实验用低速直流风洞的设计与研究.pdf

发布时间：2022-05-29 发布人：admin 分类：说明书资料大小：0.58M 资料格式：pdf 举报版权申诉

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中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn 实验用低速直流风洞的设计与研究遥路1，李华1，刘沛清2** （1. 北京航空航天大学物理科学与核能工程学院，北京 100191； 2. 北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191）摘要：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参数的直接测量和间接计算方法。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：流体力学;低速风洞;空气动力学实验;升力系数测量中图分类号：V221.7 5 10 Design and research of low-speed wind tunnel experiments YAO Lu1, LI Hua1, LIU Peiqing2 15 (1. School of Physics and Nuclear Energy Engineering, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191; 2. School 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 parameters 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: hydrodynamics;low-speed wind tunnel; Aerodynamic experiment; measurement of lift coefficient 20 25 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。[1]空气动力学是发展 30 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。[2] 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 35 一般科研单位的实际情况和应用特点，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教学实验用风洞的推广应用具有重要意义。 1 总体方案的设计 40 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[3]，风洞整体结构如图 1 所示。作者简介：遥路(1988-),男,硕士研究生,主要研究方向:无线电物理通信联系人：李华（1957- ），男，教授，主要研究方向：无线电物理. E-mail: lihua@buaa.edu.cn - 1 -

中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn 图 1 风洞总体布置方案 Fig. 1 General layout plan for wind tunnel 45 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。 1.2 蜂窝器及阻尼网的设计与制造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[4]。阻尼网可降低气 50 流的湍流度特别是轴向湍流度。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 动力段动力段是安装驱动风扇的一段洞体，驱动风扇驱使风洞内的气体流动，建立起试验段中 55 稳定的流场。[5]采用旋转桨叶和反扭导流片系统，电机位于整流罩内。动力段设计为直径 d=500mm，长度 878mm。动桨叶 12 片，导流片 7 片。桨毂直径 325mm，桨毂比 0.65，头罩采用圆球形，直径 325mm，固接与桨毂上，与桨毂一起旋转。尾罩采用锥体结构，尾锥内布置电机。电机为两级交流变频电机，额定转速 3000rpm，额定功率 2.2kW。在实验段设计风速 50m/s 下，风扇设计流量 1.571m3/s，设计增压 980Pa。 60 2.2 第一收缩段第一收缩段位于动力段和稳定段之间，第一收缩段使动力段的气流均匀地加速后进入稳定段。[6]第一收缩段长度为 395mm，进口直径 500mm，出口直径 400mm，收缩比η =1.5625。收缩段采用 5 次曲线设计。[7] ⑴ 65 ⑵ 以进口端断面中心作为坐标原点，以纵轴为 x 轴，横轴为 r 轴，收缩段长度为 L，则 5 次幂收缩曲线为 ⑶ ⑷ - 2 - 222222115001.5625400AdAd21dd5432raxbxcxdxexf54354311511135222rxxxdLLL

中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn 70 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 75 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。[8]长度 260mm，进口直径 400mm，出口直径 200mm，收缩比η =4。收缩段采用 5 次曲线设计。 ⑸ 以进口端断面中心作为坐标原点，以纵轴为 x 轴，横轴为 r 轴，收缩段长度为 L，则 5 次幂收缩曲线为 80 2.5 开口实验段 ⑹ 与闭口实验段相比，开口实验段具有模型安装方便的优点。[9]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。 85 2.6 集气口段集气口段布置在开口实验段之后，集气口唇外形采用 1/4 圆弧，半径 10mm，集气口末端直径 210mm。 2.7 下游扩散段扩散段的作用在于使来自实验段的气流逐步减速，进口直径 210mm，出口直径 224mm， 90 长度 200mm，扩散角 2°。 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，进口直径 224mm ，出口直径 260mm。 3 风扇气动设计结果 95 3.1 总体性能参数根据风洞性能计算，设计工况取：试验段风速 30m/s，风扇设计流量为 Q=50×3.14159 ×0.22/4=1.571m3/s，设计增压为。采用桨叶加反扭导流片组成的低噪声轴流风扇系统，设计采用任意环量理论（），桨扇技术修正技术。桨叶翼型采用低雷诺数、高升力、失速性能良好的翼型，在叶根区选用 GOE797 翼型（相对厚度 16%），在 100 叶梢区选用 GOE796 翼型（相对厚度 12%）。设计风扇转速参照下列计算结果给出。 ⑺ - 3 - 221122004004200AdAd10dd5432raxbxcxdxexf54354301511135222rxxxdLLL980PPa0.853/498045.45(1.380.65)46361.571nrpm

中国科技论文在线设计取 n=2700rpm，桨尖周向速度 65m/s。 http://www.paper.edu.cn 考虑到电机位于风扇整流罩内（电机直径 260mm，长度 410mm），风扇直径 D=500mm，桨毂比取 0.65，轮毂直径 Db=325mm，桨叶展长 88mm，风扇桨叶数目 12（叶根区 GOE797 翼型，叶梢区 GOE796 翼型），反扭导流片数目 7（C4 翼型），风扇头罩与轮毂直联，风 105 扇的头罩长度 163mm，尾罩长度 860mm，尾罩当量扩散角 80，柱身段长度 200mm，风扇系统总长度 928mm，风扇叶片弦长 104～149mm，反扭导流片弦长 230～256mm。风扇设计工况,实验段风速 50m/s，流量 1.571m3/s，压力增升 P=980Pa，风扇设计转速 2700rpm，对应桨尖线速度 65m/s，略大于低噪声风扇桨尖速度 60m/s 的限制，实验段稳定风速 2～50m/s， 110 稳定段最大速度 12.5m/s。风扇系统效率 86.0%（其中，桨叶损失 11.5%，反扭导流片损失 1.1%，尾罩扩散损失 1.4%），风扇系统推力 96N，扭矩 6.3N.m，输出功率 1.8kW。[10] 115 120 125 130 135 图 2 风扇系统布置 Fig. 2 Fan system arrangement 表 1 风扇系统总体参数表 Table 1 General parameters of fan system 项目桨叶直径 D 桨毂直径 Db 风扇设计转速 n 风扇总长度 Lf 风扇头罩长度风扇尾罩长度风扇柱身段长度设计流量 Q（出口速度 10m/s）设计增压Δ P 风扇轴功率 Nf 风扇效率风扇设计状态推力 F 风扇设计状态扭矩 T 桨叶数目 N 反扭导流片数目桨尖最大速度桨叶 Re 数变化范围最大扩压因子 Dp 最大负载系数大小 500mm 325mm（桨毂比 0.65） 2700rpm 928mm 163mm 860mm 200mm 1.571m3/s 980Pa 1.8KW 86.0% 96.5N 6.332N.m 12（弦长 104～149mm） 7(弦长 230～256mm，后掠 150) 65m/s 20960～813000 0.493(<0.6) 1.005（要求<1.0）反应度 0.788～0.904 - 4 - LC

中国科技论文在线 3.2 风扇桨叶气动数据和几何尺寸 http://www.paper.edu.cn 140 桨叶数目 12，桨叶直径 D=500mm。桨叶剖面采用 Goe796 翼型和 Goe797 翼型。相对厚度 ct，在桨根处取 16%，在桨尖处取 12%，桨根和桨尖之间按直线平滑过渡。桨叶剖面的平面形状为梯形，梯形底边比（桨尖弦长与桨根弦长之）取 0.7。设计时，沿径向共取了 8 个断面，半径比从 0.65～1.0，断面间距 0.05。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 145 叶栅传给气流的理论全压之比，用表示。即 ⑻ 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 ⑼ 150 155 不同桨叶和导流片布置方式，反应度是不一样的。对于桨叶和反扭导流片布置系统，气流从轴向进入桨叶，由桨叶流出的气流绝对速度尚有一定的旋转，经过反扭导流片扩压整流后，气流沿轴向流出，其反应度小于 1，一般 Φ =0.75～0.93 左右。这种布置形式主要适用于增压较高的风扇系统，其效率可达 82%～88%。现由表 2 给出不同剖面反应度的计算结果。图 3 给出各位置翼型剖面曲线。图 3 不同展向位置桨叶剖面 Fig. 3 The blade section of different spanwise position 160 表 2 风扇桨叶不同剖面的反应度 Table 2 Responsiveness of different profiles of Fan blade 桨叶剖面径向位置弦长 C 前进比前进角 0 r 反应度 r/rs 0.650 0.700 0.750 0.800 0.850 0.900 0.950 1.000 mm 149 143 136 130 124 117 111 104 20.94 18.95 17.33 15.98 14.83 13.84 12.98 12.23 0.302 0.280 0.261 0.245 0.231 0.218 0.206 0.196 0.788 0.815 0.837 0.856 0.871 0.884 0.895 0.904 3.3 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 Db，总长度为 Lp，则 - 5 - tPtstPPrrtgtgru1

中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn 165 其中，头罩长度 L1 为尾罩长度 L3 为 ⑽ ⑾ ⑿ 170 头罩（）的母线方程为 ⒀ 尾罩（）的母线方程为 ⒁ 175 其中，Rb=Db/2=162.5mm，Lp=1023mm，L1=163mm，L3=860mm。头罩为半径 16mm 的半球型。 4 实验参数的测定与计算实验参数应尽量在现有测量条件和使用要求下获得, 首先应考虑所使用的仪器尽量简单, 测量容易; 其次要使测量精度满足基本需要, 且可重复利用, 可靠性尽可能高。 4.1 风速的测定 180 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成, 如图2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. [11] 风速V可用下式计算: 式中: φ为流速系数(φ=0.97~0.99);r为空气重度; r`为管中液体重度; h为液面高度差. ⒂ 185 4.2 升力的测量图4 风速的测量原理 Fig. 4 Wind speed measurement principle 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 190 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型仰角。 - 6 - 31LLLppLL4.01pLL6.034.00pLx16.016.04.022bpRrLx0.14.0pLx220.40.06790.29210.36pbbxrrLRR

中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn 195 图 5 实验段模型底座及其仰角机构示意图 Fig.5 Schematic of the base of model in the experimental section and elevation agency 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 200 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。图6 在不同仰角下升力随风速变化曲线 Fig.6 Lift curve with the change wind speed at different elevation angles 利用风速、升力、空气密度等参数，便可以绘出升力系数曲线。 205 图7 在25m/s风速下的升力系数曲线 Fig.7 The lift coefficient curve in the 25m/s wind speed 5 结论 210 在各种工业领域中,空气动力学实验及其研究有着非常重要的作用,风洞实验则是其重要手段之一。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。对科研院所和高校的教学应用和科学研究有着现实意义。 - 7 - 050100150200250300051015202530风速（m/s）升力（N）10°仰角20°仰角30°仰角升力系数Cy00.20.40.60.811.21.40510152025仰角(α)

中国科技论文在线 http://www.paper.edu.cn [参考文献] (References) [1] 伍荣林, 王振羽. 风洞设计原理[M]. 北京航空学院出版社, 1985: [2] 恽起麟. 风洞实验[M]. 国防工业出版社, 2000 [3] 恽起麟. 实验空气动力学[M]. 国防工业出版社, 1991 [4] [4] 刘政崇. 风洞结构设计[M]. 中国宇航出版社, 2005 [5] 高低速风洞气动与结构设计[M]. 国防工业出版社, 2003 [6] 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. [7] 艾伦, 波普, 约翰, 等. 低速风洞试验[M]. 国防工业出版社, 1977 [8] 彭锡铭, 严俊仁. 低速风洞试验[M]. 1978:22-25 [9] 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. [10] 范洁川. 低速增压风洞可行性研究报告[R]. 力研究院, 1998. [11] 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. 215 220 225 - 8 -

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