Дозвуковая и трансзвуковая аэродинамическая труба

Дозвуковые аэродинамические трубы используются для операций при низких числах Маха , со скоростями в испытательной секции до 480 км/ч (~ 134 м/с, М = 0,4). Они могут быть открытого типа возврата (также известные как тип Эйфеля ) или закрытого типа возврата потока (также известные как тип Прандтля ). Эти трубы используют большие осевые вентиляторы для перемещения воздуха и увеличения динамического давления, преодолевая вязкие потери. Принципы проектирования дозвуковых аэродинамических труб основаны на уравнении неразрывности и принципе Бернулли , которые позволяют рассчитывать важные параметры, такие как коэффициент сжатия трубы.

Трансзвуковые аэродинамические трубы (0,75 < M < 1,2) спроектированы по тем же принципам, что и дозвуковые трубы, но представляют дополнительные проблемы, в первую очередь из-за отражения ударных волн от стенок испытательной секции. Чтобы смягчить это, используются перфорированные или щелевые стены для уменьшения отражения удара. При трансзвуковых испытаниях как число Маха , так и число Рейнольдса являются критическими и должны быть правильно смоделированы. Это часто требует использования крупномасштабных объектов и/или герметичных или криогенных аэродинамических труб. Эти трубы имеют решающее значение для изучения аэродинамических свойств объектов на скоростях, приближающихся к скорости звука и превышающих ее , таких как высокоскоростные самолеты и космические аппараты во время критических фаз полета.

Низкозвуковой туннель

Низкоскоростные аэродинамические трубы используются для операций при очень низком числе Маха , со скоростями в испытательной секции до 480 км/ч (~ 134 м/с , М = 0,4). ^[1]^[2] Они могут быть открытого типа (также известные как тип Эйфеля , см. рисунок ) или закрытого типа (также известные как тип Прандтля , см. рисунок ) с воздухом, перемещаемым двигательной системой, обычно состоящей из больших осевых вентиляторов, которые увеличивают динамическое давление для преодоления вязких потерь.

Открытая аэродинамическая труба

Схема открытой аэродинамической трубы с закрытой испытательной секцией

Принцип работы основан на непрерывности и уравнении Бернулли :

Уравнение непрерывности имеет вид:

$AV=константа\Rightarrow {\frac {dA}{A}}=-{\frac {dV}{V}}$

Уравнение Бернулли гласит:

$P_{total}=P_{static}+P_{dynamic}=P_{s}+{\frac {1}{2}}\rho V^{2}$

Подставляя Бернулли в уравнение непрерывности, получаем:

$V_{m}^{2}=2{\frac {C^{2}}{C^{2}-1}}{\frac {P_{settl}-p_{m}}{\rho }}\approx 2{\frac {\Delta p}{\rho }}$

Коэффициент сжатия аэродинамической трубы теперь можно рассчитать по формуле: $C={\frac {A_{settl}}{A_{m}}}$

Закрытая аэродинамическая труба

Схема закрытой (возвратно-поточной) аэродинамической трубы

В аэродинамической трубе с обратным потоком обратный канал должен быть правильно спроектирован, чтобы уменьшить потери давления и обеспечить плавный поток в испытательной секции. Режим сжимаемого потока: Снова с законом непрерывности, но теперь для изоэнтропического потока дает:

$-{\frac {d\rho }{\rho }}=-{\frac {1}{a^{2}}}{\frac {dp}{\rho }}=-{\frac {1}{a^{2}}}{\frac {-\rho VdV}{\rho }}={\frac {V}{a^{2}}}dV$

Одномерная площадь-скорость известна как:

${\frac {dA}{A}}=(M^{2}-1){\frac {dV}{V}}$

Минимальная площадь A, где M=1, также известная как площадь звукового прохода , равна для идеального газа:

$\left({\frac {A}{A_{горло}}}\right)^{2}={\frac {1}{M^{2}}}\left({\frac {2}{\gamma +1}}\left(1+{\frac {\gamma -1}{2}}M^{2}\right)\right)^{\frac {\gamma +1}{\gamma -1}}$

Трансзвуковой туннель

Высокозвуковые аэродинамические трубы (0,4 < M < 0,75) и трансзвуковые аэродинамические трубы (0,75 < M < 1,2) спроектированы по тем же принципам, что и дозвуковые аэродинамические трубы. Самая высокая скорость достигается в испытательной секции. Число Маха составляет приблизительно 1 с комбинированными дозвуковыми и сверхзвуковыми областями течения. Испытания на трансзвуковых скоростях представляют дополнительные проблемы, в основном из-за отражения ударных волн от стенок испытательной секции (см. рисунок ниже или увеличьте изображение большого пальца справа). Поэтому для уменьшения отражения ударных волн от стенок требуются перфорированные или щелевые стенки. Поскольку происходят важные вязкие или невязкие взаимодействия (такие как взаимодействие ударных волн или пограничного слоя), как число Маха, так и число Рейнольдса важны и должны быть правильно смоделированы. Используются крупномасштабные объекты и/или герметичные или криогенные аэродинамические трубы.

сопло Лаваля

С помощью звукового горла поток может быть ускорен или замедлен. Это следует из уравнения 1D площадь-скорость. Если требуется ускорение до сверхзвукового потока, требуется сходящееся-расходящееся сопло . В противном случае:

Дозвуковой (M < 1), затем сходящийся ${\frac {dA}{dx}}<0\Rightarrow$
Звуковое горло (М = 1), где ${\frac {dA}{dx}}=0$
Сверхзвуковой (M >1), затем расходящийся ${\frac {dA}{dx}}>0\Rightarrow$

Вывод: Число Маха контролируется степенью расширения. ${\frac {A}{A_{горло}}}$

Ссылки

^ Росситер, Дж. Э. (1964). «Эксперименты в аэродинамической трубе по исследованию потока над прямоугольными полостями на дозвуковых и околозвуковых скоростях». Отчеты и меморандумы Совета по аэронавигационным исследованиям .
^ Мутон, Сильвен (октябрь 2007 г.). «Численные исследования помех поддержки моделей в дозвуковых и трансзвуковых аэродинамических трубах». ODAS 2007 — 8-й аэрокосмический симпозиум ONERA-DLR . Гёттинген, Франция.