小组讲座风洞

1哈尔滨工业大学先进动力技术研究所一.风洞简介3.跨声速风洞2.亚声速风洞4.超声速风洞5.高超声速风洞6.高焓高超声速风洞风洞的分类1.低声速风洞2哈尔滨工业大学先进动力技术研究所1.低速风洞马赫数Ma0.4气流可以看成不可压缩的特点是口径大，连续运转为了达到必要的实验雷诺数，实验段口径较大；速度低，所需功率小3哈尔滨工业大学先进动力技术研究所马赫数0.4Ma0.8从Ma=0.4开始，需要考虑气流的压缩性；Ma=0.8~0.85左右，对一般尺度的实验模型将发生堵塞（模型表面出现局部超声速流动）。特点2.亚声速风洞4哈尔滨工业大学先进动力技术研究所马赫数0.8Ma1.2（或1.4）Ma=1.2（或1.4）左右，模型周围的流场全部或接近全部成为超声速流动。特点实验段采用通气壁（开孔或开槽），四周以驻室包围；允许的模型尺寸相对实验段是比较小的；风洞需要比较大的驱动功率。3.跨声速风洞5哈尔滨工业大学先进动力技术研究所马赫数1.4Ma5.0Ma1.4，流场已全部是超声速，实验段不需要采用通气壁；特点空气必须干燥，防止水蒸气凝结；实验段较小，采用间歇式。4.超声速风洞6哈尔滨工业大学先进动力技术研究所马赫数5.0Ma10（或12）Ma5，空气开始液化，需要加热；Ma10（或12），用常规的加热器和压缩机很难提供气流所需要的高驻点温度和高压力比。特点风洞气流必须加热5.高超声速风洞7哈尔滨工业大学先进动力技术研究所马赫数Ma10（或12）Ma12，气流所要求的压强比变得非常大；空气需要加热程度远远高于防止液化的水平；对于再入大气层飞行的导弹或卫星，还必须模拟飞行时的高焓量。特点必须解决风洞在高温下的强度问题，防止喷管喉部融化问题；工作时间很短，以毫秒计。6.高焓高超声速风洞8哈尔滨工业大学先进动力技术研究所1.产生不同Ma数气流的条件二.超声速风洞型线设计2.喷管设计3.扩压段设计9哈尔滨工业大学先进动力技术研究所亚声速风洞：实验段上下游存在压力差就有流动，并且增大压力差，气流就能加速。1.产生超声速的条件不同Ma数超声速流动的条件A.风洞上下游必须有足够的压比，并且压比随Ma数提高而增大。B.实验段与喉部必须保持一定的面积比，并且面积比随Ma数而变化。C.必须满足一定的流量要求。超声速风洞的最大特点是一定的马赫数对应一定的喷管型线10哈尔滨工业大学先进动力技术研究所2.喷管设计超声速渐扩段设计亚声速渐缩段设计喷管型线设计11哈尔滨工业大学先进动力技术研究所维托辛斯基公式A亚声速段的设计22222302(1)1[1()](1)3ttRRxRLxRL收缩段出口半径，收缩段进口半径tRtR0R12哈尔滨工业大学先进动力技术研究所维托辛斯基公式适用收缩比小于15情况若收缩比太大，收缩段在前部骤然收缩而后段却几乎不再收缩，气流的骤然收缩容易引起分离而破坏气流的均匀性Ma=4，喉部14，稳定段高250，收缩比19.2大收缩比的解决方法13哈尔滨工业大学先进动力技术研究所00ttRRCRRCRRC22222302(1)1[1()](1)3ttRRCxRLxRLtR将、代替、计算，再取RRCR0RtR0RtR收缩比大型线设计解决的方法：取即大收缩比的解决方法14哈尔滨工业大学先进动力技术研究所tRC=60常数C值的确定05~6tRRMa2345喉部半高88.888935.422713.99426收缩比2.817.0617.8641C06060602.812.083.254.190/tRR大收缩比的解决方法15哈尔滨工业大学先进动力技术研究所喷管设计的主要依据是特征线理论，有图解法及解析法之分B超声速段的设计tR16哈尔滨工业大学先进动力技术研究所喷管设计的主要依据是特征线理论，有图解法及解析法之分B超声速段的设计tR17哈尔滨工业大学先进动力技术研究所解析法思想：假定在喷管转折点B处，流动已成为一超声速泉流，利用解析方法，求出B点以后的曲线解析法——圆弧加直线法tR18哈尔滨工业大学先进动力技术研究所喷管长度取决于设计中注意的问题tR所要达到的Ma数设计方法最大膨胀角角越小（直线段越长），更有利于气流变成泉流，但将导致喷管长度增加，从而导致附面层厚度增加，这是应该避免的。BBMa数2345长高比56780.2510.2610.2450.2271/Bv19哈尔滨工业大学先进动力技术研究所设计中注意的问题tR1/0.3Bv1/0.245Bv20哈尔滨工业大学先进动力技术研究所喷管设计结果tR21哈尔滨工业大学先进动力技术研究所3.扩压段设计——起动过程首先在超声速喷管喉道处形成声速并在超声速段形成超声速流，并逐步向下游移动，但因压力比不够，在过喉道后的某处形成一道正激波而变为亚声速流。这道正激波通常称为起动正激波。随着压力比的增加，起动正激波逐步向下游推进，波前数也越来越大，因而通过正激波的损失也越来越大。当起动正激波到达喷管出口处时，Ma数达到最大，此时的激波损失也增大到最大值。上游压力再增加一些，起动激波会突然推进到溢流扩压器第二喉道下游某处稳定下来，其位置取决于上游压力的情况。至此，超声速喷管起动完成，进入正常运转。22哈尔滨工业大学先进动力技术研究所3.扩压段设计——第二喉道起动面积tR由理论计算可得出实验段与允许的最小第二喉道的面积比F/F2与Ma数的关系第二喉道面积如果小于最小允许值，则风洞起动时会发生堵塞。当风洞起动后，第二喉部面积可以逐渐减小，使当地Ma数逐渐接近1，减小激波损失23哈尔滨工业大学先进动力技术研究所三.仿真结果Ma=4,起动压比3Mpa