1、 用于风力机实验的低速射流风洞设计学 院 动力与能源工程学院专 业 飞行器动力工程班 级 7404103学 号 200704044007姓 名 宫宇指导教师 李国文负责教师 李国文沈阳航空航天大学2011 年 6 月沈阳航空航天大学毕业设计（论文）I摘 要本文设计了一套用于风力机实验的低速射流风洞。课题来源于东北农业大学射流风洞实验器项目。由风洞的使用要求、设计建造经费，结合安装场地的安装条件建造了一座射流风洞。文章中主要介绍了风洞的基本概况，风洞的基本设计理论,以及风力机实验的相关知识。详细的计算了该风洞的压力损失，选择了合理的动力系统，并设计了风洞的施工图纸。文章对风洞的总造价进行了估算，
2、进行了经济技术分析。得到了可以降低能源消耗、实用性很强的结论。关键词：风洞；流动损失；风力机；沈阳航空航天大学毕业设计（论文）IIlow-speed Jet wind tunnel design for wind turbine experimentAbstractThis article has designed a system for wind turbine experiments of low speed Jet wind tunnel. Subject derives from Jet wind tunnel experiment project of Northeast Agri
3、cultural University. Built by wind tunnel usage requirements, design requirements, combined with the installation site of the installation conditions built a wind tunnel. Article mainly introduces the basic profiles of wind tunnel, basic wind tunnel design theory and experimental knowledge of wind t
4、urbines. Detailed calculation of the wind-pressure loss, select a reasonable power system and design of a wind tunnel construction drawings. Articles to estimate the total cost of the tunnel, for economic and technical analysis. Get usefulness can reduce energy consumption, strong conclusions.Keywor
5、ds: wind tunnel; Flow loss; wind turbine沈阳航空航天大学毕业设计（论文）III符 号 表0A实验段进口面积 2m0K当量压力损失系数1进口面积 2Re雷诺数2出口面积 阻尼网开孔率ed水力直径 m 摩擦阻力系数0V实验段进口速度 m/s RE风洞能量比当量扩散角 F蜂窝器堵塞度0P大气压强 Pa K压力损失系数气流密度 3kgm动力粘性系数 2NS沈阳航空航天大学毕业设计（论文）IV目 录1 绪论 11.1 风洞 .11.1.1 风洞概况 .11.1.2 风洞实验 .21.1.3 风洞试验的重要性 .31.2 风力机实验简介 .41.2.1 风力机及其分
6、类 .41.2.2 风力机的特点 51.2.3 风力机的发展 61.3 小结 72 风洞总体设计 .82.1 风洞的基本类型 .82.2 风洞的主要组成部分 82.2.1 稳定段 82.2.2 收缩段 92.2.3 扩散段 92.2.4 动力段 92.3 风洞气动外形设计 .92.3.1 参数要求 92.3.2 风洞的气动设计 102.4 小结 .113 风洞能量损失计算 123.1 风洞能量损失研究的意义 .123.2 压力损失计算原理 .123.2.1 损失系数 .123.2.2 管道损失的来源 .133.2.3 损失系数的叠加和折算 .133.3 风洞各段压力损失计算 .143.3.1
7、扩散段 .15沈阳航空航天大学毕业设计（论文）V3.3.2 动力段 .153.3.3 稳定段 .153.4 风洞压力损失计算步骤 .163.4.1 气流密度和动力粘性系数 .163.4.2 动力段 .173.4.3 扩散段 .183.4.4 稳定段 .193.4.5 收缩段 .213.4.6 进出口压力损失系数 .223.4.7 总的压力损失系数 .223.5 电机选取 .223.6 小结 .244 风洞重要部件设计与分析 254.1 动力段设计 .254.1.1 整流罩设计 .254.1.2 动力段壳体 .264.1.3 动力段其他尺寸设计与分析 .274.2 扩散段 .284.2.1 扩散
8、段长度 .284.2.2 扩散段面积比 .284.2.3 扩散段其他尺寸设计与分析 .284.3 稳定段 .284.3.1 阻尼网设计 .294.3.2 稳定段其他尺寸设计与分析 .304.4 收缩段 304.4.1 收缩段长度 .304.4.2 收缩曲线 .314.5 各段支架设计 .324.5.1 动力段支架设计 .324.5.2 扩散段支架设计 .324.5.3 稳定段支座设计 .334.6 进气头段 34沈阳航空航天大学毕业设计（论文）VI4.7 导流锥 .344.8 小结 .345 数据采集与控制系统 355.1 数据采集与控制系统概述 355.1.1 风洞数据采集与控制系统硬件构成
9、 355.1.2 控制系统和数采系统主要硬件 365.2 控制系统软件 375.3 小结 376 经济技术分析 .387 结论 .40参考文献 41致 谢 43沈阳航空航天大学毕业设计（论文）11 绪论1.1 风洞 1.1.1 风洞概况风洞是能人工产生和控制气流以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道试验设备，是航空航天飞行器的研制，风能的利用，建筑物、桥梁、汽车等的研制以及环境保护、发展体育等方面重要试验手段。风洞种类很多，可以按不同的标准来分类。按风洞实验段气流速度的大小来区分，可以分为低速风洞（Ma0.35）、高速风洞(Ma=0.354.5)和
10、高超声速风洞（Ma5.0）。自 1871 年英国韦斯姆在格林威治建造的世界上的第一座风洞以及 1903 年莱特兄弟建造第一架载人飞机以来，航空事业得到高速度发展，风洞成为必备的试验设备。各种各样，满足各种要求的风洞相继诞生，为世界的空气动力学和高可靠性、高性能的飞行器的发展做出了巨大贡献。但是随着科学技术的发展，电子计算机的广泛应用，对试验对象要求更加全面的测量和分析，因此对风洞的要求就更加严格，风洞工作者面对的困难还很多，还需要我们不断地努力去探索、去改进风洞、改进试验方法。目前国内外近十多年来，有了很大的进展，它大致可从以下五个方面来叙述：一、风洞向着高雷诺数、低湍流度、低噪音、减小和消除
11、洞壁干扰方面发展；高雷诺数暂冲式风洞、路得维希管、低温、低湍流度、自行修正风洞、静风洞等的相继出现。二、测试技术日益求精，测力、测压、测速、测温等测量方法都向着小型、快速、小干扰和无干扰的非接触方向发展。流谱显示技术从定性走向定量，如天平的直径可以小到 2.6 毫米。用多普勒测速计测量尾迹、大攻角脱体涡等，都已经达到先进水平。模型悬挂采用磁悬浮系统、张线支撑系统。多项测量可同时进行，不干扰，不排挤，省时、省力、节省资源。三、 风洞设备和模型的工艺结构从刚性走向柔性，设备精度日益提高。除喷管外大多用柔性壁，包括实验段。近来又出现柔性翼型模型。沈阳航空航天大学毕业设计（论文）2四、目前由于飞行器机
12、动性要求增加，动态试验和大攻角试验比例有所增加。边界层测量研究、噪音应用研究、抖振试验研究等都有较大的进展。支承结构的干扰影响也已经被重视起来，已经在采取措施改进支持系统，如：磁悬浮技术的应用。动导试验也发展到大攻角、高 Ma 数范围。对于交叉耦合动导数的研究，雷诺数影响的研究也已开展。五、计算机渗透到风洞试验的各个环节，如在美国、日本、德国等都在风洞集中地区配备了大型计算机，而且各个风洞也有自己的计算机，有的还不止一台。他们功能虽然不外乎是计算、试验控制、监测、数字转换模拟、存储试验结果进行图像分析等，但他们的作用是很大的。上述几方面工作大部分直接、间接的与计算机的这些功能有关，因此计算机在
13、现代化风洞试验中有着必不可少的极其重要的作用。1.1.2 风洞实验空气动力学是发展航空航天技术及其它工业技术的一门基础科学。空气动力学问题不外乎采用理论分析或实验的方法。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设计中的许多问题都不可能单纯地依靠理论或解析的方法得到解决，虽然空气动力学理论和计算流体力学数值计算方法有了高度发展，但设计一种飞行器要完全依赖理论计算得出设计所需的所有空气动力学数据是不可能的。在设计飞行器的过程中，真正可靠的空气动力数据总是来自实验。风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。风洞的原
14、理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。测量作用在模型上的空气动力，观测模型表面及周围的流动现象。根据相似理论将实验结果整理成可用于实物的相似准数。实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。风洞主要按实验段速度范围分类，速度范围不同，其工作原理、型式、结构及典型尺寸也各异。低速风洞：实验段速度范围为 0100 米秒或马赫数 Ma00.3 左右；亚声速风洞：Ma0.30.8 左右；跨声速风洞：Ma0.8 1.4（或 1.2）左右；超声
15、速风洞：Ma1.55.0 左右；高超声速风洞Ma5.0 10（或 12)；高焓高超声速风洞 Ma10（或 12）。沈阳航空航天大学毕业设计（论文）3风洞实验的主要优点是：实验条件（包括气流状态和模型状态两方面）易于控制。流动参数可各自独立变化。模型静止，测量方便而且容易准确。一般不受大气环境变化的影响。与其他空气动力学实验手段相比，价廉、可靠等。缺点是难以满足全部相似准数相等，存在洞壁和模型支架干扰等，但可通过数据修正方法克服部分或大部分。风洞实验的主要项目有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动
16、力及表面压强分布，多用于为飞行器设计提供气动特性数据。传热实验主要用于研究超声速或高超声速飞行器上的气动加热现象。动态模型实验包括颤振、抖振和动稳定性实验等 ，要求模型除满足几何相似外还能模拟实物的结构刚度、质量分布和变形。流态观测实验广泛用于研究流动的基本现象和机理。计算机在风洞实验中的应用极大地提高了实验的自动化、高效率和高精度的水平。风洞是空气动力学研究和飞行器研制的最基本的实验设备，空气动力学的许多重要理论如俄国科学家儒可夫斯基的空气螺旋桨理论，德国科学家普郎特的边界层理论，都是在风洞实验中经过大量观测后提出来的，并且他们的应用又得到风洞实验的验证。在飞行器研制和发展中，风洞的作用更加
17、明显。此外，风洞在民用工业中也有广泛的应用，如研究地面建筑物在大气环境中的空气动力学问题以及环境保护问题等都需要进行大量的风洞实验。1.1.3 风洞试验的重要性作为当今空气动力学试验研究方法中的一种工具,在气动力研究和飞行器气动设计中一直起着非常重要的作用。空气动力学的许多重要理论，都是在风洞试验中经过大量观测试验后才提出来的，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，风洞的作用就更明显了。有许多航空器（或工业建筑等）设计的新方法和新理论都是先在风洞中进行大量的试验后才运用到以后的设计中去的。由此可见，风洞在试验中性能的好坏将决定着许多问题的解决与否，对理论和设计方面都有着
18、重要意义。而评价风洞优劣的一个重要指标就是风洞的压力损失系数。风洞的压力损失系数决定了一个风洞建设和运转的经济性，以及风洞能达到的最大沈阳航空航天大学毕业设计（论文）4风速范围。因此，对风洞流路压力损失系数的研究是在风洞设计前的一项重要工作，也是风洞使用中进一步改进的依据之一。进行空气动力学实验有各种方法，例如利用自然风、旋臂机、火箭车、自由飞模型、携带实验、飞行器试飞及风洞等。每种方法都有自己独特的优点，但其中最主要的是风洞实验，其它方法远不如风洞实验那样被普遍的采用，而只能是风洞实验的一种补充。总之，风洞在航空和一般工业技术中都有广泛的应用。1.2 风力机实验简介1.2.1 风力机及其分类
19、风力机是将风的动能转换为机械能，再把机械能转换为电能或热能等的能量转换装置。经过多年的研究与发展，出现了多种多样的风力机。风力机分类方法有多种， 一般根据风力机的用途、容量、叶片个数、叶片尖端速度与来流速度之比、风轮与塔架的相对位置等对风力机进行分类。风力机的型式主要有 2 种：按照风力机风轮转轴与风向的位置，分为水平轴风力机和垂直轴风力机；按照风力机叶片的工作原理，分为升力型风力机和阻力型风力机。给出了风力机的主要分类及其代表机型。(1)水平轴风力机与垂直轴风力机风力机风轮转轴与风向平行的风力机为水平轴风力机，主要有螺旋桨型、美式多翼型、荷兰型和风帆翼型等。风力机风轮转轴与风向成直角（大多数
20、与地面垂直）的风力机为垂直轴风力机，主要有达里厄型、萨渥纽斯型和涡轮型等。根据其叶片形状的不同，达里厄型风力机又分为曲线翼型和直线翼型 2 种。通常所说的达里厄风力机都是指具有曲线翼型叶片的，而直线翼型达里厄风力机通常称为直线翼垂直轴风力机。(2)升力型风力机与阻力型风力机作用在风力机叶片上的风力可分解成与风向垂直和与风向平行的 2 个分力，垂直分力称为升力，平行分力称为阻力。主要依靠升力来工作的风力机称为升力型风力机，水平轴的螺旋桨型风力机、垂直轴的达里厄型和直线翼型风力机都属于这种类型。由于升力的作用，风轮的圆周速度可以达到风速的几倍乃至十几倍。升力型风力机多被用于发电。主要依靠阻力来工作
21、的风力机称为阻力型风力机，水平轴的沈阳航空航天大学毕业设计（论文）5美式多翼型风力机、垂直轴的萨渥纽斯型和涡轮型等风力机属于阻力型风力机。该类风力机转速不高，但输出扭矩很大，所以常被用于提水、碾米和拉磨等动力。1.2.2 风力机的特点一、垂直轴风力机升力型的达里厄风力机和直线翼垂直轴风力机是垂直轴风力机的代表，下面通过与水平轴螺旋桨式风力机进行比较，来说明垂直轴风力机的主要特点。(1)风能利用效率从理论上讲，升力型垂直轴风力机与水平轴螺旋桨式风力机具有大致相同的理想效率， 即贝茨极限效率。由于水平轴螺旋桨式风力机借助了航空动力技术的科研成果，得到了快速的发展，技术趋于成熟。一般其风能利用系数可
22、达到 0.40.5，叶片尖速比可以达到 610。然而，垂直轴风力机的研究起步较晚，研究理论和设计方法还处于发展阶段，据现有研究和实验结果看，风能利用系数在 0.4 左右，叶片尖速比可以达到 4 左右。(2)风向影响与启动性垂直轴风力机可以接受任何方向的来风，不需要水平轴风力机所必须具备的迎风转向（偏航）机构。因此，垂直轴风力机的结构比水平轴风力机简单，成本较低。(3)风力机结构由于沿着叶片翼展各处的圆周速度和相对于风速的迎角不同，水平轴螺旋桨式风力机的叶片需要进行扭转和变截面，因此，水平轴风力机的叶片比垂直轴风力机的叶片相对复杂，加工成本相对较高。达里厄风力机的叶片虽然是弯曲的，但叶片表面对翼
23、弦是对称的，加工相对容易。直线翼垂直轴风力机的叶片是直线型的，没有扭曲也没有变截面，形状简单，加工容易，成本低，但其不足之处是直线叶片旋转时会承受由向心加速度产生的较大的弯矩，因此对叶片材料要求高。水平轴风力机的发电机与变速制动装置等需要安置在几十米高的塔架上，而达里厄风力机的发电机则可以安装在地面上，这样可以降低对设备的安装尺寸、重量和运行条件等要求，日常维护和修理也非常简便。二、水平轴风力机水平轴风力机可分为升力型和阻力型两类。升力型旋转速度快，阻力型旋转速沈阳航空航天大学毕业设计（论文）6度慢。对于风力发电，多采用升力型水平轴风力机。大多数水平轴风力机具有对风装置，能随风向改变而转动。对
24、小型风力机，这种对风装置采用尾舵，而对于大型风力机，则利用风向传感元件及伺服电动机组成的传动装置。 风力机的风轮在塔架前面的称上风向风力机，风轮在塔架后面的则称下风向风力机。 水平风力机的式样很多，有的具有反转叶片的风轮；有的在一个塔架上安装多个风轮，以便在输出功率一定的条件下减少塔架成本；有的利用锥形罩，使气流通过水平轴风轮时集中或扩撒，因此加速或减速；还有的水平轴风力机在风轮周围产生漩涡，集中气流，增加气流速度。1.2.3 风力机的发展人类利用风能的历史可以追溯到公元前。公元 1219 年，我国就有了关于风力机的文献记载。公元 1300 年，波斯也记载了具有多枚翼板的风力机。这些风力机都是
25、阻力型风机，多数被用来提水，碾米或助航等。19 世纪末，丹麦首先开始研究利用风力发电，从此世界各国开始研发各种用于发电的风力机。与水平轴风力机相比， 垂直轴风力机的研究相对滞后。20 世纪 2030 年代是风力机研究的第一个高峰期。这期间出现了多种类型的风力机，主要有萨渥纽斯型（Savonius rotor）、马达拉斯型（Madaras rotor ）和达里厄型（ Darrieus VAWT）等。1929 年， 芬兰工程师 S.J.Savonius 发明了后来以其名字命名的萨渥纽斯型风力机。它具有结构简单，成本低，回转力矩大，启动性能好等优点，但转数和效率较低。尽管如此，许多学者对这种风力机的
26、研究却没有间断过。马达拉斯型风力机是美国的 Julius D. Madaras 提出的一种风力发电装置。在气流中旋转的圆柱可以使该物体周围的压力发生变化而产生升力，这种现象被称为马格纳斯效应。借助该效应产生的升力可以带动小车沿轨道运动， 从而利用车轮的旋转来驱动发电机发电。然而，由于轨道两端需要有改变圆柱旋转方向的机构而使机构过于复杂、旋转圆柱的过低圆周速度使其空气动力特性十分微弱、大轨道负荷产生较大的摩擦损失、地表风速低和发电损失大等原因，马达拉斯的大规模发电构想最终未能成功。这种风力发电装置至今已无人问津。1931 年，法国工程师达里厄（ George Jeans Mary Darrieu
27、s）从美国专利局获得后来以其名字命名的达里厄风力机的专利。当时达里厄风力机的叶片包括了曲线翼型和直线翼型两 种形式。我们通常所提到的达里厄风力机主要是指具有曲线翼型叶沈阳航空航天大学毕业设计（论文）7片的风力机。如前所述，直线翼型达里厄风力机简称直线翼垂直风力机。之后，风力机发展和应用进入了前所未有的高峰，当代生产生活中，风力机几乎随处可见。1.3 小结在绪论中，风洞部分我们主要介绍了风洞的基本情况，国内外的发展现状，以及低速射流风洞的基本构造组成。风力机部分主要介绍了风力机的类型，特性，并简单介绍了各机型的发展状况。本章主要讲述了风洞以及风力机试验等的一些相关知识。根据不同的情况，对风洞进行
28、了分类、设计与应用。并且详细的介绍了其中一些资料，列举出了一些设计知识。风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成。这里我们主要进行的是风洞洞体设计，而对风力机的实验要求的了解是设计此类实验设备的必要前提条件，同时也可以根据实验要求以及用户相关实验内容做到有的放矢，进一步完善了风洞的设计。下一章将主要讲述风洞洞体设计的第一步：风洞总体设计。沈阳航空航天大学毕业设计（论文）82 风洞总体设计2.1 风洞的基本类型按气流速度：风洞可分为低速风洞，高亚声速风洞和跨声速、超声速、高超声速风洞；按工作方式：风洞可分为持续工作式风洞、暂冲式风洞；按结构：可分为直流式、回流式两种。另外，按风洞装置的规模又可
29、分为小型、中型、大型风洞。根据用户给出的设计要求，我们首先应确定设计的风洞类型。该风洞主要用途是进行风力机实验。为更好的模拟风力机的工作环境，得到更真实的数据，因此，气流速度应尽量与自然风速相匹配。所以，当选取风洞类型时，选择了低速射流式风洞。2.2 风洞的主要组成部分2.2.1 稳定段主要作用是用来提高气流匀直度，降低湍流度。其内部还安装有蜂窝器和阻尼网。（1）蜂窝器风洞稳定段内的蜂窝器主要的作用是导向和分割气流大旋涡，因而有利于加快旋涡的衰减，同时，由于蜂窝器管道对气流的摩擦作用，也有利于改善气流的速度分布，并在一定程度上也能降低气流的湍流度。蜂窝器的蜂窝格子有圆形截面、方形截面和六角形截
30、面等。方形截面的蜂窝器，虽然加工方便，但在其直角处的边界层容易卷起旋涡；圆形截面的蜂窝器，虽然在图 2.1 常见蜂窝器及其压力损失系数 K沈阳航空航天大学毕业设计（论文）9圆管内流动的条件是好的，但管与管之间的间隙会影响气流流动的均匀性，并使其压力损失增大；因而，相比起来，采用六角形截面的蜂窝器是较为理想的。（2）阻尼网阻尼网降低轴向湍流度比降低横向湍流度效果要好。由于气流通过阻尼网时在轴向产生了较大的压降，从而使气流的轴向速度分布的均匀性得到了明显的改善。描述阻尼网特性的一个重要参数是开孔率。开孔率 =阻尼网开孔面积/阻尼网总面积（2.1）57.012Bd式中， 为网丝直径， m; 为网孔宽
31、度，m。d两层阻尼网间的距离应大于 30 倍 或 500 倍 。d2.2.2 收缩段主要作用是均匀加速气流，使其流达到实验段所需要的流速。收缩段的长度不宜过长，这主要是从设备的造价来考虑的；收缩段的长度也不能过短，以免气流出现不均匀甚至发生分离。在保证收缩段性能的前提下，其长度=（0.5 1.0） ， 为收缩段入口直径。LD2.2.3 扩散段又称扩压段，是一种沿气流方向扩张的管道，其主要作用是使气流减速，将动能恢复为压力能，以减少气流在扩散段下游各段能量的损失，降低风洞工作所需要的功率。扩压段本身也会引起气流的能量损失包括摩擦损失和扩压损失。2.2.4 动力段在该段，风扇通过旋转使气流压力能增
32、加。即通过电机和风扇系统，把电能转变为机械能输送给管路内的气流，以补偿管路内气流的沿程损失和局部损失，达到气流稳定流动的目的。改变风扇的转速可调节气流的速度，动力段的整流装置包括整流罩,风扇前导流叶片和风扇后导流片等。沈阳航空航天大学毕业设计（论文）102.3 风洞气动外形设计2.3.1 参数要求1）实验段尺寸：（宽高）1m1m2）风速（空风洞）范围：120（m/s）。3）动压稳定性 1%4）动压场系数 i 8% 5）湍流度 0.5%（V=520m/s ）6）调速方式为交流变频调速。7）风洞试验室（含风洞）外 10 米距离处的风洞最大运转噪声70dB。8） 实验场地总长 13m2.3.2 风洞
33、的气动设计一、设计气动轮廓设计气动轮廓图为风洞设计的第一个步骤，设计时，应参考多方面因素，以确保之后分部设计时的准确性与合理性。1）之前已经论述，该设计确定风洞类型为低速射流式风洞，在收缩段后设实验台，不另设实验段。2）参照国内外风洞设计经验，该风洞收缩段收缩比应取 5 左右方能满足客户提出的诸多要求。为方便设计安装，以及满足场地要求，收缩比应适当选取。考虑到安装运输，收缩段截面积取 4.84 。因客户要求实验段尺寸为 1m1m，所以收缩2m比为 4.84，使收缩段进口长宽尺寸为 2.2m。3）根据客户要求，风速（空风洞）范围为 120（m/s），尝试选择电机类型为四级电动机。根据电机大致尺寸
34、，动力段尺寸直径暂取 1.2m。4）稳定段内蜂窝器及阻尼网，根据湍流度要求，采用六角形截面的蜂窝器较为理想，阻尼网选用 24 目/英寸规格， 2 层。5）在没有分离的情况下，气流通过扩散段得损失只要包括摩擦损失和扩压损失两种。当扩散段扩散面积比一定时，随扩散角的增大，扩散段的摩擦损失减少而扩压损失增大。根据摩擦损失与压力损失公式可得最佳扩散角 应小于 5 度。因此，初步取扩散角 5 度。沈阳航空航天大学毕业设计（论文）11由此，风洞的基本尺寸都已初步确定。二、绘制风洞气动轮廓轮廓根据确定出的尺寸，绘制出风洞轮廓草图。由此为依据，进行下一步计算与设计。如图 2.2。2.4 小结在前阶段的设计中，
35、我们简要的设计了符合要求的低速射流风洞气动轮廓，为下面进行的风洞压力损失计算以及电机选取提供依据。在这个阶段，风洞的总体气动外形已经确定，待选择好电机型号便可进一步进行风洞分部设计，从而完成风洞设计任务。下一章主要进行风洞能量损失计算，并根据计算结果选取合适的电机。图 2.2 气动轮廓沈阳航空航天大学毕业设计（论文）123 风洞能量损失计算3.1 风洞能量损失研究的意义在风洞的设计过程中，首先必须完成的一项工作就是各段内压力损失的计算。因为风洞设计的最基本要求就是能够模拟实际情况下的气动力环境，而只有通过进行能量损失的计算和研究，才能设计出满足试验要求的风洞来。通过对风洞能量损失的计算，可对风
36、洞所能进行的有效试验范围有明确的认识，并且能提高风洞试验的效率。同时还能利用对风洞能量损失计算的结果来帮助进行试验研究以及一些试验结果的理论分析。总之，风洞能量损失的研究可以说是风洞研究的一项最基本、最重要的内容，它在风洞的设计和使用过程中起到了不可忽视的作用，这项研究在当今风洞研制和发展中有着重要的意义。3.2 压力损失计算原理在低速风洞中气流在通过各部分时始终都存在着能量损失，特别是在回流式风洞的拐角处损失更为突出。因此需要采用一定的数值计算方法来研究风洞中气流压力损失变化的规律。压力损失中，需要的主要参数是损失系数。3.2.1 损失系数按现代水力学计算，把气流通过管段后单位时间的总能量损
37、失 （功率）与N该管段进口截面上的动能流率之比，定义为损失系数 ，即：k(3.1)312NkA在管道流动中，能量损失可以用管段的总压损失（总压降） 表示，即：0P= (3.2)0P102式中， 为管段进口截面（1）的实际总压值，Pa； 为管段出口截面（2）的实0P 0际总压值 Pa。由此可以利用式(3.2) 和不可压流动的连续方程 以及能量表达形式constA沈阳航空航天大学毕业设计（论文）13可得：PA0101021PAPA(3.3)N将式(1-3)代入式(1-2)得：(3.4)021PK可见，在不可压的流动中，损失系数可以表示为管段的总压损失与该管段进口截面动压之比。 3.2.2 管道损失
38、的来源为了计算方便，常常在同一管段中把压力损失分为“摩擦损失”和“局部损失”，进而认为局部损失是集中在某一个截面上的。虽然这种局部损失实际上可以是分布在一个沿管段相当长的长度上的（只有流体从管道中排除的情况例外）。流体的摩擦损失是由于流体运动时的粘性引起的。层流时，是分子间的动量交换的结果；紊流时，则是运动速度不同的质点微团动量交换的结果。流体的局部损失是在正常流动遭到局部破坏时引起的。这些情况常常发生在流体进入管道，扩散，收缩，转弯，分流的地方；在流体通过格栅（例如网和蜂窝器），节流装置（例如阀门，孔板），多孔过滤器的地方；以及经过各种障碍物（例如模型，支架，拐角导流片，冷却器，消声器）等地
39、方。这些局部的破坏会使流体各部分间的动量交换加剧，从而增加了能量的散逸。另外，流体由管道中排出或射流的动压损失，也是一种局部损失。3.2.3 损失系数的叠加和折算根据叠加原理，把上述摩擦损失和局部损失相加，则每一段iifiLk（3.5）通常，预先求出整个风洞管道中各部段相对于实验段进口截面上的折算损失系数 。在此基础上，按叠加原理，将这些折算到同一实验段进口截面上的损失系数oi叠加，就可以通过总损失系数 来计算风洞总的能量损失。当流动是不可压ik ok沈阳航空航天大学毕业设计（论文）14时， 按叠加原理，风洞沿程总损失系数 可由下式表示：oik201niAok2011nnoiii Akk（3.
40、6） 由以上关于管道能量损失（功率）的叙述，如果风洞的总损失系数为 ，则ok风洞的输出功率可由下式表示：3012oNkA风 洞（3.7）低速风洞的能量损失，常用能量比 来表示，能量比表示了风洞实验段功能与为此RE风洞所消耗的能量（功率）之比，即：3012RAN风 洞 风 洞（3.8） 式中， 为风洞维持最大风速时所需要的能量，而动力段中电机功率的确定与风N风 洞扇效率，反扭片效率，整流罩效率有关。由此可以推出电机的输出功率为：N风 洞电 机 风 扇 反 扭 片 整 流 罩（3.9）式中， 一般取值为 0.8。风 扇 反 扭 片 整 流 罩可见，能量比越高，则风洞能量损失（功率）越低，风洞运行也
41、就越经济。由此可以又得到：1RoEk风 洞（3.10）3.3 风洞各段压力损失计算气流在通过风洞各段时，可视为绝热流动。由于各段的尺寸不同而且气流流经各段时在速度上也有着不同，所以每一段的雷诺数都是不同的。由此每一段的摩擦系数也是不同的。雷诺数以及摩擦系数的公式可由下式表示：沈阳航空航天大学毕业设计（论文）15Reed（3.11）和 21.8Re.64Lg（3.12）式中， 为流经管道的气流的密度， ； 为气流流经管道的速度， m/s；3Kgm为气流进口段的水力直径，m； 为动力粘性系数， 。ed2NSm3.3.1 扩散段在没有分离的情况下，气流通过扩散段的损失 主要包括摩擦损失以及扩压损0P
42、失。其摩擦损失系数 和扩压损失系数 分别为：mkk= = 218tanA平 均 k 21.6tanA（3.13）故扩散段的损失系数可由 k 表示：210.6tan28tmk A平 均（3.14）式中， 和 分别为扩散段的进口和出口的截面积，； 为摩擦损失系数；1A2 平 均为扩散段全扩散角度。3.3.2 动力段动力段的损失系数可由下式表示：其损失不仅包括洞壁摩擦所引起的摩擦损失，还包括风扇整流罩的损失系数和组导流片或止旋片的损失系数。2(1)0.45.3bLkrCD（3.15）沈阳航空航天大学毕业设计（论文）16式中， 为摩擦损失系数； 为动力段的长度，m ； 为动力段直径，m； 为整流LD罩
43、尾罩的扩散效率，通常 =0.75； 为整流罩最大半径与动力段半径之比； 为导br C流片（止旋片）的相对厚度。3.3.3 稳定段稳定段的损失包括摩擦损失，蜂窝器，以及阻尼网三项的损失之和。（1）摩擦损失系数为:LkD（3.16）（2）蜂窝器的损失系数包括入口损失，摩擦损失以及出口损失，其计算表达为:211LkFD（3.17）式中， 为蜂窝器的堵塞度； 为摩擦阻力系数；L 为蜂窝器的长度，m；D 为蜂窝F器孔格水力直径，m。计算蜂窝器的透气度：21蜂 窝 器 网 厚 蜂 窝 器 网 宽（3.18）（3）阻尼网的损失在阻尼网中最重要的是开孔率：开孔率 =阻尼网开孔面积/阻尼网总面积= 21dB（3
44、.19）式中， 为网丝直径，m； 为网孔宽度，m。dB气流在经过阻尼网时计算雷诺数的公式中的 变为阻尼网的网丝直径,则ed阻尼网的损失系数沈阳航空航天大学毕业设计（论文）1751361Rek（3.20）3.4 风洞压力损失计算步骤假设气流在经过风洞时温度为 ,实验段进口面积 1 ,标准大气压 =15oC2m0PPa。51.0323.4.1 气流密度和动力粘性系数先计算出气流在风洞内的气流密度以及动力粘性系数：气流温度 t= ，风洞所在的海平面高度 h=0m，地球平均半径 =15oC dRm,标准大气压力 = Pa,气流当量扩散半角66.35700P51.3201.63o所以 1dhHgR=P5
45、.2840.2570gPRT3621.4580.其中 T 为开尔文温度，T=273.15+t 。将已知参数带入以上的式子中，可以得到：Hg= =0 m;6016.3571= Pa5.28541.0320.20P5.130沈阳航空航天大学毕业设计（论文）18=1.225 51.032879.13Kgm= 362.45.523.104 5.78902NS3.4.2 动力段动力段的进口，出口面积分别为 =1.1309 ， =1.1309 ， =0.61A2mA2br整流罩尾罩扩散效率 =0.75，导流片相对厚度 =0.1C动力段的平均当量直径以及平均速度分别为： 1.2m12ed= 20m/s12V
46、该段气流的雷诺数 14.53158105 71.23.4Re1.0789ed摩擦阻力系数0.011193218.10.8Re.64Lg洞壁摩擦损失系数 016789Dk10风扇整流罩的损失系数 =0.1476122br组导流片或止旋片的损失系数 =0.007512k0.45.3C动力段的压力损失系数 120k沈阳航空航天大学毕业设计（论文）19当量压力损失系数 =0.12853582001niiAk动3.4.3 扩散段该段的进口面积 =1.1309 ；出口面积 =4.84 。1A2m2A2m由计算当量直径公式 142ed可得出进，出口的当量直径：=2.4824m112eAd=1.2 m22e平
47、均当量直径 1.8412m12ed由于气流是不可压流，所以可由流体质量守恒公式 VAC得进口气流速度 以及出口气流速度1V2= =17.685029m/s148.6= =4.1322 m/s2V.平均气流速度 =10.9086 m/s12该段气流的雷诺数Re= = = 13.7529105ed510789.42.32沈阳航空航天大学毕业设计（论文）20气流摩擦阻力系数0.011303218.10.8Re.64Lg当量扩散半角的正切值 05.ta扩散段的压力损失系数= 0.05520782k2110.68Atgt当量压力损失系数 =0.032)(1020k3.4.4 稳定段该段的进出口面积相同为
48、 =4.84 。由公式（3.14）及（3.15）可得该段12A2m的平均当量直径和平均速度，分别为：2.4824 m12ed= 4.1322 m/s12V（1）：该段气流的雷诺数=7.0210551.27.8Re90ed142.3摩擦阻力系数0.012673218.910.8Re.64Lg小稳定段的摩擦损失系数：沈阳航空航天大学毕业设计（论文）210514.DLk摩 擦（2）：阻尼网：它的规格为 24 目/英寸，网丝直径 =0.0003md网孔直径 =0.0014 mB阻尼网的开孔率=0.56252(1)dB气流在流经阻尼网时雷诺数Re = = =84.88105d510789.3.24.1所以阻尼网的压力损失系数：=2.018阻 尼 网k51316()Re阻 尼 网（4）：蜂窝器在该部分有三种损失：入口损失 ；摩擦损失 ；出口损失 ，mfkoutk蜂窝器格厚
