｏ.１Ｊａｎ.２０２４㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０７１双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动过程及其有效运行时间延长李创创１ꎬ㊀李志远１ꎬ㊀张振辉２ꎬ㊀吴㊀杰１(１.华中科技大学航空航天学院ꎬ湖北武汉４３００７４ꎻ２.中国空气动力研究与发展中心ꎬ四川绵阳６２１０００)ＳｔａｒｔｉｎｇＰｒｏｃｅｓｓｏｆａＤｏｕｂｌｅ￣ＴｈｒｏａｔＬｕｄｗｉｅｇＴｕｂｅＴｕｎｎｅｌａｎｄｔｈｅＥｘｔｅｎｓｉｏｎｏｆＩｔｓＥｆｆｅｃｔｉｖｅＲｕｎｎｉｎｇＴｉｍｅＬＩＣｈｕａｎｇｃｈｕａｎｇ１ꎬ㊀ＬＩＺｈｉｙｕａｎ１ꎬ㊀ＺＨＡＮＧＺｈｅｎｈｕｉ２ꎬ㊀ＷｕＪｉｅ１(１.ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＨｕａｚｈｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＷｕｈａｎ４３００７４ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１０００ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台ꎮ但是ꎬ快开阀启动式高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞长期受快开阀影响ꎬ产生不同类型的来流扰动模态ꎮ双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞上游部件的扰动来源ꎬ但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短ꎮ针对该问题ꎬ通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的启动特性进行研究ꎬ然后对第１喷管扩张段与稳定段进行了融合设计ꎬ研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响ꎮ结果表明ꎬ采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的有效运行时间提升近２０％ꎬ并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响ꎬ有效提高了风洞的实验能力ꎮ同时ꎬ相较于较大的扩张角组合ꎬ较小的扩张角设计能够减少约１０％的总压损失ꎮ关键词:高超声速风洞ꎻＬｕｄｗｉｅｇ管风洞ꎻ双喉道布局ꎻ风洞启动特性ꎻ有效运行时间㊀㊀㊀收稿日期:２０２３￣０７￣０３ꎻ修回日期:２０２３￣０８￣１７第一作者简介:李创创(２０００ )㊀男ꎬ硕士ꎬ主要研究方向为高超声速空气动力学ꎮＥ￣ｍａｉｌ:２９３０３６９４００＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者简介:吴杰(１９８６ )㊀男ꎬ教授ꎬ主要研究方向为高速飞行器空气动力学㊁智能流动控制㊁高速风洞设计ꎮＥ￣ｍａｉｌ:中图分类号:Ｖ２１１.７５１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:ＴｈｅＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｓｅｒｖｅｓａｓａｃｒｕｃｉａｌｔｅｓｔｉｎｇｇｒｏｕｎｄｆｏｒｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｉｅｓｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃａｅｒｏｄｙ￣ｎａｍｉｃｓ.Ｈｏｗｅｖｅｒꎬｔｈｅｑｕｉｃｋ￣ｏｐｅｎｉｎｇｖａｌｖｅ￣ｓｔａｒｔｅｄｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｈａｓｂｅｅｎａｆｆｅｃｔｅｄｂｙｔｈｅｑｕｉｃｋ￣ｏｐｅｎｉｎｇｖａｌｖｅｆｏｒａｌｏｎｇｔｉｍｅꎬｒｅｓｕｌｔｉｎｇｉｎｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｙｐｅｓｏｆｆｌｏｗｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｍｏｄｅｓ.Ｔｈｅｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｇｕ￣ｒａｔｉｏｎｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｅｌｉｍｉｎａｔｅｔｈｅｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓｏｕｒｃｅｏｆｔｈｅｕｐｓｔｒｅａｍｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｏｆｔｈｅｑｕｉｃｋ￣ｏｐｅｎｉｎｇｖａｌｖｅ￣ｓｔａｒｔｅｄｈｙｐｅｒ￣ｓｏｎｉｃＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌꎬｂｕｔｉｔｗｉｌｌｌｅａｄｔｏａｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｒｅｄｕｃｔｉｏｎｉｎｔｈｅｅｆｆｅｃｔｉｖｅｒｕｎｎｉｎｇｔｉｍｅｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ.Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｓｏｌｖｅｔｈｉｓｐｒｏｂｌｅｍꎬｔｈｅｕｎｓｔｅａｄｙｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｗａｓｕｓｅｄｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｓｔａｒｔ￣ｕｐｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒ￣ｓｏｎｉｃＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｗｉｔｈｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ.Ｔｈｅｎꎬａｆｕｓｉｏｎｄｅｓｉｇｎｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｆｏｒｔｈｅｆｉｒｓｔｎｏｚｚｌｅｅｘｐａｎｓｉｏｎｓｅｃｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｓｔａｂｌｅｓｅｃｔｉｏｎ.Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｓｏｆｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｓａｎｄｓｔａｂｌｅｓｅｃ￣ｔｉｏｎｓｏｎｔｈｅｓｔａｒｔ￣ｕｐｔｉｍｅａｎｄｆｌｏｗｆｉｅｌｄｑｕａｌｉｔｙｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ.ＴｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｅｆｆｅｃｔｉｖｅｒｕｎｎｉｎｇｔｉｍｅｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｗｉｔｈｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｃａｎｂｅｉｎｃｒｅａｓｅｄｂｙｎｅａｒｌｙ２０％ｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅｃｏｍｂｉｎｅｄｄｅｓｉｇｎｏｆｒｅｄｕｃｉｎｇｔｈｅｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅꎬａｎｄｔｈｅｓｔａｔｉｃｆｌｏｗｆｉｅｌｄｑｕａｌｉｔｙｉｎｔｈｅｄｏｗｎｓｔｒｅａｍｅｘ￣ｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｅｃｔｉｏｎｉｓａｌｍｏｓｔｕｎａｆｆｅｃｔｅｄꎬｗｈｉｃｈｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｉｍｐｒｏｖｅｓｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ.Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅꎬｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｈｅｌａｒｇｅｒｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎꎬｔｈｅｓｍａｌｌｅｒｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｄｅｓｉｇｎｃａｎｒｅｄｕｃｅｔｈｅｔｏｔａｌｐｒｅｓ￣ｓｕｒｅｌｏｓｓｂｙａｂｏｕｔ１０％.第１期李创创ꎬ等:双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动过程及其有效运行时间延长Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌꎻＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｔｕｎｎｅｌꎻｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎꎻｓｔａｒｔ￣ｕｐｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｗｉｎｄｔｕｎ￣ｎｅｌꎻｅｆｆｅｃｔｉｖｅｒｕｎｎｉｎｇｔｉｍｅ引㊀言高超声速飞行器由于其高速度㊁强机动㊁超远程等特点ꎬ是当今世界航空航天强国的研究热点ꎬ具有重要的军事战略意义及广阔的民用应用前景[１]ꎮ高超声速飞行器趋向于临近空间发展ꎬ在大气层内飞行时间长ꎬ所涉及的飞行环境㊁速度以及气体流动特性十分复杂ꎬ给气动研究带来了巨大挑战ꎮ通过近几十年的研究ꎬ研究人员在高超声速流动领域积累了大量的理论基础与经验ꎬ但是高超声速空气动力学仍存在诸多难点问题ꎮ虽然计算空气动力学已成为飞行器精确㊁高效设计的预测手段ꎬ但在高超声速流动领域由于流动机理十分复杂ꎬ如高超声速湍流建模㊁高温下多物理场耦合与非化学平衡状态等ꎬ数值方法不能完全刻画其流场演化[２￣５]ꎮ对于一些特殊的流动现象ꎬ如层流㊁湍流边界层转捩以及激波￣边界层相互作用机理[６ꎬ７]ꎬ目前还无普适的数值模型能够进行预测ꎬ因此需要通过地面气动试验与真实飞行试验相互配合来研究ꎬ以降低飞行器设计中的不确定性ꎮ虽然飞行试验能够获得丰富且更真实的试验数据ꎬ但飞行试验成本昂贵且测试手段也受到较大约束ꎮ同时常规超声速及高超声速风洞设备建设成本昂贵ꎬ风洞的运行和操作也较为复杂ꎬ提高了科研机构进行基础研究的门槛[８ꎬ９]ꎮ随着我国国防事业的发展ꎬ飞行器设计的战术技术指标要求不断提高ꎬ意味着对风洞试验技术也有了更高的要求ꎬ风洞试验趋向于高精度㊁低成本和精细化等方向发展[１０]ꎮ在高超声速风洞中ꎬＬｕｄｗｉｅｇ管风洞由于其基于中心膨胀波的运行模式ꎬ具有来流Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数高㊁流场重复性好㊁流场稳定等优点[１１]ꎮ最初ꎬＬｕｄｗｉｅｇ[１２]将该设施设计为在高Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数下进行亚声速/跨声速试验的低成本替代方案ꎮ由于Ｌｕｄ￣ｗｉｅｇ管风洞具有能够产生低湍流均匀自由来流的优点ꎬ后来被用于高超声速试验[１３ꎬ１４]ꎮ典型Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞由长直储气段㊁Ｌａｖａｌ喷管㊁试验段和真空罐组成ꎬ通过这种设施可以产生相对较长的运行时间(０.１~０.２ｓ)㊁较大的试验截面和较高的Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数(５ˑ１０６~５０ˑ１０６ｍ－１)的高超声速流场ꎮ为了进一步提高Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的运行效率ꎬ德国宇航院Ｋｏｐｐｅｎｗａｌｌｎｅｒ等[１５]研制了适用于Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的快开阀控制系统ꎬ大幅度提高了该类风洞的试验效率ꎬ并降低了风洞的运行成本ꎮ虽然Ｌｕｄ￣ｗｉｅｇ管风洞能够以较低的建设和运行成本实现高质量的高超声速流场ꎬ但其存在以下不足:首先ꎬＬｕｄｗｉｅｇ管风洞的设计Ｍａｃｈ数单一ꎬ向低宽Ｍａｃｈ数拓展存在困难[１６]ꎮ其次ꎬ由于气体重力作用ꎬ储气段内气体加热不均匀ꎬ从而产生较大的熵波扰动[１７ꎬ１８]ꎮ再者ꎬ快开阀对Ｌａｖａｌ喷管喉部上游流场的干扰会增加试验段自由流扰动幅值[１９]ꎻ同时ꎬ阀门形成的涡脱落也会在风洞流场中引入一定的涡波扰动[２０]ꎮ上述扰动源的引入会显著降低风洞的流场品质ꎮ为了将高Ｍａｃｈ数Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞向中低Ｍａｃｈ数扩展ꎬＷｕ等[２１]基于常规高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管采用双喉道气动布局ꎬ即额外增加１个Ｌａｖａｌ喷管和用于连接两个喷管的稳定段ꎻ第１喷管和稳定段联合起到节流作用ꎬ可以低成本地实现将原有的Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞向多个运行Ｍａｃｈ数扩展ꎮ此外ꎬ采用双喉道布局Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞自由流扰动的特征表明ꎬ稳定段可以相当大程度地消除来自快开阀及其他上游组件产生的干扰ꎮＳｃｈｒｉｊｅｒ等[２２]也采用了相同设计ꎬ通过串联喷管的配置实现了风洞由高Ｍａｃｈ数流动到低Ｍａｃｈ数的转变ꎮ国内高亮杰等[２３ꎬ２４]详细分析了该气动布局风洞喷管的工作模态ꎬ并采用非定常数值模拟技术研究了风洞的启动特性ꎬ实现不同Ｍａｃｈ数下的尺寸匹配ꎮ然而ꎬ按照Ｗｕ等[１７]的设计思路ꎬＬｕｄｗｉｅｇ管风洞只能向低Ｍａｃｈ数工况拓展ꎬ传统的高超声速Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞要消除来自Ｌａｖａｌ喷管上游部件的干扰仍存在较大难度ꎮ同时ꎬＷｕ等[１７]的设计中第１喷管的喉道面积比第２喷管要小得多ꎬ导致两个喉道之间产生较大的总压损失ꎬ会影响风洞的气动性能ꎮ针对该问题ꎬＬｉ等[１６]设计了一种双喉道气动布局的Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞ꎬ使风洞的第２喉道截面积小于第１喉道ꎬ数值模拟与实验结果均验证了该方案可行ꎬ大幅提升了高超声速来流的流场品质ꎬ且总压损失较小ꎮ但是ꎬ由于第１Ｌａｖａｌ喷管和稳定段的引入ꎬ使该风洞的启动时间较长ꎬ因此须对其启动过程进行进一步优化分析ꎬ以期缩短采用该类气动布局风洞的启动时间ꎮ针对该问题ꎬ对该双喉道布局的Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动特性进行深入研究ꎬ并重点对缩短风洞启动过程进行优化ꎮ文章首９５气体物理２０２４年㊀第９卷先介绍采用该双喉道气动布局的Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的工作原理ꎻ之后ꎬ对风洞的启动过程进行非定常数值模拟与分析ꎻ而后ꎬ将对第１段Ｌａｖａｌ喷管与稳定段进行融合设计ꎬ并分析其对风洞的启动过程和流场品质的影响ꎻ最后ꎬ根据数值模拟结果ꎬ确定进一步缩短采用该双喉道气动布局的Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞运行时间的有效设计ꎮ１㊀双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞设计１.１㊀双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞运行原理该双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞结构与Ｗｕ等[１７]以及Ｓｃｈｒｉｊｅｒ[２５]描述的相似ꎬ但由于第１喷管与第２喷管的喉道面积比大于１ꎬ导致其工作原理完全不同ꎮ采用第１喉道较大的布局方式可以消除风洞稳定运行时第１喉道处的激波结构和由双喉道面积比引入的压力损失ꎬ其气动布局如图１所示ꎮ快开阀开启瞬间ꎬ储气段内的高温高压气体首先通过第１喷管ꎬ并在第１喷管喉道处发生壅塞ꎮ随后气体通过稳定段ꎬ在第２喷管喉道处再次发生壅塞ꎬ而后流动沿第２喷管扩张至设计的超声速流动ꎮ此时第１和第２喷管喉道处的流动均为声速流动ꎬ膨胀波(图１中的ＯＡ和ＯＢ)向上游传播到储气段中ꎮ在该过程中ꎬ第１喷管和第２喷管中的流动符合一维等熵流动控制方程ꎮ稳定段内气体的总压和总温用Ｐ１和Ｔ表示ꎬ储气段中气体总压和总温用Ｐ０和Ｔ０表示ꎮ流场建立初期ꎬ流经第１和第２喉道的气体质量流量均可由下面的最大质量流量公式表示ꎬ其中Ａ∗对应喷管喉道截面积ꎮｍ＝Ｐ０ꎬ１Ｔ０ꎬ１Ａ∗γＲ２γ＋１æèçöø÷γ＋１２γ－２在风洞的整个流场中ꎬ忽略热传导ꎬ可认为是绝热过程(Ｔ０＝Ｔ１)ꎮ由于第１喉道面积大于第２喉道面积且Ｐ０大于Ｐ１ꎬ所以风洞启动过程中流经第１喉道的质量流量大于第２喉道ꎮ稳定段内的气体质量增加使压力Ｐ１上升ꎬ进而使通过第２喉道的质量流量增大ꎬ同时稳定段内的流动逐渐转变为亚声速流动ꎬ随后流经第１喉道的质量流量开始减小ꎮ一段时间后通过两喉道的质量流量会达到平衡ꎬ此时风洞处于稳定运行状态ꎬ声速点位于第２喉道ꎬ第２喉道为整个流道的几何喉道ꎮ当膨胀波系经储气段末端反射回来到达第１喉道时ꎬ风洞１个运行周期结束ꎬ快开阀随后关闭ꎮ该风洞布局中ꎬ稳定段内的主要扰动来源是阀门的涡脱落和第１喷管与稳定段交接处附近的流动分离ꎬ都属于涡波扰动ꎬ扰动形式较为单一ꎮ该气动布局总压损失较小ꎬ并且在稳定段中容易设计整流措施ꎬ因此通过该风洞实验平台可以获得更高质量的自由来流ꎮ但这种气动布局会使风洞的启动耗时较长ꎬ须对其启动过程进行研究ꎮ图１㊀新型双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞运行原理图Ｆｉｇ.１㊀Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｐｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆｎｅｗｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ[１６]１.２㊀第１Ｌａｖａｌ喷管与稳定段设计风洞运行稳定时ꎬ第１喷管与稳定段内的流动均为亚声速流动ꎬ所以无须使用特征线法进行设计ꎮ同时在第１喷管喉道出口处预期会存在微弱的射流效应ꎬ在靠近壁面区域可能存在流动分离ꎬ因此第１喷管型线无须进行精细化设计ꎮ其中ꎬ第１喷管收缩段采用Ｗｉｔｏｓｚｙｎｓｋｉ方法ꎬ其型线表达式如下ｙ＝ｙ∗１－１－ｙ０ｙｉæèçöø÷２éëêêùûúú１－ｘ２Ｌ２ｉæèçöø÷２１＋ｘ２３Ｌ２ｉæèçöø÷３０６第１期李创创ꎬ等:双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动过程及其有效运行时间延长式中ꎬｙ为横坐标为ｘ处的截面半径ꎬｙ０为喉部半径ꎬｙｉ为收缩段入口半径ꎬＬｉ为收缩段长度ꎮ为了方便实现第１喷管与稳定段的融合设计ꎬ喷管扩张段出口采用５次曲线并引出与之相切的直线与稳定段相连ꎬ保证了第１喉道出口处的光滑过渡ꎬ避免在该位置处产生激波干扰ꎮ第１喷管与稳定段的整体示意图如图２所示ꎬ扩张段５次曲线公式如下ｙ－ｙ０ｙｏｕｔ－ｙ０＝１＋１０ｘＬｅｘｐæèçöø÷３＋１５ｘＬｅｘｐæèçöø÷４＋６ｘＬｅｘｐæèçöø÷５式中ꎬｙｏｕｔ为扩张段出口半径ꎬＬｅｘｐ为扩张段长度ꎮ图２㊀第１Ｌａｖａｌ喷管示意图Ｆｉｇ.２㊀ＳｋｅｔｃｈｏｆｔｈｅｆｉｒｓｔＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅ第１喷管的收缩段和扩张段的出口半径与稳定段保持一致ꎬ稳定段和扩张段总长保持不变ꎬ因此喷管扩张角θ的大小决定了稳定段和扩张段的长度ꎮ稳定段的设计依赖于其内的流动状态ꎬ为了使经过第１喷管加速后的流场便于通过阻尼材料进行整流来获得高质量流场ꎬ稳定段内的流速通常被限制在Ｍａ＝０.１ꎮ根据Ｍａｃｈ￣面积关系式ꎬ可由第１喉道面积获得稳定段半径ꎬ而第１喉道面积受限于第１喉道与第２喉道面积比ꎮ本次计算的风洞气动外形尺寸参考华中科技大学Φ０.２５ｍ口径Ｍａｃｈ数６Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞[２６]ꎬ在本次计算中第１喉道与第２喉道截面面积比为２.２６ꎬ稳定段出口到第１喉道的距离为７２０ｍｍꎬ第１喷管扩张角为１７ʎꎬ第２喷管长度为１４００ｍｍꎮ１.３㊀数值设置使用ＳＵ２代码对该风洞的启动过程进行非定常Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓ(ＵＲＡＮＳ)模拟ꎬＳＵ２代码能够预测高超声速流经复杂几何形状周围的黏性流动[２７ꎬ２８]ꎮ在本计算中ꎬ采用的湍流模式为标准ＭｅｎｔｅｒＳＳＴ两方程湍流模型[２９ꎬ３０]ꎬ对流项格式采用２阶迎风格式[３１ꎬ３２]ꎮ出于稳定性考虑ꎬ采用双时间格式ꎬ并将物理时间步长限制为Δｔ＝１０－６ｓꎮ每个物理时间步长的子迭代次数为４０ꎬ确保残差能够减少至少４个数量级ꎮ为了得到精确的结果ꎬ流场采用结构化网格ꎬｙ＋均取１左右ꎬ部分网格与边界条件如图３所示ꎮ储气段总长为２２ｍꎬ图中未完全画出ꎮ第２Ｌａｖａｌ喷管沿流向和垂向的网格数目为４８０ˑ６０ꎬ其余部分的网格生成采用了类似的网格密度ꎬ并对喷管壁面处的网格进行加密处理ꎮ流场的边界条件定义如下:风洞出口定义为压力出口ꎬ所有的壁面指定为绝热无滑移壁面边界条件ꎬ风洞轴线采用轴对称边界条件ꎮ图３㊀网格划分与边界条件设置Ｆｉｇ.３㊀Ｍｅｓｈｔｏｐｏｌｏｇｙａｎｄｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄ风洞启动时ꎬ快开阀可在５ｍｓ内完成启闭ꎬ快开阀开启过程对风洞启动过程的影响几乎可以忽略不计ꎮ因此在快开阀与Ｌａｖａｌ喷管喉部的接触面上布置了１个数值膜片ꎬ以初始化流场并进行时间瞬态模拟ꎮ储气段的初始条件为总压１ＭＰａ和总温４３４Ｋꎬ出口设置为压力出口条件ꎬ出口压力为１００Ｐａꎬ单位Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为Ｒｅ/ｌ＝１.０６ˑ１０７ｍ－１ꎮ赵家权等[３３]通过将ＳＵ２计算的结果与其他求解器进行比较ꎬ检验了其求解高超声速流场的能力ꎬ结果表明ＳＵ２和其他求解器吻合良好ꎬ可用于高超声速管道流动模拟ꎮ２㊀数值结果与分析２.１㊀双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的启动过程分析目前对该气动布局风洞启动过程研究较少且不够深入ꎬ因此着重对风洞的启动过程进行分析ꎮ为了对风洞的启动过程有进一步的理解ꎬ并确定该气动布局的可用性ꎬ以及更好地对第１喷管与稳定段进行融合设计ꎬ对该风洞的启动过程进行了非定常数值模拟ꎮ图４展示了阀门开启后１~３０ｍｓ时刻从快开阀到试验段的Ｍａｃｈ数分布情况ꎮ阀门开启后ꎬ流动在初始高压比作用下首先在第１喷管喉道处达１６气体物理２０２４年㊀第９卷到声速ꎬ然后超声速流动迅速占据整个稳定段并在第２喉道入口处形成壅塞流动ꎮ此时ꎬ第１和第２喉道处的流动均为声速流动ꎬ流动经过第２喷管膨胀加速至高超声速ꎬ并在试验段内形成不稳定的高超声速流动ꎮ在ｔ＝２ｍｓ时ꎬ为了匹配两喉道截面处的流量ꎬ稳定段内的压力开始增加ꎬ第２喉道入口处的流动开始由超声速流动转变成亚声速流动并在收缩段内形成一个亚声速流动区ꎻ该亚声速流动区逐渐沿风洞壁面向上游发展ꎬ在ｔ＝５ｍｓ时亚声速流动占据整个稳定段ꎮ之后第１喷管处开始出现微弱的射流现象ꎬ并随时间逐渐增强然后减弱ꎬ最后在ｔ＝３０ｍｓ时完全消失ꎮ此时风洞的流场已经建立ꎬ第１喷管与稳定段内的流动完全为亚声速流动ꎮ图４㊀风洞启动过程中不同时刻的Ｍａｃｈ数云图Ｆｉｇ.４㊀Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒｃｌｏｕｄｃｈａｒｔａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｉｍｅｓｄｕｒｉｎｇｔｈｅｓｔａｒｔ￣ｕｐｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ密度梯度云图反映了风洞启动过程中流场内部的激波结构(如图５所示)ꎮ风洞启动瞬间ꎬ超声速气流通过第１喉道并在第１喷管与稳定段的交接处产生斜激波ꎮ由于风洞流场的对称性ꎬ斜激波会在风洞轴线上汇聚ꎬ之后在风洞壁面与轴线间来回反射ꎮ由于能量的耗散ꎬ激波强度沿流向逐渐衰减ꎮ随着稳定段内压力升高ꎬ第２喉道入口处的激波结构开始消失并逐渐向上游过渡ꎮｔ＝５ｍｓ时稳定段内的流动比较稳定ꎬ第１喷管处于欠膨胀状态ꎬ但却呈现典型过膨胀激波特征ꎮ激波后的逆压梯度导致边界层与喷管壁面分离ꎬ在靠近壁面两侧形成λ形激波ꎮ随着稳定段与储气段出口压力比的进一步升高ꎬ激波逐渐向第１喷管喉道处靠近ꎬ并伴随出现一系列的激波串ꎬ激波串的强度随时间逐渐减弱并消失ꎮ在ｔ＝３０ｍｓ时稳定段内流动完全为亚声速流动ꎬ因此不存在激波结构ꎮ图５㊀风洞启动过程中不同时刻的密度梯度云图Ｆｉｇ.５㊀Ｄｅｎｓｉｔｙｇｒａｄｉｅｎｔｃｌｏｕｄｃｈａｒｔａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｉｍｅｓｄｕｒｉｎｇｔｈｅｓｔａｒｔ￣ｕｐｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ为了更清楚地了解稳定段内的流动情况ꎬ图６给出了不同时刻稳定段内沿轴向的动量及流线云图ꎮｔ＝１ｍｓ时ꎬ在第２喉道入口处ꎬ由于超声速气流流动发生壅塞而形成流动分离区ꎮ该流动分离区内的涡卷成股旋转着沿风洞壁面向上游流去ꎬ并最终汇聚在第１喷管与稳定段的交接位置处ꎬ在后续过程中导致了激波串的出现ꎮ即使流动达到稳定后ꎬ稳定段内也存在较大的流动分离区ꎬ第１喉道的核心流动区域从壁面分离ꎬ该处的流动以恒定的面积向下游流去ꎮ由于流动分离区集中在第１喷管与稳定段交接位置处ꎬ该区域内的流动可能会对稳定段内的流动产生新的干扰ꎬ该扰动可能通过第２喉道进而对下游试验段内的流场产生影响ꎮ流动分离区的存在也会增加试验段内的总压损失ꎮ图６㊀风洞启动过程中不同时刻沿轴线方向动量云图Ｆｉｇ.６㊀Ｍｏｍｅｎｔｕｍｃｌｏｕｄｃｈａｒｔａｌｏｎｇｔｈｅａｘｉｓｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｉｍｅｓｄｕｒｉｎｇｔｈｅｓｔａｒｔ￣ｕｐｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ为了分析该风洞启动时的流动演化过程ꎬ在图４所示的４个特殊流向位置提取Ｍａｃｈ数和静压以及总压随时间变化的数据进行分析(如图７所示)ꎮ其中位置１~４分别位于储气段出口㊁稳定段入口㊁稳定段出口和试验段内位置处ꎬ数据提取点距离风洞轴线法向１０ｍｍ处ꎮ２６第１期李创创ꎬ等:双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动过程及其有效运行时间延长(ａ)ｓｌｏｔ１㊀㊀㊀(ｂ)ｓｌｏｔ２(ｃ)ｓｌｏｔ３㊀㊀５．００(ｄ)ｓｌｏｔ４图７㊀沿双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞不同位置的压力和Ｍａｃｈ数随时间的变化Ｆｉｇ.７㊀ＶａｒｉａｔｉｏｎｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏｃａｔｉｏｎｓａｌｏｎｇｔｈｅｄｏｕｂｌｅ￣ｔｈｒｏａｔＬｕｄｗｉｅｇｔｕｂｅ储气段出口处(如图７(ａ)所示)的Ｍａｃｈ数在２０ｍｓ前后先增大后减小ꎬ在４０~１００ｍｓ之间基本保持不变ꎬ对应于双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的有效运行时间ꎮ储气段出口处压力在启动过程中先下降ꎬ直到第１喉道不存在声速流动ꎻ此时第１喉道处激波串完全消失ꎬ储气段压力才开始逐渐上升ꎬ通过第１喉道质量流量开始减小ꎮ然后储气段压力维持稳定并存在９％的总压损失ꎬ１００ｍｓ后膨胀波再次到达快开阀ꎬ风洞一个运行周期结束ꎮ在稳定段入口处(如图７(ｂ)所示)ꎬＭａｃｈ数一开始由于流动膨胀而增加ꎬ随后稳定段内Ｍａｃｈ数下降到亚声速流动ꎮ风洞运行时ꎬ由于稳定段入口Ｍａｃｈ数仍然较高ꎬ稳定段入口静压值与总压值相比较小ꎮ值得注意的是ꎬ在１０ｍｓ前ꎬ稳定段入口Ｍａｃｈ数和压力存在两次急剧的波动ꎮ从前面的分析可以看出ꎬ第１次波动是由流动在第２喉道处发生壅塞㊁亚声速区向上游过渡导致的ꎬ而第２次波动是受此处激波串的出现和消失的影响ꎮ在稳定段出口(如图７(ｃ)所示)观察到同样现象ꎬ但两次Ｍａｃｈ数波动的幅值明显减小ꎮ随后Ｍａｃｈ数又出现明显的上升和下降趋势ꎮ该趋势是由第１喷管处的射流效应导致的ꎬ从侧面反映了当激波串逐渐消失时ꎬ随后射流效应的影响区域逐渐扩大然后又逐渐减小ꎮ从位置１ꎬ２ꎬ３中的压力变化可以看出ꎬ稳定段内的质量流量匹配过程以第１喉道不存在声速流动为节点ꎬ可以分为两个阶段:在０~１８ｍｓ时间段内通过第１喉道的质量流量基本不变ꎬ而通过第２喉道的质量流量逐渐增大ꎬ该阶段稳定段内的流场结构复杂ꎬ流动较为混乱ꎬ是流场结构趋于稳定的过程ꎻ在１８~３４ｍｓ时间段内ꎬ通过第１喉道的质量流量逐渐减小而通过第２喉道的质量流量逐渐增大ꎬ该阶段稳定段内流动为亚声速流动ꎬ无激波结构存在ꎬ是储气段与稳定段内压力的匹配过程ꎮ图７(ｄ)描绘了试验段内Ｍａｃｈ数和压力的演化过程ꎬ其中前３０ｍｓ是流场演化所需的时间ꎻ３０~１００ｍｓꎬ风洞处于稳定运行状态ꎬＭａｃｈ数和压力基本保持不变ꎮ风洞稳定运行时ꎬ从储气段到试验段中的总压基本保持不变ꎬ并维持在０.９ＭＰａ左右ꎮ由此说明ꎬ该气动布局带来的额外总压损失基本可以忽略不计ꎬ总压损失主要来源于风洞启动时产生３６气体物理２０２４年㊀第９卷的总压损失ꎮ从图７(ｃ)㊁(ｄ)可以看出ꎬ压力在稳定段内达到稳定大约需要３４ｍｓꎬ这意味着该双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞的有效运行时间为７０ｍｓꎮ值得注意的是ꎬ静压达到稳定所需的时间比Ｍａｃｈ数要长ꎮ因此ꎬ应以试验段静压幅值波动小于１％为判断标准来评价后续风洞试验段的有效运行时间ꎮ为了说明试验段内距离风洞轴线法向１０ｍｍ处的提取点数据能够用来评估风洞的有效运行时间ꎬ选取距离风洞轴线法向１０ꎬ２０ꎬ３０ꎬ４０ｍｍ处数据进行分析(如图８所示)ꎮ可以看到不同位置点所体现的风洞有效运行时间基本相同ꎬ采用距离风洞轴线１０ｍｍ位置处的提取点可以用来评估风洞的有效运行时间ꎮ图８㊀试验段内不同法向位置静压分布Ｆｉｇ.８㊀Ｓｔａｔｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｎｏｒｍａｌｌｏｃａｔｉｏｎｓｉｎｔｈｅｔｅｓｔｓｅｃｔｉｏｎ为了进一步了解风洞稳定运行时稳定段内的流动情况ꎬ图９给出了风洞启动后６０ｍｓꎬ距离稳定段入口处０ꎬ０.２ꎬ０.４ꎬ０.６ｍ位置处Ｍａｃｈ数沿轴线法向方向的分布情况ꎮ可以看到ꎬ稳定段内依然存在微弱的射流效应ꎬ流动沿着稳定段发展ꎬ流速降低的同时流动会更加均匀ꎮ流动在稳定段出口处的Ｍａ<０.１ꎬ能够满足稳定段的设计要求ꎬ一般来说稳定段越长其匀流效果越好ꎬ但会带来更长的风洞启动时间ꎮ２.２ 扩张段与稳定段优化设计对图６的分析发现ꎬ流动分离区主要集中在扩张段与稳定段的交接位置处ꎬ因此可以通过减小扩张段的扩张角并保持稳定段与扩张段总长不变ꎬ使喷管壁面占据部分分离区来减少稳定段内流场的演化时间ꎬ进而减少风洞的启动时间ꎮ图９㊀稳定段不同位置处Ｍａｃｈ数沿轴线法向分布Ｆｉｇ.９㊀Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｎｏｒｍａｌｄｉｒｅｃｔｉｏｎｏｆｔｈｅａｘｉｓａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏｃａｔｉｏｎｓｉｎｔｈｅｓｔａｂｌｅｓｅｃｔｉｏｎ为了研究不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及稳定段内流场品质的影响ꎬ对扩张角为１７ʎꎬ６.７ʎꎬ４.１ʎ和３.２ʎ的风洞进行非定常数值模拟ꎮ随着扩张角减小ꎬ扩张段变长而稳定段相对变短ꎬ图１０给出了风洞启动后１ｍｓ和１５ｍｓ时不同扩张角和稳定段组合下沿轴向密度梯度云图ꎮ在ｔ＝１ｍｓ时ꎬ随着扩张角减小ꎬ由于第１喷管与稳定段交接处的拐角增大ꎬ形成的斜激波有明显减弱ꎬ同时稳定段变短会使稳定段内的激波结构更少ꎮ在ｔ＝１５ｍｓ时ꎬ随着扩张角减小ꎬ在第１喉道下游附近的激波串数量逐渐减少ꎬ说明较小扩张角稳定段内的流场演化速度更快ꎬ即压力匹配的第１阶段完成更快ꎮ对不同扩张角与稳定段组合下沿风洞轴线动量以及流线分布云图进行分析(见图１１)ꎮｔ＝１ｍｓ时ꎬ第２喉道入口处的流动分离区并没有随扩张角的减小产生明显变化ꎮ在ｔ＝１５ｍｓ时ꎬ对于不同扩张角与稳定段组合ꎬ流动分离区主要分布在稳定段内动量较低的区域ꎬ且随扩张角减小而减小ꎻ而较高动量区域为流动的核心区域ꎬ其分布基本一致ꎮ这说明改变扩张角会影响稳定段内分离区大小ꎬ而基本不会对稳定段内核心区域内流动产生较大影响ꎮ(ａ)ｔ＝１ｍｓ４６第１期李创创ꎬ等:双喉道Ｌｕｄｗｉｅｇ管风洞启动过程及其有效运行时间延长(ｂ)ｔ＝１５ｍｓ图１０㊀不同扩张角下沿轴线方向上密度梯度分布云图Ｆｉｇ.１０㊀Ｄｅｎｓｉｔｙｇｒａｄｉｅｎｔｃｌｏｕｄｃｈａｒｔａｌｏｎｇｔｈｅａｘｉｓｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｓ(ａ)ｔ＝１ｍｓ(ｂ)ｔ＝１５ｍｓ图１１㊀不同扩张角下沿轴线方向上动量分布云图Ｆｉｇ.１１㊀Ｍｏｍｅｎｔｕｍｃｌｏｕｄｃｈａｒｔａｌｏｎｇｔｈｅａｘｉｓｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｓ为了分析不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间的影响ꎬ取不同扩张角下位置１ꎬ３ꎬ４处的Ｍａｃｈ数和压力分布随时间变化曲线如图１２~１４所示ꎮ从图１２(ａ)㊁(ｂ)可以看出ꎬ储气段入口处Ｍａｃｈ数在１０~２０ｍｓ之间的峰值随扩张角减小而降低ꎬ达到稳定的时刻逐渐提前ꎮ储气段入口处的压力变化反映了稳定段内质量流量匹配的第１阶段与第２阶段所需时间随扩张角减小均缩短ꎬ说明较小扩张角与稳定段组合加速了风洞的启动过程ꎮ稳定段出口处的Ｍａｃｈ数和压力(如图１３(ａ)㊁(ｂ)所示)达到稳定的时间随扩张角减小逐渐提前ꎮ风洞运行时ꎬＭａｃｈ数会随着扩张角减小而有略微增大但压力基本保持不变ꎬ可能是由于稳定段越短匀流效果越差ꎬ同时受第１喉道射流效应的影响越大ꎮ从图１４(ａ)㊁(ｂ)两图可以得出结论ꎬ不同扩张角与稳定段组合几乎不会对风洞稳定运行时试验段内Ｍａｃｈ数和压力产生影响ꎬ较小扩张角组合可以明显提高风洞的有效运行时间ꎮ由于风洞的有效运行时间应以试验段内静压幅值波动小于１％作为判断标准ꎬ依照此判断标准ꎬ扩张角为１７ʎꎬ６.７ʎꎬ４.１ʎ和３.２ʎ对应的启动时刻为３４ꎬ２９ꎬ２２ꎬ１８ｍｓꎬ对应的结束时刻均为１０４ｍｓꎬ因此相应的风洞有效运行时间分别为７０ꎬ７５ꎬ８２ꎬ８６ｍｓꎮ通过采用减小扩张角并保持扩张段与稳定段总长不变的方式ꎬ风洞有效运行时间增加将近１６ｍｓꎬ相较之前提升了约２０％ꎬ大大提高了风洞的试验能力ꎬ这对于高超声速风洞设施来说十分关键ꎮ(ａ)Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ(ｂ)Ｓｔａｔｉｃｐｒｅｓｓｕｒｅ图１２㊀位置１处不同扩张角下Ｍａｃｈ数和压力随时间的变化Ｆｉｇ.１２㊀ＶａｒｉａｔｉｏｎｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｇｌｅｓａｔｓｌｏｔ１ｐｏｓｉｔｉｏｎ５６。
特长隧道施工通风关键控制参数研究发布时间：2021-09-15T05:29:18.964Z 来源：《城镇建设》2021年13期5月作者：白祖应1，侯丁语2，韩孟微2，张发亮1，潘明朋2，程军委1，何强2，高荣清2，蒙荣3 [导读] 隧道通风参数是保证隧道施工安全生产、提高工人劳动安全卫生水平白祖应1，侯丁语2，韩孟微2，张发亮1，潘明朋2，程军委1，何强2，高荣清2，蒙荣31.云南交投普澜高速公路有限公司 6650002.云南云岭公路工程注册安全工程师事务所有限公司 6502003.云南交投集团公路建设第三工程有限公司 650000摘要：隧道通风参数是保证隧道施工安全生产、提高工人劳动安全卫生水平、预防和抵御灾害的重要环节。
随着隧道监控技术的发展，通风安全监控设备在隧道施工中得到广泛应用。
本文研究了澜沧江特长隧道通风关键参数、风量计算及风机优化方法，以供参考。
关键词：特长隧道；通风参数；控制1 工程概况澜沧江隧道属越岭隧道，地形波状起伏，山体自然坡度较陡，坡度一般在25～40°。
隧道穿越区最大标高1257m，最低标高663m，相对高差594m。
隧道进口位于糯扎渡第一村西侧一南北向小型冲沟左侧坡近坡脚处，坡面朝向东，地形较陡，自然坡角约30～40°。
2 混合式通风关键参数确定2.1 风机需风量计算送风风机需风量按如下的公式进行计算：Qs=Q0·（1-β）（-L/100）=1033×（1-0.015）（-3650/100）=1794m3/min 式中：Q0——隧道正洞掌子面需风量，根据计算为1033m3/min；β——风管百米漏风率，1.5%；L——隧道通风极限长度，3650m。
基于CFD理论和FVM计算方法，结合《澜沧江特长隧道混合式施工通风送排风量数值模拟研究》模拟结果计算，当排风风量与送风风量的比值介于1.1~1.3之间，通风效果最佳，此时新风风流以较大风速抵达掌子面，并且以较大面积冲击掌子面，因而排风风机需风量确定为2152m3/min。
抚宁抽蓄电站交通洞和通风洞TBM施工配套出渣系统设计王涛1，徐艳群1，王鹏星2，郭霜天1，马越1（1. 河北抚宁抽水蓄能有限公司，河北秦皇岛 066006；2. 中铁工程装备集团有限公司，河南郑州 450016）［摘要］传统水利、铁路领域采用TBM施工时配套的出渣系统设计已经非常成熟，但抽水蓄能电站由于其隧洞线路复杂、纵坡坡度大、水平转弯半径小、转弯次数多等特点，采用TBM施工时配套出渣系统设计仍不成熟，参考案例有限，配套出渣方式的选择仍需探讨和商榷。
文章以“抚宁号”TBM施工为例，对“旋转栈桥+自卸车”的配套出渣系统及后期改进的“组合式皮带机”的配套出渣系统设计进行介绍，并根据实际使用效果进行对比分析，总结其优缺点，以期为后续类似工程采用TBM施工时如何进行配套出渣系统设计提供参考。
［关键词］抚宁抽蓄电站；TBM；出渣系统；旋转栈桥+自卸车；组合式皮带机［中图分类号］U231.1 ［文献标识码］A ［文章编号］1001-554X（2023）-0017-05 Discussion on design of supporting slag disposal system for TBM construction of traffic tunnel and ventilation tunnel of Funing pumped storage power station WANG Tao，XU Yan-qun，WANG Peng-xing，GUO Shuang-tian，MA YueTBM（全断面隧道掘进机，Full Face Rock Tunnel Boring Machine）集破岩、出渣、排渣、支护等功能于一身，各工序可以协同作业，是目前世界上技术最先进的隧道掘进装备［1，2］。
与钻爆法相比，采用TBM施工具有安全、高效、经济、环保等优势，因此TBM已被广泛运用在水利、铁路、市政交通等领域，在隧道施工中扮演着越来越重要的角色［3-5］。
王梦怒院士人物简介王梦恕，1938年生，河南温县人，本科和研究生都就读于唐山铁道学院（今西南交通大学），现任北京交通大学中国隧道及地下工程试验研究中心主任、中国中铁总公司副总工程师，著名隧道及地下工程专家，中国工程院院士。
主持了大瑶山隧道、北京地铁2号线等众多具有开创意义的工程，以及国内多条海底、江河水下隧道的设计、施工。
采访王梦恕的当天，环球人物杂志记者先乘地铁1号线，又在复兴门转2号线，然后在西直门站下车，王梦恕所在的北京交通大学就不远了。
说起这两条地铁，王梦恕和它们的缘分还真不浅。
1965年1号线地铁开工，27岁的技术员王梦恕提出了贯通误差，这个重大发现让3万多张图纸重新进行了修改，工期推迟3个月。
1986年，他在地铁复兴门折返线工程中创造了浅埋暗挖法，不但节省资金1亿多元，还成功开启了地铁的新时代。
时过境迁。
如今，王梦恕为人所认识，更多是因为媒体上各种略显夸张的新闻标题。
从2008年杭州地铁塌陷事故，到2011年7?23动车追尾事故，再到2013年铁道部改革……每一次，他都会亮出自己的观点，而这些观点又大多与主流意见不符，有学者站出来反驳，有民众在网上抵制，他很少辩驳，却也从未因此收敛。
在屡次饱受争议发言的背后，王梦恕想表达什么样的价值观，他的发声又给社会带来了什么，对于这样的发言，执政者、管理者、专家学者、普通民众，该抱有怎样的态度……这不仅考验着发言者，也考验着这个社会的心性与智慧。
对高铁的不客观评价让他动怒在科技工作者和公共领域发言人这两重身份上，王梦恕一直把自己定位为前者，但他还是被媒体称为“中国铁路代言人”。
2011年7?23动车追尾事故发生后，他因为直言给自己惹来了麻烦。
“动车信号技术和设备没有问题，最大的问题来自于人员和管理”，此番言论引起轩然大波，质疑声劈天盖地而来。
几年后再次说起这事，王梦恕依旧很生气。
让他生气的不是当时所承受的压力，“做人要学武则天，死后留块无字碑，任人评价。
2023年8月时政热点专题渤海首个千亿方大气田I期项目海上平台建造完工2023年8月9日，随着3座井口平台通过验收，中国渤海首个千亿方大气田渤中196凝析气田I期开发项目的海上开采平台在海油工程天津智能化制造基地建造完工，为年内顺利投产提供了关键装备保障。
中国海油天津分公司工程建设中心项目负责人万文涛表示，为有效提高气田采收效率，I期开发项目采用高压循环注气开发方案，注气压力达53兆帕，创国内海上平台之最，并搭载多个天然气及凝析油处理工艺装置，其中包含两套由中国海油自主设计、建造的天然气深度脱水装置。
据I期开发项目的总包项目经理鞠文杰介绍，团队通过联合技术攻关，在国内首次自主完成了海上循环注气开发方案系统设计和最高压力海上注气压缩机设计、制造及调试，还自主开发焊接工艺并成功实现多型号焊材国产化应用。
渤中196凝析气田位于渤海中部海域，是中国东部第一个大型、整装、高产、特高含凝析油的千亿级立方米凝析气田。
目前，该气田已探明天然气地质储量超2000亿立方米、凝析油地质储量超2亿立方米。
I期开发项目于2022年3月在天津和青岛同步开工建设，计划于今年年内投产，投产后将为京津冀及环渤海地区提供稳定可靠的清洁能源。
可结合中国的海洋资源、开发与保护等考察。
中国的海洋资源1、中国海域自北向南跨越温带、亚热带、热带。
大黄鱼、小黄鱼、带鱼和乌贼是我国著名的四大海产。
2、黄渤海渔场、舟山渔场、南海沿岸渔场和北部湾渔场是我国的四大渔场，其中舟山渔场最大。
3、长芦盐场、布袋盐场、淮北盐场、莺歌海盐场是我国的四大盐场。
我国海盐总产量的85%集中在北方地区，长芦盐场是我国海盐产量最大的盐场。
莺歌海盐场是我国纬度最低的盐场。
4、海洋资源的保护包括海洋污染和海洋生态破坏两方面。
我国海洋污染物主要来自陆地工业和城市排放，海洋污染物质主要有：石油、农药、有机物质、放射性物质、固体废弃物和受到污染的河流。
海洋生态破坏主要有围海造陆、港口建设、过度捕捞、旅游开发。
中国空⽓动⼒学会测控技术专委会中国空⽓动⼒学会测控技术专委会第六届⼆次学术交流会------------------------------------------------------------会议回执单备注：⾏车路线：三亚湾⼒合度假酒店，酒店地址：三亚市三亚湾海坡开发区1号。
酒店电话：0898—88337788。
距离三亚凤凰国际机场7 公⾥，搭出租车需30-60元左右。
中国空⽓动⼒学会测控技术专委会第六届⼆次学术交流会论⽂集⽬次上册测量控制系统及软件1 PXI总线在HG-4风洞测控系统中的应⽤谭献忠，施洪昌，陈少松，等1-62 Φ3.2⽶风洞动态试验装置控制系统实现聂博⽂，沈志洪，刘志涛，等7-113 风洞地⾯效应试验控制系统的设计王晶，张伟，桂兵12-154 Application of laser holography and PDPA technology in spray fuel particle field measurementZhang Long，Guo Longde，Zhang Lihu，等16-195 振动故障诊断技术在￠3.2⽶风洞长轴安装调试中的应⽤刘丽萍，梁频20-246 基于ModBus总线的FL-8风洞变频控制系统贾丹，周志坚25-287 0.6⽶风洞进⽓道试验控制系统设计陈海峰29-348 快速切换多功能伺服电机驱动系统设计赵衍庭，王玲，马飞35-9 FL-9风洞双转轴⽀撑控制系统研制桂兵，张伟，王晶10 基于全集成⾃动化（TIA）的中⾼压⽓源综合⾃动化监控系统的设计与实现杨龙⼭，张铭，段旭松，等11 FL-28风洞测控系统刘烽，⾼川12 风洞数据采集系统常见问题及解决⽅法王忠君13 Ethernet Powerlink在9400伺服控制系统中的应⽤秦凤波，张旭超，魏艳14 基于虚拟仪器技术的风洞压⼒测量系统功能实现王萍，张超，李玮，等15 PSP旋转叶⽚压⼒测量控制系统项晓杰，张锴16 CAN总线模型姿态⾓控制软件开发与实现王丽萍17 单⾃由度振荡运动控制系统研制沈志洪，孙海⽣，张钧，等18 FL-2风洞流场控制系统设计张锴19 引导风洞流场控制系统设计纪涛，江春茂20 ⽔洞模型姿态控制系统研制孟巍，⾼琦，王维强21推⼒转向风洞试验喷流压⼒控制系统设计陈雪冬22 基于CAN总线的模型姿态控制系统⾼琦23 ⼤型低速翼型风洞侧壁边界层控制系统研制张传侠，惠增宏，柳雯24 基于RTX的车载实时测控系统研制李政25 基于PCC的多电机同步传动控制技术研究罗强26 0.5⽶⾼超声速风洞新型滚转机构研制刘刚，冯明，张伟27 PAC在脉冲燃烧风洞测控系统中的应⽤蒲旭阳，胡俊逸，曾来荣28 基于PLC技术的风洞速压控制系统⽥昊，王政，刘晓林29 ⼀种风洞⼤攻⾓试验系统研制刘晓伟，秦永明，徐志⽂30 Ф3.2⽶风洞测量系统改造车兵辉，王新林31 4⽶×3⽶风洞测控处系统改造卢翔宇，王新林32 脉冲风洞⾼速数据采集系统的升级改造谢旭，⾕笳华33 数据侦听技术在设备改造中的应⽤段丕轩，任晓波，梁磊，等34 2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现褚卫华，顾正华35 NF-6跨⾳速连续式风洞模型测⼒实验中的⼀些典型问题及对策刘国元，⾼超，王莹36 热烧蚀风洞控制郑鲁平，董永辉，芮雪，等37 基于PXI总线的虚拟仪器风洞数据采集系统杜洪亮，李斐38 基于Modbus协议的PC机与西门⼦S7-200的串⾏通信的⽅法研究陈树权39 NF-6跨⾳速连续式风洞试验数据采集与实时显⽰系统研制王莹，⾼超，赵⼦杰等40 基于Silverlight和WCF的远程风洞解决⽅案樊昌，王晶，李玮41 风速风向仪检定⽤回流式风洞测控系统的设计与研制陈树权42 基于PSOC的⾓位移信号变送仪器的开发贲宝佳，⽑世鹏43 某风洞测控处系统信息化改造王新林，卢翔宇，顾艺，等44 Optotrak系统在模型变形及姿态测量中的应⽤研究宋晋，马军，蒋敏，等45 旋转天平试验装置电⽓控制系统熊建军，姜裕标，马军，等46 视频基带传输中UTP五类线的应⽤研究陈希，陈强，侯凯，等47 飞机蒙⽪测温试验中的红外热图技术曹阳，蒋甲利，单永正48 基于ＴＤＬＡＳ的⽓体温度和氧原⼦浓度测试技术研究欧东斌陈连忠董永晖，等49 FBG在热结构应变测量中的初步应⽤陈连忠，董永晖，欧东斌，等50 TsAGI利⽤电⼦束测量稀薄⽓体的密度分布及局部流动显⽰李萍，卢⾬淇，吴超51 ⼀种新型⼤振幅试验滚转振动测量装置研制徐明，潘⾦柱，李勇，等52 Optotrak系统在低速增压风洞模型机翼弹性变形测量试验的应⽤刘捷蒋甲利许相辉，等53 ⾼速风洞进⽓道实验测控技术研究隋志才54 超燃冲压发动机尾喷流组分采样分析伍军，任虎，谭宇，等55 多功能风洞及CFD优化设计陈作钢，李⾦成，代燚，等56 滑流试验系统的开发与应⽤徐龙⾦，张伟，周志坚，等57 FL-3风洞数据处理软件标准化设计伊宏伟，王军58 风洞电磁⼲扰对热线风速仪的影响及解决⽅法研究李刚，危懿59 结冰风洞中冰型测量的三维重建技术研究王⼤伟，温渝昌60 液压控制技术在位置控制系统中的应⽤王瑶黄丽静61 基于某实验设备压⼒调节的液压伺服系统李⽟秋，陈良泽，朱艳艳62基于视觉的运动控制系统设计及其在控制课程教学中的应⽤龙志强，梁⽟峰，李晓龙63 激光跟踪技术在风洞建设中的应⽤吴运刚，姜春，张龙64 形态⼩波域传声器阵列噪声源定位仿真研究李元⾸，陈宝，樊昌65 风洞试验中模型位移的视频测量张征宇，孙岩，王⽔亮66 数字表测量电阻的⽅法李祚亮，刘威伟，沈景鹏，等67 多维影像池边采集系统贾渠，⾼翔，郑鲁平，等68 池底多维影像采集系统⾼翔，郑鲁平，芮雪，等69 软件滤波法在扭矩测试台中的应⽤芮雪70 ⾼速列车实车表⾯压⼒的测量技术进展与应⽤黄志祥，陈⽴，李明71 早期轨道段失效静⽌轨道卫星离轨⽅案设计与分析刘景勇，杜黎明72 国外风洞试验数据分发与管理系统的设计与实现谭飞程陈丽艳73 PSI8400系统准动态测试软件开发设计⽥于逵，何凌，宋长友，等74 某民机风洞试验数据修正软件设计与开发王军，伊宏伟，李勇75 分布式异构数据集成技术研究段宁，陈希，谭罡，等76 设备计量信息系统构建何增梅77 航空发动机稳定性设计体系集成平台的建设何琳楠78 空⽓动⼒研究试验⽹络信息系统罗昌俊，曹征银，罗兴武，等79 基于Web的试验项⽬⽹络信息平台框架结构设计冯昕华，周志坚，贲宝佳80 基于B/S模式的集成型信息⽹站设计与实现岳廷瑞，李⼩艳81 基于RCM的中低速磁浮列车维护维修策略研究包清政，窦峰⼭，潭庆龙82 中低速磁浮列车安全措施研究梁⽟峰83 实⽤型磁浮列车车载供电系统可靠性建模与分析梁⽟峰，齐洪峰，吴媚蕊84 汽车风洞测控系统的数据管理技术张丽琴，庞加斌85 ⾮定常⽓动⼒建模与动导数仿真计算研究马上，赵忠良下册天平、传感器、计量技术86 国外风洞天平校准技术研究进展战培国，谭飞程87 螺旋桨带动⼒六分量应变天平的研制薛伟张德久88 盒式测⼒天平结构设计及优化于炜，张莹89 双圆柱体试验装置及天平设计李发尧李征初李晓华90 应⼒集中结构风洞天平研制技术研究史⽟杰，陈⽵91 杆式应变天平优化设计张海天，姚裕92 翼形测⼒天平的研制李勇，赵长辉，李国⽂，等93 新型光纤传感测⼒技术研究戴⾦雯，孙良宝，刘志伟，等94 喷流⼲扰试验六分量天平研制谢飞，许晓斌，何超95 超燃发动机⼤尺度推⼒天平研制于时恩，贺伟，李宏斌96 通⽓模型内流道测⼒天平研制与应⽤许晓斌，谢飞，舒海峰97 有限元法在⼩尺⼨应变天平设计中的应⽤李绪国，杨彦⼴，李志辉98 电桥组桥⽅式对杆式天平校准系数矩阵的影响研究胡国风，陈涛，戴华南99 ⾼精度天平校准系统控制系统设计江春茂，纪涛100 天平体轴校准系统六⾃由度复位机构研制李付华，朱本华101 ⼀套⾼精度全⾃动风洞天平校准系统的研制李⼩刚，赵长辉，邢汉奇102 ⾼精度天平静校台数采处理系统王艳103 ⽤于天平校准架的多路线阵CCD采集处理板研制梁磊，刘丽萍，李付华，等104 10T天平静校台检测及测试天平校准分析刘喜贺，邱俊⽂，梁桂范，等105风洞天平校准装置的技术特性和评定⽅法研究与探讨罗天保，沈景鹏，黄健，等106风洞天平校准的计量问题与解决思路研究罗天保，沈景鹏，黄健，等107 风洞天平校准不确定度评定⽅法陈丁，王⾦印108 天平静态校准公式的改进探讨⾼贺，马洪强109 翼型测⼒天平校准设备与天平校准⽩静，解亚军，⾼超110 天平测⼒系统的安装调试及使⽤刘国元，⾼超111流量计发展中的若⼲流体⼒学问题与槽道式流量计明晓112六维⼒传感器的⽀持向量机复合标定⽅法马迎坤，张希农，谢⽯林113 ⼀种提⾼压⼒传感器测量⼩压⼒准确度的⽅法⾦承信，⽵朝霞，⽩静，等114 光纤光栅传感器在风洞测试中的应⽤探讨多勐，张伟115 七孔探针移动测量技术研究李鹏，刘中华，明晓116 磁浮列车绝对定位传感器的优化设计张军歌，薛松，陈特放117 ⾼频响⾼压⼒传感器研制罗义成，王临平，周嘉穗，等118 Φ1mm同轴热电偶研制刘济春，秦峰，孔荣宗，等119 单屏蔽总温探针在⾼超声速风洞的应⽤张绍武，曹程，凌岗，等120 具有视频监控功能的智能传感器研究蔡利民121 浅论风洞试验中压⼒传感器的模式选⽤解其锋，向素君，王军122 Calibration of a Thermal MEMS Shear Stress Sensor ArrayLiang Jin min，Li Jian qiang，Li Chunyan，等123 浅论压⼒传感器检定数据的处理⽅法解其锋124 对CTS⾓度误差校准结果的不确定度分析黄健，黄志阳，樊洁，等试验技术与⾮接触测量125 ⼤攻⾓细长体侧向⼒主动控制技术研究顾蕴松，陈智铭126 低速空降风洞试验的关键技术熊超，惠增宏，张彬乾127 民机机头模型跨声速风洞压敏漆试验向星居，董⾦刚，⽑涛，等128 飞机后机⾝阻⼒测量装置研制与应⽤王超，林俊，王⽟花129 模型弹性变形对风洞实验⽓动特性测量结果的影响分析武洁，贺济洲，叶正寅130 低速翼型风洞实验与测试计量⽵朝霞，⾦承信，惠增宏131 机器视觉在尾旋试验测量技术中的应⽤研究宋晋132 飞机低速⼤攻⾓机动进⽓道动态特性试验测量⽅法研究罗顾灵，张召明133 短舱涡发⽣器的七孔探针尾流扫描印帅，顾蕴松134 翼型风洞侧壁边界层吹除控制系统与模型实验解亚军，⽵朝霞，惠增宏135 翼伞车载动态试验技术研究⾼春鹏，马坤昌136 膨胀管测试技术王刚，唐志共，吕治国，等137 基于光纤传输的⼲涉技术风洞试验应⽤研究姚向红，吴运刚，谢伟明138电弧加热器试验测温⼲扰信号消除⽅法隆永胜139 前缘材料热性能考核热流测量技术研究杨鸿，赵⽂峰，周玮，等140 超声速条件下煤油与⽔喷射的对⽐测量张⼒虎，关平，张龙141 光流测量技术原理及研究现状黄湛，王伟，王宏伟142 激波风洞振动对光学测量影响初步研究吕治国，李国君，姜华，等143 脉冲型设备摩阻测量技术赵荣娟，吕治国，姜华，等144 ⽓动声学相位阵麦克风测量技术研究乔宝英145 雾化喷嘴粒径特性PDI测试研究何苗，李⼩艳，胡站伟146 ⼀种基于特征边缘提取的图像处理算法梁磊，段丕轩，朱本华，等147 防热试验流场中⾼温应变测量技术的应⽤吴东，周玮，张松贺，等148 开⼝射流风洞中声学测量的剪切层修正张雪149 表⾯热膜壁⾯摩阻测量技术耿⼦海，朱本华，梁磊150 ⾼速风洞采⽤油膜⼲涉法测量表⾯摩擦⼒技术研究张威，张然151等离⼦体流动控制试验研究范兴瑞，周志坚152 风洞模型变形测量的投影莫尔⼲涉技术研究张龙，杨建军，张俊153 湍流流场双向全息⼲涉测量岳茂雄，张龙，陈勇，等154 基于荧光油膜的模型表⾯摩阻测量和流场显⽰技术研究陈爽，杨富荣，张龙，等155 表⾯摩擦应⼒油膜⼲涉光学测量试验技术研究代成果，张长丰156 基于热线仪的跨声速风洞⽓流湍流度测试技术研究朱博，王如琴157 风浪流作⽤下海上风电场塔架系统的流激振动特性研究严根华，赵建平，胡去劣158 浙江⼤学边界层风洞建设与运⾏余世策，蒋建群，楼⽂娟，等159 建筑风洞试验数据的管理与数据库系统的建⽴孙瑛，武岳160 建筑风荷载测试贾向阳161 国外油膜⼲涉测量技术应⽤研究综述⽑京明，战培国162 油膜⼲涉法测量翼型表⾯摩擦应⼒的实验研究丁超，史志伟163 ⾼速温敏发光热图测热关键技术探讨周嘉穗，张扣⽴，江涛，等164 双⽬⽴体视觉在风洞模型姿态测量中的应⽤谢明伟，祝汝松，韩杰165 ⽤红外热成像技术测⼒通⽤航空飞⾏器表⾯⽓动加热李明，杨彦⼴，祝智伟，等166 ⽔平风洞模拟⾃由飞模型姿态确定⽅法研究范利涛，江峰，蒋娅娟。
第46卷第8期2013年8月土木工程学报CHINA CIVIL ENGINEERING JOURNALVol．46Aug．No．82013基金项目：中央高校基本科研业务费专项（SWJTU11ZT33），教育部创新团队发展计划（IRT0955）作者简介：王明年，博士，教授收稿日期：2012-07-23沉管隧道自动捕风节能系统研究王明年1汤召志2，3（1．西南交通大学交通隧道工程教育部重点实验室，四川成都610031；2．交通运输部公路科学研究院，北京100191；3．北京交科公路勘察设计研究院，北京100191）摘要：对自动捕风装置在隧道中的应用进行研究。
结果表明：ε=3的圆锥形渐扩口为最佳设计尺寸；隧道采用自动捕风装置可以节约运营通风成本。
当外界的自然风为6．6m /s 时，采用百台自动捕风装置后节能百分比为26．8%。
当外界自然风速达到10．8m /s 时，采用百台自动捕风装置后节能百分比为40．2%。
关键词：沉管隧道；自动捕风装置；数值模拟；节能分析中图分类号：U453．5文献标识码：A文章编号：1000-131X （2013）08-0105-06A study of automatic wind-catching and energy-savingsystem in immersed tunnelWang Mingnian 1Tang Zhaozhi 2，3（1．The Key Laboratory of Transport Tunnel Engineering of the Ministry of Education ，Southwest Jiaotong University ，Chengdu 610031，China ；2．Research Institute of Highway of the Ministry of Transport ，Beijing 1000191，China ；3．Rioh Transport Consultants Ltd．，Beijing 100191，China ）Abstract ：Application of the automatic wind catcher in the immersed tunnel was studied in this work．The results show that ：the best design size is suggested as ε=3for conical flaring based on comparative analysis ，and the cost of operation ventilation may be saved by using the automatic wind-catching device in tunnel．Provided that one hundred automatic wind-catching devices are utilized in the tunnel ，when the natural wind speed is 6．6m /s ，the energy saving is 26．8%，while when the natural wind speed is 10．8m /s ，the energy saving may be increased to be 40．2%．Keywords ：immersed tunnel ；automatic wind catcher ；numerical stimulation ；energy-saving analysis E-mail ：mingnian_w@sohu．com引言自然风压的基本的动力是“风压”和“热压”。
隧道内的空气之所以能在隧道中运动形成风流，是由于风流的起始点间存在着能量差。
这种能量是由隧道自然条件产生，则称为自然通风。
自然风压的影响因素主要有三部分组成：①隧道洞口间的大气水平压梯度所产生的静压差；②隧道内外气温差引起的热位差；③外界自然风吹至洞口产生的风墙式压差。
对于“热压”，本文由于篇幅限制，暂不对“热压”作详细研究，仅对风压作研究。
今后有关“热压”的详细研究还将继续进行。
国内在隧道自然风压这方面的研究较少。
西南交通大学建立了基于超静压差和风墙式压差以及热位差三要素的隧道内自然风计算公式［1］。
同时建立了特长深埋隧道自然通风节能设计模式及实施方法［1］。
目前在各种建筑结构中，合理地利用自然风能改善室内的空气环境且具有显著的节能效果。
Elmualim ［2-3］等通过风洞试验的方法，得出了一种方形捕风装置在自然风作用下周围风压系数分布情况，试验结果表明，该方形捕风装置的通风性能主要受室外方向及风速的影响。
对无渐扩口、内圆弧形渐扩口、圆锥形渐扩口、抛物线形渐扩口等4种排风口形状对其周围风压系数分布的影响进行分析，研究结果表明［4］圆锥形渐扩口的综合性能最佳。
本文通过数值模拟的方法对自然捕风装置的性能进行了研究，同时结合某沉管隧道明确了自动捕风排风装置在沉管隧道中应用的最优设计条件。
1自动捕风增压原理1．1理论分析隧道外吹向隧道洞口的自然风，碰到山坡后，其·106·土木工程学报2013年动压的一部分转变成静压力。
此部分动压头即为山体迎风面的正压区的风压，其计算方法为［5-6］：Δp w=δV 2a2ρo（1）式中：V a 为隧道外大气自然风速（m /s ）；δ为风压系数，由风向、山坡倾斜度与表面形状、附近地形及洞口形状、尺寸而定。
1．2数值分析计算选取某右线隧道作为研究对象，山体为直壁壁面，整个地面水平，计算模型如图1所示。
图1洞外自然风影响模型示意图Fig．1Schematic diagram of the natural windeffect outside the tunnel边界条件：各空气域和地面及山体接触的两个面均定义为壁面边界条件，粗糙度为0mm ；隧道壁面定义为壁面边界条件，粗糙度为7mm ；不考虑温度的影响。
运行环境［7］：计算选取分离式求解器稳态计算模式；采用SIMPLE 算法，紊流模型选用的是高雷诺数κ-ε模型，压力采用standard 离散；空气密度ρ=1．225kg /m 3。
通过数值计算可以直接得到隧道内自然风量（速），再由通风阻力公式ΔP m =（λL D +ξ+1）ρv22进而得到对应工况下的自然风压ΔP 。
当方向与隧道平行时，其外界自然风与风压系数的关系曲线如图2所示。
图2外界自然风与风压系数关系曲线Fig．2The relation curve between the ambient natural windand the wind pressure coefficient风压系数C f 表示风压与按建筑物高度上的风速计算所得的动压之比，即C f =ΔPρv 2/2。
由图2可以看出在风速1 9m /s 的情况下，当风向与隧道走向平行时，隧道迎风面洞口的风压系数接近0．7；通过计算当风向与隧道走向垂直时，隧道洞口的风压系数几乎为零。
2自动捕风装置设计2．1自动捕风装置结构设计自动捕风装置正是基于上述自然风的原理进行设计的，该装置的示意图如图3所示。
图3自动捕风增压装置示意图Fig．3Schematic diagram of automatic wind catcher图3中下部的固定钢管与隧道相连，上部的装置是活动的。
不管来流风的风向如何，自动捕风增压装置总是能利用来流风在其导风板上产生的力矩，使装置的送风口快速的朝向来流风的迎风面，此处由于装置自身的遮挡形成正压区，利用建筑与该正压之间的压力差，将新鲜空气引进至隧道内。
2．2自动捕风装置参数设计综合考虑捕风装置的捕风性能及经济效益，认为圆锥形的渐扩口的综合效果最佳［3］。
圆锥形的三维模型如图4所示。
图4捕风装置三维模型图Fig．43D model of wind catcher由以上可知影响风压大小的关键参数是风压系数K ，因此需要对其进行优化设计。
主要包括捕风装第46卷第8期王明年等·沉管隧道自动捕风节能系统研究·107·置的外部形状ε（D /H ），钢管的直径。
本文以捕风装置为研究对象，在周围建立足够大的立方体计算区域，以模拟外界大气的环境［8］。
计算中假定装置始终朝向来流方向。
将其模拟外界大气的立方体的来流断面设置为速度入口，立方体的其他断面设置为压力出口，压力的大小为大气压，钢管的出口处设置为压力出口，其捕风装置及周围的计算空间如图5所示。
图5计算模型图Fig．5The calculation model2．2．1不同的比值ε（D /H ）的影响在不考虑隧道内和外界温度场及洞内风速的情况下，分别对不同ε值进行数值模拟，通过计算不同外界风速下流进隧道内的净流量如表1和图6所示。
表1不同外界风速下隧道内的流量表Table 1Flow inside the tunnel under different ambientwind speed净流量（m 3/min ）洞外风速（m /s ）123456ε=124．69．313．918．523．328．0ε=64．79．514．218．823．728．5ε=34．89．814．719．724．629．4ε=1．55．09．915．020．125．130．1图6不同外界风速下隧道内的流量表Fig．6Flow inside the tunnel under different ambientwind speed由表1可知，随着洞外自然风的增加，流进洞内的风量基本上呈线性增加，但随着ε的增大，流进隧道内的净流量增加并不明显。
即增加渐扩口高度，并不能明显提高捕风口的捕风量。
因此建议ε=3为圆锥形渐扩口的最佳设计尺寸。
综上得到捕风装置的最优尺寸设计如图7所示。
图7自动捕风装置的尺寸图Fig．7Size of automatic wind catcher2．3自动捕风装置间的相互影响分析对于多台自动捕风装置同时运行时，需要考虑装置间的相互影响。
本节研究两台捕风装置在不同的纵向间距下流经装置1的风速大小，通过分析确定装置间合适的纵向间距，以此来减少装置间的相互影响，示意图如图8所示。
图8两台捕风装置影响示意图Fig．8Schematic diagram of the interaction betweentwo wind catchers通过计算得到在外界的自然风速为1m /s 、2m /s 、3m /s 、4m /s 、5m /s 及6m /s 这六种工况下的流经装置1·108·土木工程学报2013年的风速，计算结果如图9所示。
