实验用低速直流风洞的设计与研究

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1、实验用低速直流风洞的设计与研究摘 要 文章介绍了一种具有推广及借鉴价值的实用低速直流风洞的洞体结构设计以及模拟实验中性能参数的直接测定和间接计算方法。此低速直流微型风洞可用于完成飞行器气动升力和阻力的测量。采取的设计、加工与制造方法对低速风洞及其实验的推广使用，具有实际意义。 关键词 低速风洞 空气动力学实验 升力系数测量 Design and Research of Low-speed Wind Tunnel Experiments （1.School of Physics and Nuclear Energy Engineering， Beijing University of Aeron

2、autics and Astronautics， Beijing 100191; 2School of Aeronautic Science and Engineering， Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100191） Abstract The structure design of blow down wind tunnel is introduced， and the dire t and indirect methods for determining the performance parame

3、ters in simulation experiment are presented. The practical low-speed blow down wind tunnel can be used to the measurement of lift and resistance of air vehicle. The design has the practical significance to develop the usage of low speed air tunnel. Key words low-speed wind tunnel; Aerodynamic experi

4、ment; measurement of lift coefficient 0 引言 风洞是一种专门设计的产生可控气流的空气实验装置。建造风洞的目的是要在风洞试验段获得均匀的、可以控制的试验气流，来满足模型气动力试验的需求。空气动力学是发展航空技术以及其他工业技术的一门基础科学。由于气体流动现象以及物体（如飞行器）几何外形的复杂性和无规律性，空气动力学研究和飞行器动力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，而必须通过大量的实验，找出其规律或提供数据，并同理论分析相结合，才能解决问题。 我国目前所使用的风洞多数为修建费用昂贵的较大型风洞，难以广泛应用。根据高校和一般科研单位的实际

5、情况和应用特点，研制出了一种经济、实用的低速小型风洞实验装置。它可满足各种教学实验和模拟实验和一般科研工作的需要。此风洞的研制对小型实用风洞的推广应用具有实际意义。 1 总体方案的设计 低速风洞按其结构划分为直流式和回流式两种基本形式。根据对流场的要求和使用条件，将风洞设计为占地小、投资少，且适合室内使用的直流式风洞，风洞整体结构如图1所示。 1.1 风洞的断面形状 综合各种因素及制造条件和技术要求，将风洞的稳定断面设计为圆形，并设计成开口实验段，以便于实验器材的安装以及实验工程的观察，风洞各段尺寸见图1。 蜂窝器对气流起导向作用，减小气流偏角，降低气流的横向湍流度。阻尼网可降低气流的湍流度特

6、别是轴向湍流度。本风洞采用小孔径的蜂窝器，2层纱网，蜂窝器及其纱网采用不锈钢。 2 洞体 2.1 动力段 2.2 第一收缩段 = （2） 以进口端断面中心作为坐标原点，以纵轴为轴，横轴为轴，收缩段长度为，则5次幂收缩曲线为 = + + + + + （3） = （）（ + + ） + （4） 2.3 稳定段 稳定段的作用在于使紊乱不均的气流有足够时间稳定下来，提高气流的方向和速度的均匀性。稳定段直径400mm，长度210mm，在前端布置蜂窝器和双层阻尼网。 2.4 第二收缩段 第二收缩段位于稳定段和开口实验段之间，第二收缩段位于稳定段和开口实验段之间，使稳定段的气流均匀地加速后进入开口实验段。长

7、度260mm，进口直径400mm，出口直径200mm，收缩比 = 4。收缩段采用5次曲线设计。 = = = = 4 = （5） 以进口端断面中心作为坐标原点，以纵轴为轴，横轴为轴，收缩段长度为，则5次幂收缩曲线为 = + + + + + = （）（ + + ） + （6） 2.5 开口实验段 与闭口实验段相比，开口实验段具有模型安装方便的优点。开口实验段的直径为200mm，长度300mm。其中，上游断面直径200mm，下游断面直径210mm。 2.6 集气口段 2.7 下游扩散段 2.8 拐角段 为了减少噪声和室内气流场干扰，在扩散段末端设置拐角段，使气流垂直向上排出，拐角半径40mm，进口直

8、径224mm，出口直径260mm。 3 风扇气动设计结果 3.1 总体性能参数（表1） 表1 风扇系统总体参数表 （7） 设计取 = 2700rpm，桨尖周向速度65m/s。 图2 风扇系统布置 3.2 风扇桨叶气动数据和几何尺寸 反应度是风扇重要的特性参数。按照定义，反应度表示桨叶叶栅中增加的理论静压桨叶叶栅传给气流的理论全压 之比，用 表示。即 = （8） 反应度的大小表征了气流在桨叶中获得的静压值的大小。 越大，说明气流在桨叶中获得的静压越大，而在桨叶出口的动能则小，对提高效率是有利的。根据欧拉方程，可得 = = （9） 图3 不同展向位置桨叶剖面 表2 风扇桨叶不同剖面的反应度 3.3

9、 风扇整流罩几何尺寸 风扇整流罩的头罩和尾罩组成一流线型旋成体。旋成体最大直径，总长度为，则 = + （10） 其中，头罩长度为 = 0.4 （11） 尾罩长度为 = 0.6 （12） 头罩（00.4）的母线方程为 + 0.16 = 0.16 （13） 尾罩（0.41.0）的母线方程为 + 0.0679 + 0.2921 = 0.36 （14） 4 实验参数的测定与计算 实验参数的取得方法应在现有条件和使用要求下设计和使用，一方面应考虑使用仪器尽量简单，测量容易;另一方面要使测量精度满足要求，且重复性好，稳定可靠。 4.1 风速的测定 此风洞的风速测定是利用毕托管动能与压能转换测流速原理设计而

10、成，如图4所示。这种方法制作简单，安装方便，测量容易，且可得到较大的测量精度。 风速可用下式计算： = （15） 式中：为流速系数（ = 0.970.99）;为空气重度;为管中液体重度; 为液面高度差。 图4 风速的测量原理 4.2 升力的测量 根据使用条件及现有设备情况，采用压力差法测量实验段飞机模型的升力曲线。测力实验采用腹部支架，模型通过腹部支架连接到底座上。为了在实验中能够改变模型的仰角，采用串列式双支杆支撑在模型下方。主支杆处在试验段中心，模型与主支杆通过主接头相连，尾支杆通过尾接头与模型相连。模型的仰角通过底座上的齿轮机构带动尾支杆来实现。底座上的齿轮同时带动底座一侧的指针来显示模

11、型仰角（如图5）。 图5 实验段模型底座及其仰角机构示意图 将飞机模型及其底座整体置于应变式称重传感器上，在实验过程中，整个系统在竖直方向上只受到传感器的支撑力、重力和升力的作用，通过传感器输出示数的变化便可以测量出模型所受到了升力大小。这样便可以得到升力在不同仰角和不同风速下的变化曲线（如图6）。 图6 在不同仰角下升力随风速变化曲线 图7 在25m/s风速下的升力系数曲线 利用风速、升力、空气密度等参数，便可以绘出升力系数曲线（如图7）。 5 结论 在航空航天、桥梁建筑、汽车等工业中，空气动力学问题的实验研究有着不可替代的重要作用，风洞实验是其中的重要手段。此低速直流微型风洞可用于完成飞行

12、器气动升力和阻力的测量。对科研院所和高校的教学应用和科学研究有着现实意义。 通讯作者： 李华 注释 伍荣林，王振羽.风洞设计原理M.北京航空学院出版社，1985. 恽起麟.风洞实验M.国防工业出版社，2000：22-27. 刘政崇.风洞结构设计M.中国宇航出版社，2005：44-47. 高低速风洞气动与结构设计M.国防工业出版社，2003：35-38. 王文奎，石柏军.低速风洞洞体设计J.机床与液压，2008.36（5）：93-95. 艾伦，波普，约翰，等.低速风洞试验J.国防工业出版社，1977.1（977.5）：37-45. 战培国，赵昕.风洞发展现状及趋势研究J.航空科学技术，2010.4：003. 范洁川.低速增压风洞可行性研究报告R.力研究院，1998. 王丽瑛，王琪.实用直流式低速风洞的研究J.吉林化工学院学报，2007.24（2）：55-57.