小型低速直流式风洞的总体和结构设计【毕业论文+CAD图纸全套】
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买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709851摘要:该文论述了一个小型低速直流式风洞的总体和结构设计详情。该课题设计是基于空气动力学基础上进行小型低速直流式风洞的设计,且偏重于结构设计。该设计的主要目标是设计出一个合理可行的、简单适用而且结构紧凑占地面积小的小型低速直流式风洞。在老师悉心指导下,查阅、翻译了许多国内外相关资料,一座切实可行的低速直流式风洞最终定型。该设计的风洞,其试验段为闭口式的,这是根据国内外常规低速风洞的设计经验,为了减少试验段能量损失,降低风洞的运转功率而定的。试验段与扩散段连接出设有压力平衡缝。试验段的天平根据机械天平的设计经验采用自行设计的机械天平,来测量飞机模型的升力和阻力。试验段规格为1.80.70.5(m3),设计风速为 525m/s,设计的风扇功率为 5kw,采用的额定功率 8kw 定制的电机,可实现无级调速。风洞的第二扩散段段及第二扩散段设计布置在试验段等段的后方,既实现了直线布局,又保证了气流的品质。采用这种布局,主要是考虑到水平式直流式风洞的占地长度过大,而该风洞能显著地减少风洞设备的占地面积。经过设计分析绘制总图,确定该风洞总体尺寸为:13m3m。通过本设计,可以详细地了解到低速直流式风洞的结构及运行特点。关键字:风洞 无极调速 风洞天平 直流式买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709852The Structure Design Of small perpendicular plane direct-current low-speed wind tunnelStudent name:Chen yong Class:050313Supervisor: Jang shan yuanAbstract:This article elaborated small perpendicular plane direct-current low-speed wind tunnel structural design details. This graduation project is precisely carries on the small backflow low-speed wind tunnel based on the aerodynamics foundation in the structural design research. This design essential target is designs one reasonably feasible, simply is suitable moreover the structure compact area small small perpendicular plane wind tunnel.In teacher under devotedly instruction, the consult, has translated many domestic and foreign correlation datas, a practical and feasible perpendicular plane backflow low-speed wind tunnel finally finalizes. This design wind tunnel, its test section for closed type, this is according to the domestic and foreign convention low-speed wind tunnel design experience, in order to reduce the test section energy to lose, reduces the wind tunnel the operating power to decide. The test section and the divergent section connect are equipped with the pressure balance seam. The test section balance basis mechanical balance design experience uses the mechanical balance which independently designs, air mapping plane model lifting force and resistance. The test section specification is 1.80.70.5(m3), the design wind speed is 525m/s, the design ventilator power is 5kw, uses the rated power for 8kw tailor-made electrical machinery, may realize the stepless speed regulation. The wind tunnel second divergent section and the second change-over portion design arrangement in section and so on test section place above, namely has realized the vertical form layout. Uses this kind of layout, mainly is considers the level -like circular wind tunnel the area oversized, but this wind tunnel can obviously reduce the wind tunnel installation the area. After the design analysis plan assembly drawing, determined this wind tunnel overall size is: 13m3m. Through the design detail that vertical plane back to the structure and operation of the wind-tunnel characteristics.Keyword:wind tunnel,Speed Promise,balance,direct-currentSignature of Supervisor:买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709853目 录1. 概论(1)1.1 风洞及其用途 (1)1.1.1 空气动力试验的必要性 (1)1.1.2 风洞在飞行器研制与发展中的地位和作用(2)1.1.3 风洞在工业空气动力学方面的应用 (4)1.2 风洞的分类、组成及其设计特点 (5)1.2.1 风洞的分类、组成 (5)1.2.2 各类风洞的设计特点 (5)2. 风洞设计原理与程序 (8)2.1 影响风洞设计的相似准则 (6)2.2 风洞设计 (6)2.2.1 风洞的建造地点 (6)2.2.2 风洞型式的选取 (6)2.2.3 采用成熟技术,不断发展新技术(7)2.3. 风洞设计程序 (7)3. 低速直流式风洞气动设计(8)3.1. 概述 (8)3.2. 试验段(10)3.2.1 试验段口径(10)3.2.2 试验段截面形状(12)3.2.3 试验段的长度(12)3.2.4 闭口试验段的边界层影响(13)3.2.5 模型支撑方式(14)3.3 稳定段(15)3.3.1 稳定段直径和收缩比(15)3.3.2 蜂窝器(18)3.3.3 阻尼网(18)3.3.4 静流段(19)3.4 收缩段(19)3.4.1 收缩段长度(19)3.4.2 收缩曲线(20)3.4.3 收缩度内场计算 (22)3.5 扩散段(22)3.5.1 常规扩散段的扩散角(22)3.6 防护网(23)3.7 风扇段(24)3.7.1 风扇段的位置(25)3.7.2 风扇段截面积(25)3.7.3 风扇段整流装置(26)3.7.4 正反旋风扇(27)3.7.5 变距风扇(27)3.7.6 驱动电机位置(27)3.8 风扇(27)买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098543.8.1 影响风扇设计的主要因素(28)3.8.2 止旋片(30)3.9 风扇系统的减振和降噪技术(31)3.9.1 风扇系统的特征振动和减振措施(31)3.9.2 风扇的降噪和降噪措施(32)3.10 直流式风洞进、排气装置及其他方面的设计(33)3.10.1 进气装置(33)3.10.2 排气装置气动设计(34)3.10.3 隔断幕(34)3.10.4 进口消声器(35)3.10.5 支架与加强肋(35)4. 低速直流式风洞结构设计(35)4.1 低速直流式风洞总体设计(36)4.2 试验段结构设计(37)4.3 风扇段结构设计(37)4.4 稳定段结构设计(38)4.5 收缩段结构设计(42)参考文献 (43)致谢(44)附录(45)买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709855买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709856小型低速直流式风洞的总体和结构设计1. 概论1.1 风洞及其用途1.1.1 空气动力试验的必要性性空气动力学是发展航空航天技术及其他工业技术的一门基础科学。空气动力学问题的研究不外乎采用理论分析或试验的方法。由于气体流动现象以及物体(如飞机)几何外形的复杂性,空气动力学研究和飞行器气动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。虽然空气动力学理论和计算流休动力学数值计算方法有了高度发展,但在设计一种飞行器时要完全依赖理论计算得出设计所需的各种空气动力数据是不可能的。在设计飞行器过程中,真正可靠的空气动力数据总是来自试验。试验总是接近于客观现象的重演,最能表现所研究事物的本性,它几乎能够把客观现象中复杂相关的各种因素都包括进去。当然在做试验之前,首先要经过理论分析和计算,以明确试验方向,从而提高试验效率。试验之后,经过理论分析和整理,在大批的试验数据中找出普遍的规律,从而提高成理论,然后又回过头来指导新的试验方向。进行空气动力试验有各种方法,例如利用自然风、旋臂机、火箭车、自由飞模型、携带试验、飞行器试飞以及风洞等。每种方法都有它自己独特的优点,但其中最主要的是风洞试验,其他方法远不如风洞试验那样被普遍使用,而只能是风洞试验的一种补充。风洞是指在一个按一定要求设计的管道系统内,采用动力装置驱动可控制的气流,根据运动的相对性和相似性原理进行各种气动力试验的设备。风洞是空气动力学研究和飞行器研制的最基本的试验设备,风洞试验具有以下一些优点: (1)风洞中的气流参数,如速度、压力、密度、温度等,都可以比较准确地控制,并且随时可以改变。因而风洞试验可以方便、可靠地满足各种试验要求。(2)风洞试验在室内进行,一般不受大气环境(如季节、昼夜、风雨、气等)变化的影响,可以连续进行试验,因而风洞的利用率很高。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709857(3)风洞试验时,试验数据的测最既方便又准确,而且也比较安全。(4)风洞中不仅能测量整机的试验数据,而且还可以分别测量各部件(如机翼、机身等)和组合体的试验数据。这对分析飞行器各部件的贡献和相互干扰是非常必要的,而在其他某些试验方法(如自由飞模型试验)中这是不可能的。(5)较之其他试验手段,风洞试验的费用要低廉得多。风洞试验的不足之处主要是很难保证试验流场与真实飞行流场之间的完全相似:(l)风洞试验不能同时满足相似律所提出的所有相似准则,例如马赫数、雷诺数等等。因为要想做到这一点,风洞的基本建设投资和动力消耗都很高昂,有时甚至是不可能的。(2)在风洞试验中,气流是有边界的,不可避免地存在洞壁的影响,称为洞壁干扰。模型支撑系统也会影响模型流场,称为支架干扰。这些郁影响流场的几何相似。1.1.2 风洞在飞行器研制与发展中的地位和作用风 洞 在 气 动 力 研 究 和 飞 行 器 气 动 设 计 中 一 直 起 者 非 常 重 要 的 作 用 。 空 气 动 力 学的 许 多 重 要 的 理 论 , 如 俄 国 科 学 家 儒 科 夫 斯 基 的 空 气 螺 旋 桨 理 论 , 德 国 科 学 家 普 朗特 的 边 界 层 理 论 。 都 是 在 风 洞 实 验 中 经 过 大 量 观 测 后 提 出 来 的 , 并 且 它 们 的 应 用 又得 到 了 风 洞 试 验 的 验 证 。 在 飞 行 器 的 研 制 和 发 展 中 , 风 洞 的 作 用 更 为 明 显 。 从1930 年 世 界 上 出 现 第 一 架 飞 机 以 来 , 所 有 飞 行 器 的 研 制 都 离 不 开 风 洞 。 很 多 气 动 布局 的 新 技 术 , 都 是 在 大 量 的 风 洞 实 验 中 取 得 的 。 例 如 从 1927 年 到 1941 年 , 飞 机的 最 大 飞 行 速 度 大 约 由 180km/h 提 高 到 600km/h 左 右 , 增 加 接 3 倍 多 , 如 果 单靠 提 高 发 动 机 功 率 来 取 得 速 度 增 长 , 则 需 要 把 发 动 机 功 率 提 高 到 27 倍 以 上 , 但 实际 发 动 机 功 率 仅 增 加 了 3 倍 。 飞 机 速 度 的 增 加 , 主 要 是 由 于 减 小 了 飞 机 的 废 阻 力 ,尤 其 是 各 部 件 之 间 的 干 扰 阻 力 。 当 时 这 些 减 阻 措 施 都 是 经 过 风 洞 试 验 后 提 出 的 。 又如 1940 年 后 的 层 流 翼 型 , 1950 年 后 的 后 掠 翼 、 三 角 翼 布 局 ,1960 年 后 的 变 后 掠翼 和 超 临 界 翼 型 ,1970 年 后 的 边 条 翼 等 .都 是 先 在 风 洞 中 进 行 了 大 量 的 试 验 后 才 运用 到 飞 机 设 计 中 去 的 。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709858世 界 上 第 一 座 风 洞 是 F.H.韦 纳 姆 于 1869 1871 年 在 英 国 建 造 的 。 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 为 40 56.3 千 米 小 时 。 以后 ,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 。 第 一 次 世界 大 战 以 后 , 由 于 使 用 了 金 属 结 构 材 料 , 出 现 了 单 翼 机 , 再 加 上 翼 剖 面 和 机 翼 平 面形 状 的 改 进 , 飞 机 速 度 有 了 很 大 提 高 。 因 而 提 出 了 一 系 列 空 气 动 力 问 题 , 例 如 如 何提 高 螺 旋 桨 的 效 率 ; 在 较 高 雷 诺 数 下 翼 剖 面 及 其 他 模 型 的 特 征 ; 如 何 减 小 飞 机 的 废阻 力 等 等 。 为 了 解 决 这 些 问 题 , 从 1925 年 至 1933 年 期 间 , 低 速 风 洞 向 大 型 和 高速 两 个 方 向 发 展 。 一 些 比 较 大 型 的 风 洞 可 以 进 行 全 尺 寸 的 螺 旋 桨 试 验 , 用 以 改 进 螺旋 桨 的 叶 片 几 何 形 状 及 其 与 发 动 机 、 飞 机 之 间 的 相 互 位 置 等 等 。 1933 年 美 国 建 成了 第 一 个 全 尺 寸 风 洞 , 可 以 在 真 实 飞 机 或 全 尺 寸 模 型 上 研 究 如 何 减 小 飞 机 各 部 件 以及 它 们 之 间 相 互 干 扰 所 引 起 的 废 阻 力 。 同 时 也 出 现 了 高 速 风 洞 , 用 以 研 究 螺 旋 桨 转速 增 高 和 直 径 加 大 所 引 起 的 尖 部 气 流 的 压 缩 性 影 响 的 问 题 。 1944 年 在 美 国 阿 姆 斯研 究 中 心 建 成 一 座 12.2 米 24.4 米 全 尺 寸 低 速 风 洞 , 1982 年 为 满 足 直 升 机 和 新 型垂 直 短 距 起 落 飞 行 器 的 需 要 , 又 对 该 风 洞 作 了 重 大 改 造 , 增 加 了 一 个24.4m37.6m 的 新 试 验 段 。早 在 1932 年 , 为 了 解 决 炮 弹 的 气 动 力 问 题 以 及 研 究 超 声 速 流 动 的 一 般 规 律 ,阿 克 雷 特 教 授 在 瑞 士 建 造 了 一 个 连 续 式 的 超 声 速 风 洞 , 试 验 马 赫 数 为 2。 为 了 克服 驱 动 功 率 不 足 的 困 难 , 风 洞 采 用 了 低 于 大 气 压 力 的 工 作 状 态 , 虽 然 雷 诺 数 低 , 但降 低 了 功 率 。 在 这 种 类 型 的 风 洞 中 进 行 的 试 验 研 究 工 作 为 超 声 速 飞 行 器 的 设 计 打 下买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 119709859基 础 。 1956 年 , 美 国 空 军 阿 诺 德 工 程 发 展 中 心 建 成 了 当 今 世 界 上 最 大 的 超 声 速 风洞 , 试 验 段 尺 寸 为 4.88m4.88m, 马 赫 数 为 1.5 4.75, 风 洞 功 率 达 161000kw.跨 声 速 风 洞 的 出 现 在 超 声 速 风 洞 之 后 。 1947 年 美 国 航 空 航 天 局 (NASA)兰 利 研 究中 心 采 用 试 验 段 洞 壁 开 槽 的 方 法 , 研 制 成 功 世 界 上 第 一 座 跨 声 速 风 洞 。 正 是 根 据 这个 风 洞 所 取 得 的 试 验 数 据 , 1948 年 飞 机 第 一 次 突 破 了 “音 障 ”。我国第一座风洞是 1934 年清华大学自行设计的 1.52m 低速风洞。该风洞于 1936年建成,后因日本侵华战争爆发,北京沦陷,此风洞被毁。从 1958 年我国开始建造生产性风洞,经过 40 余年的发展,目前已有低速风洞 13 座,跨声速风洞 15 座,高超声速及及超高速试验设备 16 座。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的8m6m/12m16m 双试验段直流式低速风洞、2.4m2.4m 引射式跨声速风洞、2m 激波风洞及 200m 自由飞弹道靶等设备均居亚洲第一。另外,还建成了一批用于教学、研究的小型风洞。国内现有的这些风洞为我国自行车研制各类飞机、导弹、飞船、卫星及火箭提供了大量试验数据,为独立自主发展我国航空航天事业做出了很大贡献。1.1.3 风洞在工业空气动力学方面的应用工业空气动力学主要是研究在大气边界层中的风与地球表面上人类活动及其劳动成果间的相互作用。它是经典的空气动力学与气象学、气候学、结构动力学、建筑工程等互相渗透和促进而形成的。当大气流过地面时,地面上的粗糙元,如草、庄稼、树木、房屋、结构物、高低不平的地形等给大气以摩擦阻力。这种摩擦力向上传递,随高度增加而逐渐减弱直到某一高度处便可忽视。这高度随气象条件、地形、地面粗糙度等因素而变化,这样一层受地面摩擦力影响的大气层称为大气边界层大约距地面 300m 一 2000m 。大气边界层的特性对风工程或工业动力学问题的研究及工程实践有非常重要的意义。早在 1930 年左右,英国国家物理实验室就已经进行有关建筑物和构筑物受风的影响的研究工作。1940 年,美国 Tacoma 桥的倒毁,对桥梁的风振研究起了很大的推动作用。20 世纪 60 年代初期,美国的塞马克教授建成大气边界层风洞,对风工程的实验买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098510室研究有一定的捉进。1965 年英国渡桥(Ferrybridge)电站的 8 个大型冷却塔在大风中倒塌了三座,风载荷和风振问题更引起了各国有关人士的注意。我国风工程与工业空气动力学研究在 1950 年后就已开始,大发展始于 1980 年。最早是研究风对建筑和结构的作用,风的作用表现在平均风载荷、脉动风载荷、风振、通风和热损失等。这些大都是利用风洞进行缩尺模型试验,如广东茂名电厂双曲线自然通风冷却塔的风洞缩尺模型试验,测量了平均风压、脉动压力和内压分布;成都万人体育馆、 “珠江帆影”高层建筑和五和塔等模型的风荷载试验;上海锦江宾馆分馆钢结构高楼气动弹性模型动态响应的风洞试验;各种桥梁的节段模型静态和动态、全桥气动弹性模型风洞试验等。1980 年后我国陆续建成了 20 余座试验段截面 lm 以上量级的大气边界层(或环境)风洞,进行大气污染扩散与质量迁移的风洞模型试验,对大气污染扩散与质量迁移进行模拟研究,对所在地区的大气环境质量作出评价。用这些风洞还可进行深凹露天矿自然通风的模拟试验;进行防风固沙林风洞模拟试验;对铁路防护工程进行风洞实验研究,可测定阻沙带有效挡风沙的距离,开展风雪流形成机制、运行规律、各种路基的雪堆积过程及预防措施的模拟研究。1.2 风洞的分类、组成及其设计特点1.2.1 风洞的分类、组成风洞的分类通常依据马赫数 来划分。 0.4 的是低速风洞; =0.41.4aMaaM的是跨声速风洞; =1.54.5 的是超声速风洞; 0.5 的是高超声速风洞。a 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异。洞体,它有一个能对模型进行必要测量和观察的试验段。试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。试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气段或导回到风洞人口的回流段。1.2.2 各类风洞的设计特点买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098511低速风洞内气流速度较低,可按不可压缩流动来设计计算,设计的主要问题是合理组合收缩比与整流装置,使风洞具有高的能量比、低的湍流度、低的造价;设计高效率的风扇装置;设计没有气流分离的收缩曲线以保证流动品质。低速风洞的设计实践和制造经验比较成熟,因而常规的低速风洞完全可以遵循现有性能优良的风洞所建立的设计准则进行设计。2. 风洞设计原理与程序2.1 影响风洞设计的相似准则一个在静止空气中运动的物体或者在气流中保持静止的物体,其受到的空气动力取决于一系列有关气流与物体的参数。如雷诺数、马赫数、湍流度、比热比、普朗特数、斯特罗哈数、佛劳德数、 准则和 准则等等。2.2 风洞设计2.2.1 风洞的建造地点由于建造大型风洞及购置附属设备的投资是巨大的,而且建造后使用的年限一般在 20 年以上,所以风洞的建造地点应慎重考虑。一般应考虑的因素有:( l )当地的电力资源是否足够,要考虑将来发展,扩建其他风洞的可能。 ( 2 )当地水资源丰富,大刑风洞特别是高速风洞,需要大最的冷却用水。 ( 3 )交通方便,便于设备的运输、器材供应和物资的运输,建造地点最好邻近城市和 业区。 ( 4 )建造地区的地质条件好,远离洪水和地震频繁发生地区。( 5 )风洞建造地点在国防卜的安全性,不应建在边境、沿海地区。由于课题是小型低速直流式风洞,地点就在实验室,就不与考虑。2.2.2 风洞型式的选取风洞有多种型式,驱动装置可以是多种多样的。 无论是什么型式的风洞,动力装置的建设费用往往均占有很大的比重。欧美国家轴流式压缩机设计制造技术发达,因而往往建造连续式风洞巨宁可增大建造投资,来换取低的运行费用。高速风洞最买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098512经济的动己力系统要算是几个暂冲式风洞共用的压缩空气储气罐系统:当一前测控技术的发展,使风洞的工作时间以秒计就可获得需要的试用验数据,更为暂冲式风洞开辟了广阔的前景。因而,或为 r 韧用现有的气源或为了节省建造投资、缩短建设周期,第二次世民气战后,各国建造了一大批暂冲式风洞。高速风洞的洞体都是钢结构,而低速风洞的洞体可;、钢结构或混凝土一钢混合结构。就我国而言,混凝土结构洞体的浩价只需钢结构洞体造价的一半左右,制造精度达毫米量级,因而常压、常温的低速风洞常采用混凝土和钢混合结构,试验段和风扇段是钢结构,其余洞体用混凝土制成。设计风洞时,在满足同样的气动性能技术要求及强度等条件下,采用何种方案,应根据资源条件、工业基础、制造能力及周期、已有的风洞设计与运行技术经验来确定。我国 8m x 6m 低速风洞采用三台风扇驱动颇具特色。20 世纪 70 年代初期,我国的直流电动机制造水平还不发达,制造 7800kw 的大电机需专门研制,不但研制周期长,制造费用也很可观;若采用单台风扇驱动,风扇直径约 10m 左右,为防止翼型失速,风扇翼尖速度不能太大,限制了电机的转速不能高,低转速大功率的电机更难设计。当时国内已有 2600kw 电机的系列产品,只需稍加修改即可满足要求,因而决定采用三台 2600kw 的电机带动三台风扇驱动风洞既节省了投资又缩短了建设周期。2.2.3 采用成熟技术,不断发展新技术风洞是研究气动力问题的基础性设备,包含着复杂的工程问题。风洞设计时应借鉴现有风洞成功与失败的教训,尽量采用在类似风洞上经实践证明获得的成熟的技术。风洞设计技术的不断创新,改善了气流品质,降低运行费用,提高了试验数据的精确度。在采用新技术、新布局时,都应开展充分的预先性研究,并经模型风洞试验验证其可行性,证实技术成熟后,才将改技术应用到大风洞的设计中去,以确保风洞设计的成功。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 11970985132.3. 风洞设计程序风洞设计大致按如下程序:立项论证、可行性研究、初步设计、技术设计、施下设计、风洞调试。风洞设计程序是指导建成风洞的过程。3. 低速直流式风洞气动设计小型低速直流式风洞设计效果如图 2-1。图 2-13.1. 概述常规低速风洞是相对于专用低速风洞而言的。低速风洞所涉及的是“压缩性可以忽略”的范畴。航空飞行器模型在常规低速风洞中进行试验时,诸如边界层流态、气动阻力、分离流与失速特性等飞行器模型的气动特性,均与粘性有关,见下图:图3.1-1。因此,雷诺数是常规低速风洞最重要的相似参数。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098514买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098515图 3.1-1(b)试验段风速要求,主要与雷诺数的要求有关。通常常规低速风洞试验段的最大风速 130m / s 。当试验段风速 v 80m/s 时,闭口回流式风洞内气流的温升增加很maxv快,必须设置冷却器及相应的冷却系统,以保证风洞达到国军标提出的温度控制指标。然而冷却器及相应的冷却系统,尤其是冷却器的造价师比较昂贵的,所以,通常风洞的最大风速可以设计为 v 80m/s 。对于风速 =130m / s 或是更高一点的风洞来讲,maxv大多是在风速 v=80m/s 以下运转。风洞方案要根据用户提出的风洞用途、主要性能指标、投资金额和风洞建设场地的限制以及可利用能源的限制等因素来确定。风洞气动总体方案必须力求在满足上述各项要求的前提下,使风洞结构紧凑、造价低廉、运行较经济、生产率较高、加工安装和使用方便。常规低速风洞气动总体方案要确定以下内容:(1)实验台的形式,采用回流式还是直流式方案。(2)试验段的形式,闭口试验段还是开口试验段、或是开、闭口两用试验段。(3)试验段截面形状和尺寸。(4)实验台收缩比及稳定段内整流装置(蜂窝器和阻尼网) 。(5)是否采用大角度扩散段。(6)风扇段直径及风扇段位置。上述内容确定后,绘出实验台的总装图,并进行各段的零件图、部件图的绘制。如下图所示:买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 11970985163.2. 试验段设计试验段效果如图 3.2-1:3.2.1 试验段口径在进行直流式风洞设计时,首先要确定试验段的口径,根据任务书,试验段数据为 1.8m 0.7m 0.5m,而试验段的口径,与试验雷诺数的要求、模型堵塞度的限制、防止过大的洞壁干扰以及模型必须模拟的较小的零件应相对容易加工制造和安装等因素有密切的关系。1)试验雷诺数的要求这里的试验雷诺数,是指基于飞机模型机翼平均几何弦长计算的雷诺数,多以(A 为试验段截面积)来计算弦长。弦长=0.059m 。根据经验来说,雷诺数至少0.要达到(1.52.5) 。在这个雷诺数的范围内,飞机试验模型上将存在大面积的610层流,可以在模型上模拟全尺寸雷诺数的流动。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098517图 3.2-1图 3.2.1-12)模型堵塞度的限制买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098518为了不使模型堵塞度变的十分严重,一般均提出模型迎风面积的限制,使其不超过试验段截面积的 5%,即 0.7 0.5 5%=0.0175m。3)防止过大的洞壁干扰洞壁干扰因子与飞机模型翼展和试验段宽度之比的关系如图,对于流场比较均匀的试验段,飞机模型翼展与试验段宽之比应4)时,可以通过移轴的方式,采用上述方法设计收缩曲线,同样也能获得良好的气流品质。由之前的分析可知: =1.414m , =0.5m ,x=0.3m,a= 1= m ,1R2R3因此,R=0.42m 。3.4.3 收缩度内场计算随着数值计算机技术的发展,采用数值方法求解收缩段内的流场,可以更好的了解气流在收缩段内流动的情况,使其对速度、压力的分布等有更好的更深刻的认识,也便于比较各种收缩曲线的优劣,使收缩曲线的设计更趋于优化。国外利用数值计算设计收缩曲线的方法有几种。近年来,我国在收缩曲线的数值计算方面也作了不少的工作,针对矩形截面的收缩段,采用了描述低速无粘性流的势函数方程,用差分格式和贴体坐标,以 AF1 格式进行离散化并利用 AD1 方法来求解。3.5 扩散段扩散段设计效果如图 3.5-1。图 3.5-1常规低速风洞中,通常有两个扩散段,一个位于试验段下游,常称第一扩散段;另一个位于风扇段下游,常称第二扩散段。近年来国外新建的尝过低速风洞中,还设计了一个大角度扩散段,它位于第四拐角与稳定段之间。扩散段的主要作用是将气流买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098529的动能恢复为压力能,从而减少气流在扩散段下游各段的能量损失。3.5.1 常规扩散段的扩散角在没有分离的情况下,气流通过扩散段的损失 主要包括摩擦损失和扩压损失0p两种。 可以用下式表示:0p 2101 20.6tan28tan2Apq 平 均式中 和 分别为扩散段的进口和出口截面积;1A2进口截面动压值;q摩擦损失系数;平 均扩散段全扩散角;其中摩擦损失;1q8tan2平 均 21A扩压损失;1q0.6ta212A由公式可知,当扩散段面积比一定时,随扩散角的增加,扩散段的摩擦损失减少而扩压损失增大,如图图 3.5.1-1。扩散段的面积比确定了扩散的压力恢复和压力梯度。在扩散段的扩散角 5时,当扩散段面积比过大时同样有产生分离的危险。3.6 防护网 防护网又称之为安全网,主要是用来捕捉在风洞运转中脱落的模型,模型部件及买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098530遗漏在风洞内的工具等,以此来保护风扇。对直流式风洞而言,则通常安置在风扇段前。防护网将增加风洞的损失,虽然这个损失占风洞总损失的比例也不是小数,但为了保护风扇,增加这点运转功率还是值得的。但在设计防护网时,应尽量使其损失较小。防护网通常是一层较大网格尺寸的高强度金属网。图 3.5.1-13.7 风扇段风扇段时间设计效果如图 3.7-1。买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098531图 3.7-13.7.1 风扇段的位置图 3.7.1-1早期的常规低速风洞,其风扇段的位置有的位于第一拐角前,有的位于第一与第二拐角之间,而大多数风洞的风扇段则位于第二拐角之后。当代国外设计的常规低速风洞,风扇段则位于第二拐角之后。风扇段的布置见图 3.7.1-1。风扇段位于第二拐角之后的理由,主要是因为气流在达到风扇段前就已经经过了买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098532相当长的一段等截面流动,所以进入风扇时的气流已是相当均匀的。而且,在这一位置的气流速度也是比较高的。风扇段处于较高的气流速度下,一方面,风扇的效率相对较高,另一方面,在这样的流速下,相对试验段截面来讲,风扇段的直径也不会过大,因此可以降低风扇段的造价。这也是风扇段不宜放在风洞回流道中的大截面的位置或放在稳定段中的主要原因。另外,如果风扇段放在第一拐角前甚至是第一扩散段内,不但此处的流动均匀度较差,而且也是很不安全的,因为风洞运行中脱落的模型或模型部件及遗漏在风洞的工具等将会损坏风扇。3.7.2 风扇段截面积风扇段截面积与实验段截面积之比,通常是在 2:1 或 3:1 之间。如果这个比值过大,那么,风扇前的速度剖面分布可能产生不均的危险,而且风扇段的成本也将随其尺寸的增大而增加,如果这个比值过小,那么,为了保持合理的桨叶角,风扇的来流速度将要求提高,而且也需要提高风扇的转速,这就有可能使桨叶叶尖马赫数过高进而产生激波。3.7.3 风扇段整流装置风扇段整流装置包括整流装置,风扇前导流片和风扇后导流片等,1) 整流罩风扇整流罩的直径通常可取为风扇段直径的 0.30.7 倍。该直径的大小,在一定程度上可以用来控制进入风扇前的风速,从而控制风扇叶片的前进比而使风扇处在最佳的前进比下运转。整流罩的外形一般都是采用流线型旋转体,其长细比最好大于或等于 4,这样可使整流罩的阻力较小,出口的气流也相对比较均匀。为使气流过风扇时比较均匀,在设计整流罩时,通常要在设置风扇的位置保留一段等直径段,该等直径段的长度大约为整流罩最大直径的 30%40%。整流罩下游的当量圆锥形扩散角,应设计为 7或是更小些。因为整个整流罩后段后产生过度的逆压梯度,这将导致气流分离,并且将导致试验段中可能出现持续性的买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098533尾迹。因此,要避免把位于整流罩后部范围的风扇段洞体设计成扩散的,至少这部分洞体应设计成平直的,有些风洞,在这部分的洞体甚至是设计成收缩的。对于一个较短的整流罩,其有效通道截面的扩散角应小于或等于 1012。如果气流在经整流罩后产生明显的分离,则必须安装漩涡发生器或延长整流罩的后体,以便抑制气流的分离。2) 风扇前导流片(预旋片)和风扇后导流片(止旋片)风扇在其上游可安装预旋片(前导流片) ,也可不安装这种预旋片。预旋片通常是设计成与风扇的涡流方向相反的涡,这样,在风扇后不致产生漩涡,而且这类漩涡应能在所有转速情况下都不会出现,因此预旋片最好设计成可调节的。作为一个安全的设计,尤其是在不采用预旋片时,在风扇后应安装导直叶片或消涡片即止旋片(后导流片) 。3.7.4 正反旋风扇设计正反旋风扇,主要目的是用下游的风扇来消除上游风扇造成的旋转气流。一对正反转风扇,在任何风速和输入功率的情况下都能消除气流的扭转。由于两个风扇往往可以设计成能比一个风扇产生更大的推力,所以对于运转功率大的风扇装置来讲,采用正反转双风扇系统式合适的。3.7.5 变距风扇变距风扇,即风扇桨叶角可调的风扇。即便是风扇具有可变转速的驱动装置,采用变距风扇也是有价值的:(1) 通过变距改变风速,要比通过变转速改变风速快的多。(2) 如果采用同步电机驱动风洞,若使用变距风扇,则起动时可将变距风扇的桨叶角放在小桨距地位置。(3) 对于可采用二元试验段插件运行的风洞,变距风扇有利于实现最佳运行。(4) 变距风扇运转效率较高买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 11970985343.7.6 驱动电机的位置电机的位置,对风扇段和整流罩的结构设计有重要的影响。如果电机位于整流罩内,则整流罩的支撑必须承受风扇对风洞外壳产生的扭矩和推力,而不仅仅是推力,若电机放在整流罩内还要求冷却电机,冷却空气往往可以通过整流罩支撑来输送。如果电机位于风洞洞体外,则可以通过用长轴驱动风扇。长轴通过轴承来保证与风扇旋转中心的同轴度。3.8 风扇风洞的风扇,不同于飞机的的螺旋桨,它是一个函道风扇。由于风洞风扇是在一个等面积的管道中工作,根据不可压的连续方程,通过风扇的速度是不会增加的。风洞风扇只不过是恢复气流通过风洞沿程的压力损失。值得提出的是,经修改后的飞机螺旋桨,已成功地应用到许多风洞中,而这些飞机螺旋桨多半都具有可控变距地特点,这是很理想的。到目前为止,国外对风扇的设计已做过许多工作,主要有 patterson,collar 和 wallis设计方法。3.8.1 影响风扇设计的主要因素图 3.8.1-1买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098535由图 3.8.1-1。可以看出,为了获得高的风扇效率,在很大的程度上取决于恰当地选择前进比 j,并取升阻比 L/D 之值得量级为 50。1)前进比 j uj r式中 u 风扇段内的气流轴向速度; 叶片旋转速度,1/s;r 风扇段半径,m。大的前进比意味着有较低的风扇转速,这样,就需要选用低转速的电机或采用变速传动系统。另外,图中还说明,风扇的最佳位置应放在风洞中速度较高的区域。为兼顾到风扇整流体的阻力是随当地速度的增加而增加的情况,通常,最好的折中方案是将风扇布置在第二拐角之后。为保证风扇有较高的效率,在直径为风扇直径 0.75 位置处的风扇叶片的前进比j=0.71.0 较为理想。2)升阻比使升阻比 L/D 大于 50,实际上的得益是不大的,因从空气动力学角度看,实际选用什么翼型并不是很重要的,更重要的是从结构上来考虑。风扇叶片暴露在气流中的那部分,通常采用等厚度剖面。只有无限翼展和适度薄的翼剖面,翼型的升阻比 L/D 才能达到 50 量级这样高的值。可以认为,如果在风扇叶片根部和尖部分设置端板,则就可以有效地模拟无限翼展的流动。其实,由于风扇翼尖和洞壁之间的间隙通常很小,风扇叶片的根部又有大的整流罩,因此洞壁和大整流罩就形成了端板。这样,风扇叶片的流动可以看做就是无限翼展的流动。3)整流罩有时,选用大直径的整流罩也是有利的,因为这样可以相对提高风扇段的气流速买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098536度,在同样前进比条件下可以提高电机的转速。采用大直径的整流罩还可以把结构上要求较厚的叶片根部罩起来,将其余薄的,效率高的叶片部分暴露在气流中。虽然,最理想的整流罩直径应为风扇段直径的 0.60.7 倍,但实际上许多风洞风扇整流罩的直径仅为风扇段直径的 0.30.5 倍。这主要是从整流罩的损失和造价方面来综合考虑的。4)风扇叶片数风扇的叶片数通常没有严格的规定。因为由叶片数与叶片弦长的乘积所表示的叶片表面总面积,必须根据推力的要求来预计。课题设计选用叶片为 12 片。5)叶片弦长以叶片弦长 C 为特征长度的雷诺数应在 7105 以上,以保持较低的翼剖面阻力;翼尖速度应足够低,以避免产生压缩性的影响。3.8.2 止旋片在等截面的不可压管道流动中,根据连续性方程,通过风扇后其轴向速度应是恒定的。然而,由于风扇使气流产生了扭转或旋转,因此,增加了它的绝对速度。设计止旋片的目的,就是消除这个扭转的速度,并将其转变为风扇的压升。增加整流罩的直径,将减少气流的旋转程度,这与增加风扇转速的作用相同。在风扇叶尖附近,旋转系数 e=wr/u 为最大值。这里 w 为在风扇段半径 r 处滑流中的角速度。当扭转的气流速度比轴向的气流速度小得多时,实践证明可用 NACA 对称翼型,使其翼弦与风洞中心轴线平行,然后把这种叶片安装在风扇后当作止旋片使用,是可以得到满意的结果的。扭转的极限,由止旋片达到失速而定,有干扰后的失速迎角比在自由流中的失速迎角大 33%,见图 3.8.2-1.买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098537图 3.8.2-1.3.9 风扇系统的减振和降噪设计在低速风洞中,风洞系统既是风洞的动力源,又是风洞中不可忽视的一个振动,噪声源,但迄今为止,国内风洞设计和运行人员对风洞风扇系统的减振降噪技术还未进行过系统的研究,仅就国内风洞设计和运行中的经验作介绍。并实践到此低速直流风洞设计中。3.9.1 风扇系统的特征振动和减振措施风洞风扇系统的振动类型是多种多样的,而最经常遇到的振动一般有下列几种:(1) 受迫振动与临界转速。在风洞运行中,有时会遇到风扇在启动升速过程中,当转速达到某一值时,会出现振动急剧增大的现象,而错开这个转速后,振动减弱并恢复正常。这种使风扇转子产生剧烈振动的转速就是通常所说的临界转速(2) 不平衡振动。在风扇系统中,常常会遇到由于转子材质不均匀,结构不对买文档就送您 CAD 图纸,Q 号交流 197216396 或 1197098538称,加工和装配误差等原因造成的质量偏心。风扇叶片旋转时,质量偏心的不平衡力就会激起风扇转子振动,这是风扇系统较常见的一种振动现象。不平衡振动除了由于质量偏心引起外,有时还可能与转子弯曲,转子部件脱落等因素有关。(3) 结构共振。结构共振是由于作用在风扇轴承座,台架或风扇段洞体等上的激振动力频率接近或吻合结构件固有频率而引起的。(4) 支座松动引起的振动。风洞是长期,反复运行的实验设备,支座连接松动之类的情况往往时有发生。当风扇系统基座紧固螺栓等松动时,就会出现强烈振动,其振动特点通常是发生铅垂方向的振动。由于松动现象具有一定的非线性特性,所以这种振动除了风扇旋转成分的基频外,还会发生高频振动。针对上述各种振动,常采用的减振措施有:(1) 使风扇工作转速避开临界转速区域;或改变风扇转子尺寸或是轴承,支承座的动态特性,以调整临界转速;也可设法增加外阻尼。(2) 为消除风扇转子或轴承质量偏心引起的不平衡振动,风扇转子或轴承在进入风洞安装前应进行动平衡试验。(3) 对于结构共振,通常采用改变结构件的动态特性,例如改变结构件的刚度等方法,以及改变激振力的频率或增加外阻力及设置减震器等措施来消除或减弱共振危害。(4) 对于基座松动引起的振动,最好的解决办法是经常检查基座紧固螺栓,如发现松动,及时加以紧固。3.9.2 风扇的降噪和降噪措施风扇系统是低速风洞中的主要噪声源。一般说来,风- 配套讲稿:
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