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运七舰载预警机风洞模型
低速风洞
实验段气流速度在130米／秒以下(马赫数≤0。4)的风洞。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。低速风洞实验段有开口和闭口两种形式，截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。图2为中国气动力研究与发展中心的8米(宽)×6米(高)、16米(宽)×12米(高)闭口串列双实验段开路式风洞示意图。
中国气动积累验证风洞测试
高速风洞
实验段内气流马赫数为0。4～4。5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。
亚声速风洞
风洞的马赫数为0。4～0。7。结构形式和工作原理同低速风洞相彷，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。
2。4米跨声速风洞喷流嘴
跨声速风洞
风洞的马赫数为0。5～1。3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波，而在自由边界上反射为膨胀波，若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12。5％、实验段直径为308。4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。 5/11 首页 上一页 3 4 5 6 7 8 下一页 尾页 |
