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小型风洞实验报告模板1. 实验目的本实验旨在通过搭建小型风洞，模拟风场环境，以了解流体力学相关概念，并探究在风洞中空气流动特性的变化。
2. 实验原理利用风机产生气流，经过管道进入风洞，再通过风洞内的模型，观察和测量气流在模型前后的压力、速度等参数的变化，从而了解气流对物体的影响。
3. 实验装置和材料1. 小型风洞：风洞箱、风机、风洞管道、模型支架等。
2. 模型：可以选择不同几何形状的模型，如平板、球体等。
3. 测量仪器：差压传感器、风速计等。
4. 实验步骤4.1 搭建风洞1. 搭建风洞箱，确保密封性良好。
2. 将风机安装在风洞箱的一侧。
3. 连接风机与风洞箱之间的管道，确保气流能顺畅流动。
4.2 安装模型1. 根据实验需求选择合适的模型，并将其安装在风洞箱内的模型支架上。
2. 确保模型位置稳定，并与风洞箱内的气流方向对齐。
4.3 进行实验测量1. 在模型前后位置处，分别安装差压传感器和风速计。
2. 根据实验要求，记录模型前后气流的压力差和速度差等参数。
3. 可以使用数据采集系统，将实验数据进行记录和处理。
4.4 分析实验数据1. 根据实验所得数据，计算压差和速度差的平均值，并进行比较和分析。
2. 根据流体力学相关理论，理解实验结果所呈现的物理现象，如气流分离、阻力等。
5. 实验结果与讨论根据实验数据的分析，可以得出以下结论：1. 模型前后的压差随着模型的形状和尺寸的变化而变化，进一步验证了伯努利定律在风洞中的适用性。
2. 模型前后的速度差与模型的形状和尺寸密切相关，不同形状的模型会产生不同的气流效应。
3. 在实验中发现，当气流速度较大时，模型前后的压差和速度差明显增大。
本实验结果表明，小型风洞是一个有效的工具，可以用于研究和理解物体在气流中的行为。
通过改变模型的形状和尺寸，可以进一步探究气流对物体的影响，并为飞行器设计、建筑结构等领域提供参考依据。
6. 实验结论通过本次小型风洞实验，我们对气流的特性和模型的影响有了更深入的了解。
小型风洞设计制作及稳定段研究摘要风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的最基本的实验设备。
迄今为止绝大部分空气动力学实验都是在风洞中完成的。
风洞的发展是同航空航天技术紧密相关的，风洞是研制新型飞行器的重要物质基础。
稳定段及其内部的整流装置是风洞不可或缺的组成部分。
整流装置包括纱网和蜂窝网等，其设计目的是使气流均匀或降低紊流度。
关键词小型风洞；纱网；均匀性；稳定段；能量损失在本次研究中，设计并动手制作可用于实际操作的小型风洞，着重对其稳定段进行研究，从而设计出适合于一类小型风洞的稳定段。
一方面，在理论计算与实验中记录有意义的数据，为以后进一步的研究提供依据。
另一方面，此次研究所制作出的小型风洞，可以用于实际的风洞实验，如小型风力发电机的测试等。
在研究的前期进行小型风洞的设计，绘制小型风洞的设计图纸。
在研究的第二阶段，根据设计动手制作小型风洞。
在制作过程中，不断根据实际情况，对图纸细节进行调整和改进。
在研究的第三阶段，对已制作完成的小型风洞稳定段中的纱网进行控制变量的研究与分析。
对于低速小型风洞，进口风速为10m/s～18m/s时，在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现，网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37，每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。
1 研究方法及过程1.1 小型风洞的设计1.1.1 风洞整体的布置小型风洞是由风扇、风洞本体和测量仪器系统三部分组成。
如图1所示为风洞的整体布置图。
①为风扇。
②为风洞本体。
③为传感器组1.1.2 风扇的设计根据研究需要，风扇选用具有调速功能的低速风扇，其风速范围为：10m/s ～20m/s。
出风口为正方形，内径为11.6cm，外径为12cm。
在风洞的出口和进口，分别放置两个相同型号的风扇，进口的风扇向风洞内鼓风，出口的风扇从风洞内吸风，并始终调节两风扇的鼓风风速相同。
这样的设计可以在一定程度内令风洞内的气体密度保持恒定。
1.1.3 风洞本体的设计风洞本身共分为三段，内有两个为消除涡流而装置的蜂窝器和两套为平稳气流而装置的纱网。
‘自然科学史研究“㊀第42卷㊀第2期(2023年):241 248Studies in the History of Natural Sciences Vol.42㊀No.2(2023)中国首座自制风洞关键技术参数再解读李国峰1,2㊀冯立昇3,1밨(1.内蒙古师范大学科学技术史研究院,呼和浩特010022;2.内蒙古科技大学理学院,包头014010;3.清华大学科技史暨古文献研究所,北京100084)摘㊀要㊀文章通过解读关键技术参数,探析了中国首座自制风洞的雷诺数被后人误读的原因㊁能量比最受设计者重视的理由㊁风洞的测量精度与贡献;讨论了自制还是仿制的问题;认为这座自制风洞达到当时世界技术水平㊂科研人员通过对这一风洞的运作,为更高水平风洞的设计提供了有益的探索,得到了对回流式风洞设计具有指导意义的理论成果,对中国航空学术的早期发展起到了重要作用㊂关键词㊀雷诺数;能量比;测量精度;中国;自制;风洞中图分类号㊀N092文献标识码㊀A㊀㊀㊀㊀文章编号㊀1000-0224(2023)02-0241-08㊀㊀㊀收稿日期:2022-09-01;修回日期:2023-04-06㊂㊀㊀㊀作者简介:李国峰,1975年生,山西定襄人,内蒙古师范大学科学技术史研究院博士研究生,内蒙古科技大学理学院副教授,研究方向为技术史㊂冯立昇,1962年生,山西浑源人,清华大学科技史暨古文献研究所教授,博士生导师,研究方向为技术史,Email:fls@㊂风洞(wind tunnel)自1871年由英国人弗兰克斯㊃赫伯特㊃维纳姆(Francis Herbert㊀Wenham,1824 1908)发明以来,一直是飞行器研制及航空研究必需的实验设施㊂清华大学1936年建成中国首座自制风洞㊂学界对这座风洞的研制过程和取得的成就十分关注,做过许多研究和介绍[1-7],搞清了所涉机构㊁主要人员和具体过程等,但对‘清华大学机械工程系之航空风洞“[8]㊁The First Chinese Wind Tunnel [9]㊁The energy ratio of the Tsing hua wind tunnel [10]等核心史料的解读还不够细致㊂这些研究尽管注意到了这座风洞的雷诺数㊁能量比㊁扰流度和天秤感量等关键技术参数的数值颇为优秀,然而缺乏深入分析,未将雷诺数的理论值与实际值加以区分以致引起误读,亦未探寻能量比被清华风洞设计者最为重视所蕴涵的独特设计理念,也没有从关乎工作精度的扰流度和天秤感量等参数出发深究这座精密风洞对中国早期的风洞技术发展有怎样的贡献㊂本文在前人工作基础上做了进一步研究,获得了新的认识㊂1 中国首座自制风洞:主体结构与关键技术参数1932年,清华大学创建机械工程学系,下设飞机与汽车工程组,开始发展航空教育与㊀242㊀自㊀然㊀科㊀学㊀史㊀研㊀究42卷㊀学术研究㊂1933年8月,机械工程学系开始筹建航空馆与飞机库房㊁研制实验风洞等㊂工学院院长顾毓秀(1902 2002)和机械工程学系主任庄前鼎(1902 1962)指派王士倬(1905 1991)负责筹建航空馆并设计风洞㊂1936年4月风洞建成,一般称为清华首座风洞(以下简称 清华风洞 )㊂清华聘请冯㊃卡门(Theodore von K rm n,1881 1963)的学生㊁风洞专家华敦德(Frank L.Wattendorf,1906 1986)制定风洞实验研究计划并负责风洞的运营㊂[9]七七事变爆发后,风洞毁于日军㊂清华风洞主要包括洞体㊁风扇和发动机组成的驱动系统及天秤为核心的测量控制系统(图1)㊂洞体由直径粗细不一的实验段㊁扩散段㊁回流段和收缩段组成封闭环状(图2)㊂运行时风扇驱动气流在洞体内循环,流过悬挂在实验段内的待测模型,其受力情况由洞体外部的天秤实时测出㊂测试时,根据运动相对性原理,模拟飞行器的飞行㊂由于气流在洞内循环,故称回流式㊂用于测试模型的实验段直径1.52米(5英尺),可根据需要开㊁闭㊂该段气流均匀且速度最大,一般所说的风洞尺度与风速均指此处㊂[8]图1㊀中国首座自制风洞外部侧视图①[8]㊀图2㊀中国首座自制风洞内部结构图[8]对于清华风洞,评价其技术水平的关键技术参数主要有雷诺数(Reynolds number)②㊁能量比(energy ratio)㊁扰流度(turbulence degree)及天秤感量4项,分别反映风洞3个不同方面的性能㊂雷诺数的物理意义是物体在静止空气中运动时所受到的惯性力与粘性力之比㊂气动特性中与粘性有关的现象,诸如附面层流态㊁气动阻力㊁分离流动与失速特性㊁激波与附面层相互干扰等,都受雷诺数的影响㊂风洞实验中,要求保持模型与全尺寸飞行器飞行状态的相似,雷诺数相似是一条重要准则㊂对于规模较小的风洞而言,实验一般采用缩比模型,因此实验雷诺数往往小于飞行器飞行雷诺数㊂欲使用实验结果,必须将其修正到飞行雷诺数㊂但是,将实验雷诺数修正到飞行雷诺数,其过程比较复杂,故而设计风洞时力求提高雷诺数,使之与飞行雷诺数接近㊂风洞的雷诺数越接近真实飞行器的雷诺数,则从模型采集的空气动力学数据对于预测飞行器的飞行性能就越准确㊂能量比是实验段气流的动能流率,即单位时间通过的动能与通过动力系统输入风洞的功率之比㊂它反映风洞的能源利用效率,能量比的数值越高,表明风洞的效率越高㊂扰流度和天秤涉及风洞的工作精度㊂前者表征流体的流动性,扰流度越小,表示流体①②图1和图2,本文引用时添加了部分文字说明㊂雷诺数是为纪念英国力学家㊁物理学家㊁工程师雷诺(Osborne Reynolds,1842 1912)而命名,记作Re ,可用来表征流体的流动情况,判别粘性流体的流动状态,例如流体是层流还是湍流,也可用来确定物体在流体中运动时所受到的阻力㊂㊀2期李国峰等:中国首座自制风洞关键技术参数再解读243㊀㊀的流动越稳定㊁均匀;后者关系到模型空气动力学数据的读取精度,主要体现在天秤的感量上,感量越小,测量越精确㊂前人的研究存在三个问题:(1)对雷诺数存在误读;(2)对能量比未予足够重视;(3)对扰流度和天秤精度缺乏进一步的分析㊂这些状况影响到对这座风洞的精准认识㊂2㊀雷诺数:误读与再解读风洞的雷诺数决定于实验段口径尺寸㊁气流速度和气体物性①㊂对于清华风洞这样的常压风洞,在实验段口径确定㊁气体物性稳定的情况下,其雷诺数最高值决定于最大气流速度㊂然而学界对清华风洞的最大气流速度说法不一,进而导致对最高雷诺数未能形成统一意见㊂2.1㊀雷诺数的三个值黄延复给出的数据是最大风速44.7米/秒(100英里/时或146.7英尺/秒②),没有说明雷诺数值㊂[1]‘建国前中国空气动力学的发展“说最高雷诺数为5.5ˑ106,未讲明该值为何种情况下所得,还说风洞气流速度为22.4米/秒㊂[3]姜长英的说法是,风洞配备的发动机是52千瓦(70马力),风速可达53.6米/秒,雷诺数为5.5ˑ106㊂[4]金富军㊁王向田的数据是风速53.6米/秒㊁雷诺数5.5ˑ106,但缺发动机功率数据㊂[6]分析以往各家数据,不难发现,清华风洞的最大气流速度存在3个值,分别为53.6米/秒㊁44.7米/秒㊁22.4米/秒,那么相应的最高雷诺数当是3个值,除了上面提到的5.5ˑ106,其余两个值是多少,未见有人提及㊂风洞设计者王士倬等人的重要论文‘清华大学机械工程系之航空风洞“记载,设计风洞时推算所能达到的最高雷诺数为5.5ˑ106,前提是如果配备了功率为95千瓦的发动机,此时气流速度为53.6米/秒㊂[8]而清华大学实际订购的发动机为德国造52千瓦电动机,当时估算风洞气流速度可达44.7米/秒[11],亦属理论推算㊂按照王士倬的公式③可算得此时雷诺数为4.6ˑ106㊂德制电动机 1936年2月初运到校内之后,适逢日本武力威胁北京,时局震摇,随校中图书仪器,一同装车,设法运往汉口保藏 ,乃至风洞 缺电动机,只好收罗旧卡车发动机代替 ㊂[2]汽车的品牌是别克(Buick)[9],发动机型号不详,但其功率很可能较小④,以致风洞动力不足,运行时的实际最大风速小于原设计值,仅为22.4米/秒㊂[2]①②③④主要是气体密度ρ和粘性系数μ两项参数㊂原文的有关数据采用了英制,本文改用通行的国际单位制㊂下同㊂现在通行的雷诺数计算公式为Re=ρvL/μ,其中ρ是流体密度,v是速度,L是特征长度(例如风洞实验段直径),μ是流体的动力粘性系数㊂王士倬使用的公式为Re=vL/γ,用运动学粘性系数γ代替了通行公式中动力粘性系数与密度的比值,即γ=μ/ρ,并在计算时使用了英制单位,其中v=176英尺/秒,L=5英尺,γ= 0.000159英尺2/秒(王士倬引自Warner著1927年版Airplane design,但未指明温度条件,合0.0000147米2/秒)㊂如果用现代通行的雷诺数公式,在一个标准大气压㊁20ħ条件下,取ρ=1.141kg㊃m-3㊁μ=17.9ˑ10-6 Pa㊃s(此时γ=μ/ρ=0.0000157米2/秒),则计算得到3个风速对应的雷诺数分别为5.2ˑ106㊁4.3ˑ106㊁3.5ˑ106,稍低于王士倬计算值,系相关系数取值条件不同所致㊂该发动机的功率,目前所见资料均无记载,可从风洞实际最大风速22.4米/秒推知为41千瓦㊂㊀244㊀自㊀然㊀科㊀学㊀史㊀研㊀究42卷㊀据上述情况,通过王士倬所用雷诺数计算公式对以上风速稍加计算,便可得知风洞存在3个动力㊁气流速度及雷诺数组合:(1)95千瓦㊁53.6米/秒㊁5.5ˑ106;(2)52千瓦㊁44.7米/秒㊁4.6ˑ106;(3)41千瓦㊁22.4米/秒㊁3.7ˑ106㊂第1㊁2组的雷诺数均是推算,第3组的雷诺数是当时实际运行时的数值㊂即清华风洞实际配备的动力仅有41千瓦,风洞的最大气流速度为22.4米/秒,此时的最高雷诺数只有3.7ˑ106㊂当然也不能认定风洞设计的雷诺数只有3.7ˑ106,由于风洞设计和运行都非常成功,而订购的发动机为52千瓦电动机,如安装这一电动机,应当可以达到4.6ˑ106㊂但这与以往认为的雷诺数5.5ˑ106仍有一定差距㊂以往相关研究多未能区分清华风洞雷诺数的理论计算值与实际达到值,造成误读㊂以上仅从风速出发讨论了清华风洞的雷诺数,实际上雷诺数涉及的因素不止于此㊂温度也有很大影响,温度越高空气粘性系数越大,从而雷诺数会相应减小㊂现在研制的高雷诺数风洞,往往通过液氮冷却,使之在低温下运行,从而实现高雷诺数㊂清华风洞没有配备此类冷却系统,当风洞运行时,洞内空气因摩擦而升温,雷诺数会有所降低㊂此外,粘性系数还与风洞实验段的尺寸与光滑度有关,风洞口径越小㊁内壁越粗糙,对提高雷诺数越不利㊂因此,考虑到这些因素,清华风洞的实际雷诺数恐怕要比3.7ˑ106还要低些,特别是在长时间连续运行后㊂2.2㊀与外国风洞的比较清华风洞的雷诺数究竟是高还是低,与同时代的世界同类风洞比照,较易做出判断㊂表1列出了一些国家代表性风洞及其核心参数值㊂表中风洞包括两类,正常气压小口径风洞㊁常压大口径风洞㊂清华风洞属于常压小口径风洞㊂剔除大口径风洞,限定在小口径类风洞中讨论㊂口径与清华风洞接近的有1916年建成的德国2.24米风洞和1928年的日本2米风洞㊂3座风洞在雷诺数上,不存在数量级的差别㊂从这项关键参数看,清华风洞的技术水平,整体上相当于德国1916年或日本1928年的水平㊂但清华风洞的能量比极为优秀,仅次于美国加州理工学院1929年建成的3.05米风洞㊂表1㊀清华风洞与截至1936年世界代表性风洞主要实测数据对比1)时间国别所属单位直径(米)动力(千瓦)风速(米/秒)雷诺数能量比马赫数1916德国哥廷根大学 2.24220588.65ˑ106 2.170.17 1927美国航空顾问委员会 6.107364920ˑ106 1.480.14 1928日本川西机械214750 6.65ˑ106 1.640.15 1929美国加州理工学院 3.055528818ˑ106 5.500.26 1931美国航空顾问委员会18.3ˑ9.247814963.8ˑ106 2.200.14 1932英国航空研究所7.314715426ˑ106 2.500.16 1935法国飞机试验所18ˑ829425033ˑ106 2.500.15 1936德国航空研究所5ˑ719866523ˑ106 2.200.19 1936中国清华大学 1.524122 3.67ˑ106 5.050.06㊀㊀1)除清华风洞外,其余数据采自王士倬‘清华大学机械工程系之航空风洞“[8],笔者添加时间㊁马赫数数据并按照时间重新排序㊂㊀2期李国峰等:中国首座自制风洞关键技术参数再解读245㊀㊀衡量风洞技术的关键参数,除雷诺数外还有马赫数(Mach number)①,它们均与气流速度有关㊂马赫数是指气流速度与音速之比,其物理意义在于表示了物体所受空气的惯性力与弹性力之比㊂弹性力反映了空气的压缩性,所以马赫数也体现了压缩性的影响㊂作为一项关键参数,马赫数常被用以对风洞进行分类㊂马赫数小于0.3的风洞称为低速风洞;马赫数在0.3 0.8范围内的风洞为亚音速风洞;马赫数在0.8 1.2范围内为跨音速风洞;马赫数在1.2 5.0范围内为超音速风洞;马赫数大于5.0的风洞为高超音速风洞㊂风洞实验是利用相似性原理,通过模型来模拟实际飞行,要求实验流场与飞行器实际飞行的流场之间遵循多个相似性准则,其中雷诺数与马赫数是极其重要的两项㊂如果撇开马赫数,仅仅基于雷诺数的比较来评价清华风洞与同时代类似规模风洞的技术水平是否可行?实际上,风洞实验不能同时满足相似律所提出的所有相似准则㊂在不同速度范围内或类型的实验中,主要相似准则是不同的㊂在低速范围内,气流是不可压缩流,马赫数影响很小,可以忽略不计,主要的相似准则是表征空气粘性影响的雷诺数㊂而超过音速时,气流是可压缩流,马赫数对物体的气动影响非常明显,为了保持实验流场与实际流场之间的相似性,必须满足的相似准则是马赫数相似㊂即在低速范围内主要考虑雷诺数,而在超过音速时则以关注马赫数为主㊂[12]表1所涉风洞的马赫数均未超过0.3,俱属低速风洞㊂在这一前提下,占主导地位的是雷诺数相似准则㊂故通过雷诺数的比较来衡量同类风洞的技术水准,具有相当参考价值㊂清华风洞所处的时代,尽管超音速风洞已经出现,但低速风洞是主流,当时风洞技术的改进也是围绕如何提高雷诺数推进的㊂学术界以往在研究清华风洞的关键参数时聚焦于雷诺数而忽略马赫数,原因盖在于此㊂3 能量比:优先级与风洞设计者的理念以往的研究,尽管也提到清华风洞的能量比[2,4,6],但局限于强调其具有较高数值,并未深入分析㊂事实上,能量比这项参数对于清华风洞有特殊重要的意义,需要重新加以审视㊂风洞的雷诺数㊁能量比㊁扰流度及天秤感量等参数在风洞设计时的排序,反映了风洞设计者的设计理念㊂当时国外风洞设计师最优先考虑雷诺数,而王士倬的设计首重能量比㊂ 查清华风洞中费用最大之一项,即为电气马达,亦即其中唯一之外国制造品,既掷重资以购原动力,自必须尽力使效率增高,其它皆属次要 , 尤其注意能量比与雷诺数 ㊂[8]风洞建造完成后,经实测能量比达到5.05[10],该值仅次于加州理工学院风洞的5.5[8],完美地实现了当初的设计意图㊂将能量比置于风洞设计的最优先考虑位置,体现了王士倬效率优先的设计理念,契合当时国情㊂王士倬将能量比较高的加州理工学院风洞作为参考对象㊂该风洞 为冯㊃卡门所设①以奥地利物理学家恩斯特㊃马赫(Ernst Mach,1838 1916)的姓命名,简称M数㊂㊀246㊀自㊀然㊀科㊀学㊀史㊀研㊀究42卷㊀计,乃由普朗特式改良,堪称当代最经济之建筑,清华风洞,大致仿该式设计 [8]㊂有关档案记载,在设计风洞之初,清华大学曾经 分别致函美国麻省理工大学及加州理工学院航空工程系,索取各种风洞图样 ㊂[13]根据考虑能量比㊁效率优先的总设计理念,结合建成后的用途,确定了风洞的规模与构型㊂小型风洞主要用于基础研究和先进气动技术探索;中型风洞用于中小型飞行器选型㊁校核和定型实验;大型风洞用于大型飞行器的选型㊁校核和定型实验等㊂风洞越大越有利于增大雷诺数㊂但风洞尺寸越大,建设难度越大㊁运行成本越高,必须找到模拟准确度㊁可行性与经济性等几个因素的最佳结合点,合理确定风洞尺寸㊂清华在筹建风洞之初,经过综合考虑,决定建造用于科研的小型风洞㊂先是计划建造实验段口径1.22米㊁总长度30.5米的风洞[14],后改为口径1.52米㊁长度15.24米[15]㊂至于风洞的构型,当时可选维纳姆发明的直流式,这是个两端开口的木箱,气流从一端进入,在另一端排出;也可选德国人普朗特(Ludwig Prandtl,1875 1953)1908年创制的回流式㊂回流式优于直流式的地方是:在发动机功率相同时,气流的速度更高㊁均匀性更好,且雷诺数和能量比更高些㊂当时直流式风洞只被法国等少数国家采用,回流式为多数国家所采用㊂清华风洞亦选用较为优越的回流式构型㊂4 扰流度与天秤感量:高精度与风洞设计的新探索清华风洞的扰流度和天秤感量两项参数的指标在当时颇为优异㊂研究人员通过这座风洞进行空气动力学相关研究,发表了中国最早的几篇航空研究论文㊂该风洞的建造和应用为中国早期风洞技术的进步做出了重要贡献㊂学界对其达到的精度多有赞誉,但对其作用和影响却探讨不足㊂清华风洞的扰流度是1%, 能量比良好,流动条件令人满意,湍流适中,用典型机翼剖面模型所得实验结果,可与其他类似雷诺数的风洞相媲美 ㊂[9] 与德国哥廷根2.2米风洞及美国加省理工学院3米风洞比较,颇为符合㊂ [16]清华风洞的天秤可测量阻力㊁升力及扭力等6个分力,感量为0.25克㊂[17]冯桂连测试了R.A.F15薄型翼㊁克拉克Y中厚度翼以及哥廷根387高厚度翼3种典型机翼模型,其结果与世界同类风洞所测结果相符合㊂[17]冯㊃卡门说 没想到,中国能建造如此精确的风洞,已经达到国际水平 ㊂[7]得益于风洞的高精度,科研人员做出了很有意义的发现,为更高水平风洞的设计做了十分有益的探索㊂一是发现雷诺数达到一定数值时,大直径风洞所需的发动机功率更少[18],这就为较大型风洞装配较小的发动机提供了理论依据,对节省建设资金有利㊂二是发现风洞扩散段扩散角在6ʎ附近时能量损失最小[18],此点对风洞结构的设计具有指导意义㊂这些成就为深入了解回流式风洞的内在规律奠定了基础,也为高能量比风洞的设计建立了理论基础㊂清华1936年设计的南昌4.5米大型风洞和浙江大学1949年设计的0.9米风洞就应用了这些成果㊂[19]清华风洞对中国航空学术的早期发展发挥了重要而独特的作用,是一座奠基性风洞㊂㊀2期李国峰等:中国首座自制风洞关键技术参数再解读247㊀㊀5 余论:是自制还是仿制?以上解读与分析,对清华风洞有了更为深刻全面的认识㊂不过还有一个重要问题需要做出定论,即风洞的研制方式问题㊂一种意见认为清华风洞是仿制[4],另一种则认为是自制[6]㊂即使参加研制的当事人,在这一问题上的看法也不完全一致㊂王士倬的助手张捷迁(1908 2004)在回忆文章中谈到风洞建造时说: 自制实验风洞,主张谨慎进展㊂首先仿造外国著名风洞数种,制作模型,实验性能,研究制造上的难处 [2]㊂他认为先仿制了模型风洞,在此基础上自制清华风洞㊂而根据王士倬 大致仿该式设计 的说法,清华风洞似为仿制㊂应当说当事人的说法都有道理,关键是如何界定 仿制 和 自制 ㊂一般情况下,仿制是测绘仿制,对已有成品进行测绘获得图纸,通过摸索,搞清楚原理和制作工艺,然后制造出性能相同或接近的产品㊂清华风洞显然不属于这种仿制㊂自制一般是指自主研发㊂其中,高水平的自制,从概念设计到原型设计㊁再到试生产全部依托自身力量,属于原创性很高的自主研发,是自主创新㊂清华的风洞研制,应该还不是这一层次的自制㊂称清华风洞为自制或自主研发也是合适的㊂清华的设计只是参考了加州理工学院风洞的设计思想,从设计到选材和制造全程都是依靠自己力量完成的㊂ 除用以转动螺旋桨之电气马达系购自外国外,其余一切,均由该校自行设计制造,即所用之自动平衡式天秤五具,亦由该校工厂自制 [8],而设计目标和方案显然与加州理工学院风洞不同㊂突出特点是根据国情对风洞参数的优先级做了调整,考虑了实际需要和材料㊁成本等多种因素,并先研制了小的模型风洞进行测试,然后才制造了研究用实验风洞㊂从这些事实看,清华风洞的研制属于自主研发范畴㊂王士倬称 大致仿该式设计 ,应当指的是参考了加州理工学院风洞的方案,并非是通常意义下对该风洞的仿制㊂因此,清华大学研制的风洞无疑是一座自制风洞㊂参㊀考㊀文㊀献[1]黄延复.华敦德在清华大学[J].中国科技史料,1981(2):96-99.[2]张捷迁.回忆清华开创的航空研究[J].中国科技史料,1983,4(2):10-19.[3]中国空气动力学发展史编委会.建国前中国空气动力学的发展[J].中国科技史料,1987,8(2):3-20.[4]姜长英.中国航空史[M].北京:清华大学出版社,2000:178.[5]金富军.华敦德与清华大学航空研究[J].中国科技史杂志,2006,27(3):229-237.[6]金富军,王向田.抗战前清华航空研究考察[J].力学与实践,2009,31(5):92-96.[7]朱克勤.冯㊃卡门与清华大学早期的航空工程学科[J].力学与实践,2013,35(5):107-109.[8]王士倬,华敦德,冯桂连,等.清华大学机械工程系之航空风洞[J].工程,1937,12(1):1-10.[9]WATTENDORF F L.The First Chinese Wind Tunnel[J].Aircraft Engineering&Aerospace Technology193810 317-318.[10]WATTENDORF F L FENG K L CANG C C.The energy ratio of the Tsing hua wind tunnel[J].Science reports ofnational Tsing Hua University series.A1936 5 6 503-510.[11]庄前鼎.国立清华大学工学院机械工程系机械设备概况[M].北平:清华大学工学院,1934:7.㊀248㊀自㊀然㊀科㊀学㊀史㊀研㊀究42卷㊀[12]伍荣林,王振羽.风洞设计原理[M].北京:北京航空学院出版社,1985:22.[13]龙锋.20世纪30年代初国防设计委员会资助大学发展航空教育函电选[J].民国档案,2016(3):3-28.[14]庄前鼎.机械工程学系概况[J].清华周刊,1934,41(13-14):47-49.[15]庄前鼎.机械工程学院概况[J].清华周刊,1936(向导专号):31-33.[16]冯桂连.清华五尺风洞风流扰动之测定[J].清华大学工程季刊,1937,1(1-2):217-222.[17]FENG L.Aerofoil Calibration Tests in the Tsing Hua Five-Foot Wind Tunnel[J].Tsing Hua Science Reports A19374 1 41-47.[18]WATTENDORF F L.The efficiency of return flow wind tunnel[J].Science Reports of National Tsing Hua Universityseries A1936 3 4-5 377-402.[19]王适存.浙大风洞设计制造经过及初步测定报告[J].中国科学,1949,2(4):551-566.A Reinterpretation of Key Technical Parameters of China s FirstSelf-made Wind TunnelLI Guofeng1 2FENG Lisheng1 31.Institute for the History of Science and Technology Inner Mongolia Normal University Hohhot010022China2.School of Science Inner Mongolia University of Science and Technology Baotou014010China3.Institute for History of Science and Technology and Ancient Texts Tsinghua University Beijing100084China Abstract㊀This paper reinterprets the key technical parameters of China s first self-made wind tunnel.The author first analyzes the reasons for the misreading of the Reynolds number then analyzes the reasons why the wind tunnel designers attached importance to the energy ratio investigates the measurement accuracy and contribution of the wind tunnel and finally discusses the question of self-made or imitation.The author believes that the first self-made wind tunnel in China reached the technical level of other such devices around the world at that time.For the scientific researchers involved this wind tunnel provided the basis for early explorations necessary for the design of a higher-level wind tunnel and obtained theoretical results of guiding significance for the design of the reflux wind tunnel which played an important role in the early development of China s aviation academy.Keywords㊀Reynolds number energy ratio measurement accuracy China build wind tun-nel。
AF302 连续式超音速风洞•吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究二维空气动力学，马赫数(Ma)可达1.8•测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄•随设备提供一系列测试模型，可用于研究二维空气动力学相关特性，同时提供模型角度反馈编码器•随设备提供多管压力计和压力校正传感器，用于研究风洞内压力与大气压力的变化关系•提供一个真空泵，可远程控制，简单易用•可连接至通用数据采集系统(VDAS)，自动采集实验数据设备简介青铄科技公司的这款风洞是一款吸入式、连续式超音速风洞，可用于研究亚音速、超音速空气流动动力特性，同时也可以使学生进行二维空气流动状态下的模型气动特性。
随设备提供一个控制台和一个大容量的真空泵，通过真空泵在风洞测试段制造负压环境，进而将外界空气吸入风洞内部。
可以在不影响管路中主气流的情况下通过一个旁路管道来减少通过测试段的气流，这种方式对进行亚音速实验的开启和关闭非常有帮助。
风洞的工作段包括一个收缩-扩张喷嘴(拉法尔喷嘴)，该喷嘴包括一个可移除的顶部结构(共有三种不同的结构)，通过该结构可控制流过工作段的最大气流速度。
设备中预安装有一个测试模型(内置压力测点)，这些测点可连接至工作段侧壁和观察窗上的相关接口。
可通过齿轮装置调整模型的角度。
通过VDAS系统测量模型角度。
通过一个模拟压力计测量和显示风洞内的真空度，所测量的压力同时连接至多管压力计，便于记录实验数据。
VDAS数据采集系统可非常轻松地安装至实验设备的框架上，通过该系统，可实时采集、显示数据，监测系统运行，并能够在电脑上讲实验数据输出至表格文件。
风洞中的测试段设计有高质量的玻璃观察窗，可应用纹影系统(施利伦照相系统)进行观察与拍摄。
标准配件•提供用户指导手册•提供两年质保•按照欧盟标准设计制造实验功能1.测量并研究亚/超音速流动时拉法尔喷嘴内的压力分布2.根据上一实验结果，对比分析压力分布理论值和实测值之间的差异3.在风洞内气流达到超音速时，对比分析拉法尔喷嘴收缩比的理论值和实测值4.测量并研究测试模型在二维亚音速/超音速流动状态时，不同的模型角度对作用在模型上的气动压力的影响5.测量并研究在超音速流动中的测试模型的升力系数6.观察并研究在超音速流动中产生的激波和膨胀波的产生过程和原理(需要纹影系统)推荐配件AF302a 纹影系统(施利伦照相系统)必需配件集成框架安装的通用数据采集系统(VDAS-F)运行条件•工作环境：通风良好的实验室•储存温度：-25℃~55℃(包括运输时)•工作温度：5℃~40℃•工作时湿度要求：当温度由31℃上升至40℃时，湿度应由80%(最高)线性减少至50%(最高)注：为了得到较精确的实验结果，建议工作温度为30℃时，空气湿度应小于10%。
小型风洞实验设计与布局方法的优化
刘帅;热依汗古丽·木沙;金阿芳
【期刊名称】《黑龙江科学》
【年(卷),期】2024(15)6
【摘要】考虑到小型风洞实验在航空航天、汽车制造等领域中的应用,结合理论及实际应用,指出小型风洞在设计和布局中存在的问题,包括设备尺寸及空间利用率、流场均匀性、桨叶设计及整流罩布局等,通过一系列的优化方法,如调整风洞尺寸、采用高效率风扇、改进导流片设计提高实验的准确性及效率,为风洞实验提供稳定准确的环境,促进风洞技术的发展。
【总页数】4页(P156-158)
【作者】刘帅;热依汗古丽·木沙;金阿芳
【作者单位】新疆大学智能制造现代产业学院(机械工程学院)
【正文语种】中文
【中图分类】U467.13
【相关文献】
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超声速风洞实验技术的使用方法超声速风洞是一种常用的实验工具，用于模拟高速流动的环境，以研究物体在超声速条件下的飞行特性及流场现象。
本文将介绍超声速风洞实验技术的使用方法，包括实验前的准备工作、实验过程中的操作步骤和实验后的数据分析。
一、实验前的准备工作在进行超声速风洞实验前，首先需要明确实验的目的和研究对象。
确定实验目的后，选择合适的物体模型或样品进行实验。
物体模型的选择应考虑尺寸、形状和材料等因素，并确保其能够满足实验要求。
接下来，进行实验设备的准备工作。
超声速风洞由风洞模型和驱动系统组成，其中驱动系统包括压缩机、加热器和喷嘴等部件。
在实验前，需要对设备进行检查和维护，确保其正常工作。
另外，还需要准备实验所需的测量仪器和传感器。
常见的测量仪器包括压力传感器、温度传感器和流速计等。
根据实验需求选择合适的测量仪器，并进行校准和调试。
二、实验过程中的操作步骤1. 开启超声速风洞设备。
按照设备操作手册的要求，逐步启动压缩机、加热器和喷嘴等设备，确保系统能够正常工作。
2. 调节风洞参数。
根据实验要求，设置超声速风洞的工作参数，如进气流速、温度和压力等。
调节这些参数的目的是模拟实际飞行环境，并确保实验的准确性和可重复性。
3. 安装物体模型或样品。
将选定的物体模型或样品安装在风洞中，并进行调整和定位。
确保物体模型与喷嘴之间的距离和角度等参数的准确性，以保证实验结果的可靠性。
4. 开始实验。
在设备和物体模型准备就绪后，开始进行实验。
根据实验要求和计划，采集所需的数据，并记录实验过程中的观察现象。
5. 调整实验参数。
根据实验结果和观察现象，进行实验参数的调整。
通过改变进气流速、温度或其他参数，进一步研究物体在超声速飞行条件下的特性和流场现象。
三、实验后的数据分析实验结束后，需要对实验数据进行分析。
在数据分析过程中，可以采用数值计算、实验图像处理和统计分析等方法，得出结论和研究成果。
首先，对采集到的数据进行整理和处理。
您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（直流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座直流暂冲式跨超声速风洞；试验段截面尺寸为0.6m×0.6m。
有常压、增压和降速压三类运行方式。
投入使用时间1974-1-1风洞主要性能试验段尺寸：0.6米（宽）×0.6米（高）×1.9米（长）M数范围：0.4～4.5总温范围：273～（273+32）KRe数范围：（1.4～4.3）×106/m总压范围：（1.04～7.35）×105Pa动压范围：（0.62～8.50）×104Pa运行状态：2班/天、8000次/年马赫数分布标准差σMFL-23风洞流场品质轴向马赫数梯度dM/dx (1/m)：洞壁边界层：40～60毫米噪声：脉动压力系数≤153db风洞运行参数迎角范围：-10°～+50°侧滑角范围：-7°～+7°总压控制精度：△P0≤3‰马赫数控制精度：△M≤0.003一次吹风时间：≤40秒动力：风洞气源的容积V =10700m3、压力19.6×105Pa；气流压缩机功率4200千瓦；风洞测试设备天平：拥有系列化、量程配套各类天平，可以满足M=0.3～3.5范围试验要求压力传感器：量程（0-20）×105Pa 、测量精度（0.03）%电子扫描阀：量程（0-3）×105Pa、测量精度（0.05）%采集系统：测量通道64、采样频率10万次/秒、系统精度0.03%风洞收费标准面议风洞当前状况正常风洞所在地址四川绵阳211信箱，621000主要试验项目纵横向测力测压试验喷流、通气和铰链力矩试验抖振、颤振、动导数、表面脉动压力、噪声和湍流度测量级间分离试验马赫数0.6～0.9范围的自修正试验大攻角试验投放试验油流、激光蒸汽屏流动显示、PIV您当前位置：首页 → 风洞信息浏览 → 0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）详细信息中文名0.6米×0.6米跨超声速风洞（半回流暂冲）英文名风洞内部代号风洞概况图1 风洞回路示意图风洞运转方式0.6米×0.6米跨超声速风洞是一座半回流暂冲式跨超声速风洞；增量吸入引射，可在较低气源压力和较小耗气量下运行;亚跨声速试验段可变开孔率；亚跨声速上下壁开孔，开孔率4.24%（0～8%可调），上下壁可在－10～10 范围内调节。
1.项目基本情况风洞是飞行器研制过程中必要的试验设备，能够人工制造飞行器飞行过程中周围环境的高速气流。
对于风洞数据的控制研究对飞行器的制备运行有着重要的作用。
根据大数据统计，世界上目前共存在近千座大型风洞，我国目前存在低速风洞５０多座，超声速风洞３０多座。
随着科学技术的不断发展，一些发达国家已经建立完整的风洞试验体系，风洞在飞行器制造的过程中发挥的作用也越来越大，同时，风洞的试验过程中面对的问题也越来越多。
风洞的模拟能力需要极其精准才能够对更加高端的飞行器进行试验，而传统的风力感应控制系统对风洞的模拟数据进行数据采集和处理时，过于依赖硬件设备，只能对低速风洞的试验数据进行有效获取，无法对超声速风洞数据进行精准获取。
而在超声速风洞控制系统中，利用ＰＸＩ系统进行数据获取时，无法向其系统的软件程序中添加监控程序，导致试验过程中安全系数受到限制。
为了解决传统方法中存在的问题，本文基于ＰＭＡＣ对超声速风洞控制系统软件进行设计，应用ＰＭＡＣ的特性对超声速风洞中的相关数据进行精准控制采集，并能够保障风洞试验过程中的安全稳定。
2.建设方案2.1.标准规范（1）《信息技术软件工程术语》（GB/T 11457–2006）；（2）《信息技术软件生存周期过程配置管理》（GB/T 20158–2006）；（3）《计算机软件文档编制规范》（GB/T8567–2006）；（4）《信息技术软件生存周期过程》（GB/T 8566–2007）；（5）《计算机软件测试规范》（GB/T15532–2008）；（6）《计算机软件需求说明编制指南》（GB/T9385–2008）；（7）《计算机软件测试文件编制指南》（GB/T9386–2008）；（8）《计算机软件可靠性和可维护性管理》（GB/T14394–2008）；（9）《系统与软件工程用户文档的管理者要求》（GB/T 16680–2015）；2.2.建设原则2.2.1.先进性原则近年来信息技术飞速发展，用户在构建信息系统时有了很大的选择余地，但也使用户在构建系统时绞尽脑汁地在技术的先进性与成熟性之间寻求平衡。
专利名称：一种小型风洞
专利类型：实用新型专利
发明人：王永林
申请号：CN202020414747.2申请日：20200327
公开号：CN211452785U
公开日：
20200908
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型提出了一种小型风洞，包括前后间隔且平行设置的风洞前板和风洞后板，所述风洞前板和风洞后板之间的顶部垂直且固定设置有风洞上板，所述风洞前板和风洞后板之间的中部垂直且固定设置有与风洞上板平行的风洞下板，所述风洞前板和风洞后板之间的右侧垂直设置有风洞侧板，所述风洞侧板的高度与风洞前板的高度相同且风洞侧板的前后两侧分别与风洞前板和风洞后板固定连接，所述风洞上板和风洞下板之间的右侧固定设置有若干均匀分布的第一导流格栅，所述风洞前板和风洞后板之间的右侧设置有第二导流格栅，所述第一导流格栅的左侧与第二导流格栅的右侧之间间隔设置，借此，本实用新型具有体积较小、方便检查的优点。
申请人：青岛豪天翔宇航空科技有限公司
地址：266000 山东省青岛市城阳区春阳路88号天安数码城创业大厦311室
国籍：CN
代理机构：苏州国卓知识产权代理有限公司
代理人：张晓丽
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一种小型超音速风洞技术研究*姚俊,张永强,张健(沈阳理工大学,沈阳110168)[摘要]详细介绍了小型超音速风洞装置的基本结构、工作原理和技术特性。
该风洞装置可完成马赫数范围为2~7的空气动力实验。
主要进行超音速气流的马赫数、滞止压力、滞止温度、气体流量以及空气动力载荷的测量;还可以观测并研究气流以不同马赫数在模型表面形成的激波、边界层分离和附面层情况等,并可在计算机上形成连续图像。
该风洞广泛应用于空气动力、武器弹药工程和航空航天等方面的科学研究。
[关键词]小型风洞;基本结构;技术特性;空气动力[中图分类号]V211·74[文献标志码] ATechniques of a Small-scaled Supersonic Air Wind TunnelYAO Jun,ZHANG Yong-qiang,ZHANG Jian(Shenyang Ligong University , Shenyang 110168 , China)Abstract:It was detailed to introduce the basic structures, operating principles and the technical characteristic of a small-scaled supersonic wind tunnel equipment. It can complete air motive experiment under the condition where the Machnumber scope is between 2 and 7. Mainly it can measure the Mach number, stagnation pressure, stagnation tempera-ture, air flow and aerodynamic test of the supersonic speed air current; can also look into and study the shock wave,boundary layer separation and boundary layer etc the air current with the different Mach number forms in the model sur-face and can form continuous picture on the computer. It can widely be apply to the science research that relates aerody-namics, ammunition engineering and the aviation aerospace etc.Key words:small-scaled wind tunnel; basic structures; technical characteristics; aerodynamic1引言风洞广泛应用于研究空气动力学的基本原理,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气动性能,可以说风洞在飞行器的研制中具有举足轻重的作用。
文中介绍了从俄罗斯引进的超小型、暂冲式、超音速风洞装置。
该装置由支架、储气罐、中心连接管、主控制阀、加热器、预制室、喷管、工作室、扩散器、消音器、控制器、光源发生器、狭缝摄影仪、传感器、教学模型等组成。
其中,着重介绍小型超音速风洞的工作原理、主要结构、基本技术特性,为空气动力方面的研究和实验提供了条件。
2小型风洞2.1工作原理小型风洞装置主要是形成短时间超音速或者高超音速气流,这些气流用于各种不同的气体动力研究。
该装置设计简单,压缩气体和电能消耗低,形成的气流具有很好计量特性,可用于空气动力实验研究。
它要求按马赫数和雷诺数设计模型,在高速气流中研究新的实验方法,进行科研工作和大学生教学工作。
在小型的空气动力实验方面,充分显示了其优越性。
实验气体存储器由气罐组成,从存储器出来的气体经过中心连接管和手动阀进入到主控制阀(3)。
在装置开动的时候接通主控制阀,气体经过电加热器进入到预制室,再经过可以替换的出口截面直径不同的喷管进入工作室,在那里气体围绕被研究的模型流动。
体围绕被研究的模型流动。
图1小型风洞示意图图2工作原理图1进气口2支架3主控制阀4压缩气体存储器5手动阀6定时器7消音器8扩散器9工作室10喷管11预制室12电加热器13电源14电磁阀2.2主要结构该小型风洞装置结构包括:压缩气体存储器、预制室、电加热器、电加热器冷却系统、喷管、工作室、气体扩散器、消音器、供电系统等。
现对主要的结构进行简单介绍。
(1)压缩气体存储器这个装置的特殊性是利用了比较多的存储压缩气体的存储器,这样设计使装置工作状态持续时间长,保证在实验过程中气流参数稳定。
压缩气体存储器由8个标准的气罐组成,所有的气罐通过橡胶软管直接连接到中心连接管上,气体从中心连接管进入到主控制阀,保证装置接通。
在支架上安装气压表,指示中心连接管里气体压力。
(2)预制室预制室是装置的基本元件之一,是气体缓冲室,实验时整理即将通过喷管的气体。
它是一个汽缸,两端是由螺纹结合的两个法兰盘,其中一个法兰盘连接从电加热器出来的进气管道(或者未用电加热器时从中心连接管出来的进气管道)。
预制室内部进气管侧壁上有大量的小孔,调节进入预制室的气体。
在这个法兰盘上安装了压力传感器,用来测量预制室内部实验气体的滞止压力。
(3)喷管喷管是风洞产生均匀高速气流的重要部件,是风洞的“心脏”。
为了形成超音速的实验气流,该装置利用了专门的出口截面直径为100mm的喷管。
亚音速部分喷管出口截面直径通过计算得出,超音速部分出口截面直径按马赫数从1到要求值的气流特性来确定。
所有的喷管用钢制成,通过更换喷管,可以获得不同马赫数的气流。
图3喷管几何图形对照图(4)消音器消音器是一个30°角的楔形,安置时垂直于从扩散器出来的气流方向。
把气流分成两部分,使流出消音器的这两部分气流方向之间成90°夹角。
在分开楔形表面扳子上有大量的直径为5mm的通气孔,减小气流速度和声音,从而减小超音速气流喷射造成的噪音影响。
2.3基本参数[3]利用空气、氮气、氩气、氦气和其它惰性气体作为实验气体,存储气体总量是56kg(气罐里气体8×40×10-3m3,压力15MPa)。
在装置工作时压缩气体最大消耗量2.7kg/s,可以利用标准气罐或者小功率压缩机产生气源。
电加热器220/380V,功率15~20kW,防止气流在滞止温度达到800K时超高音速下凝结。
工作室是被密封的直角仪器舱,在工作室的一个方向安置喷气管,在另一个方向安置扩散器入口。
为了观察被研究的模型,在工作室的侧壁安置了两个光学玻璃窗口。
被研究的模型类型尺寸:长200~300mm,迎角0°~10°和长80~120mm,迎角40°~50°。
模型直径20~40mm,工作状态持续时间是1~2s,装置最大尺寸4050mm×1160mm×600mm,装置质量1400kg表1小型风洞装置的基本技术参数表气流马赫数2~7预制室容积7×10-3m工作室尺寸3395mm×215mm×166mm喷管出口截面直径100mm雷诺数最大值10的七次方最大滞止压力10715MPa最大滞止温度800K实验时间1~2s实验气体空气、氮气、二氧化碳等3主要参数计算3.1基本特性曲线在工作室中的气流速度满足关系式:V =20·1×T×M (1)经过喷管消耗的气流质量G和滞止压力p0与滞止温度T0之间计算公式为:G =β×m×p0×F×q(M)T0(2)式中:β为在临界的喷管截面下,气流消耗系数(通常情况下,取β=1);p0和T0为从喷管流出的气流滞止压力和滞止温度;m,q(M)为气体动力参数(m=0·0404,q=1);F为喷管颈部面积。
(1)滞止压力滞止压力P0变化范围如图4所示,它的最小值要求满足在装置的工作部分形成规定试验条件所必须的气流压力。
滞止压力最大值,由得到的气流速度压力条件q来确定,不超过这个值2Pa。
这个预应力条件和静态压力p有下列关系:q =0·7×M2×P P =q0·7×M2(3)由等熵关系可以得到滞止压力有下列关系:p0p= (1+k-12×M2)KK-1(4)式中:K=CpCv为比热比,即绝热指数;M=va为马赫数;v为速度;a为音速。
图4滞止压力变化范围(2)滞止温度滞止温度T0的变化范围如图5所示,最小值由在超音速气流中不存在空气冷凝的条件来确定。
符合要求的静态压力不应该低于在这个静态压力意义下的空气冷凝时的温度,可以由下列等式来确定:lgp =4·114-336·3T(5)对于等熵气流,滞止温度和形成的气流马赫数之间有下列等式关系:T T0= (1+K-12×M2)-1(6)(3)气流密度在预制室中的气流密度ρ0满足关系式:图5滞止温度变化范围ρ0=p0R×T0(7)在等熵气流下,气流中的气体密度ρ和形成的气流马赫数之间有下列关系:ρp0= (1+k-12×M2)-1K-1(8)预制室中的气流密度变化范围如图6所示。
图6气流密度变化范围(4)雷诺数雷诺数的计算满足下列关系式:Re=ρ×V×dμ(9)式中:ρ为按气流静态参数得到的气流密度;V为气流速度;d为在指定的条件下,在距离喷管出口0·1m处的截面直径;μ为动力学粘滞系数。
动力学粘滞系数满足关系式:μμ0=T2730·75(10)式中:μ=1·72×105N·s/m2,把得到的这个动力学粘滞系数值代入式(9)中,可以计算出雷诺数。
3.2试验的模型要求试验模型横截面的最大面积要求满足气流截面壅塞的允许率,气流横截面壅塞是由风洞起动能力确定的,可以通过喷嘴及该装置工作组件上的气流特性得出。
在实际进行模型试验时所允许的壅塞数据可以在有关文献中找到。
对超音速气流,由于壅塞在管中产生激波,使总压损失增大,激波向上推移,这个过程直至进口截面前才停止。
通过试验分析得出:在马赫数由M =2到M =7的范围内变化时,壅塞允许率按面积计算可占到13%至18%。
根据实验数据可以估计直径为100mm的气流中试验模型的直径可能在35mm至40mm的范围内。
