嘉实基金是国企吗:◆◆中国绵阳——亚洲最大的航空风洞群探秘◆◆
来源:百度文库 编辑:中财网 时间:2024/04/29 12:12:27
当时我去参观山里的一个风洞,这是个不一般的风洞,叫做高温电弧风洞,是用来模拟火箭飞行或高超声速飞行器飞行的。风洞本身并不大,这类模拟极端条件的风洞都不大(大的风洞都是低速风洞,我见过的最大的可以放进去两辆汽车),但是奇怪的是哪个实验室的墙上的结构钢梁很奇怪,极其粗大,就这麽个一层楼的房子,好像没有必要。结果一介绍,原来那是输电“线”!高温电弧风洞要用电力来产生电弧,这些电线要传输上千乃至上万安培的电流,注意不是上万伏特,而是安培!要知道一般情况下,一安培就是不得了的电流了,那麽这几千上万安培的电流,通常意义上的“电线”根本承受不住,所以要用到这些很粗的钢梁来做输电“线”。这高温电弧风洞可是个很了不得的东西,世界上没有几家有。
给我们介绍的高工说,当时欧洲有个搞阿利亚娜火箭研究的代表团来交流,听说我们有这个东东,非要看一看,因为他们不相信我们能搞出这麽个东西来。结果我们给他们看了,时间久远,那些个数据的量级我记不清了,反正是我们给他们看的那个风洞,好像是某个瞬时功率六百千瓦的,他们(欧洲代表团)极度震惊,因为我们不但有,而且功率比他们还高!高工说欧洲人之前说到他们的那个风洞的瞬时功率是四百千瓦,好像还挺得意的。这听起来挺让人高兴佩服的。可是事情没完,高工指着另外一间实验室里的风洞说,其实我们当时把这台风洞给遮住了,没给他们看,怕他们多问。你知道这台风洞的瞬时功率是多少麽?五万千瓦!比欧洲人知道的足足高了两个数量级!没办法呀,欧洲就是发个通信卫星什麽的,我们还要搞可以回收的卫星,还有要再入大气层后打到地上的洲际弹道导弹,那都是极度高温高速的飞行,没有这些个风洞,能行吗!有人老是说什麽造火箭没有飞机难,呵呵,不懂就不要瞎说,这下明白了吧。
风洞介绍
低速风洞的种类很多,除一般风洞外,有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞,研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞,研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞,研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞,还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声,进行动态模型实验,一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究,除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外,各国还建造了一批专用风洞,如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞,研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞,研究沙粒运动影响的沙风洞等。
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,图1是这两种风洞结构示意图。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。
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。
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。
超声速风洞
洞内气流马赫数为1.5~4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大,实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。喷管的构造型式有多种,例如:两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管;由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管,并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管;由两块柔性板构成喷管型面,且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管(图3)。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动,以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的,实验马数可达到1.5。1920年A.布泽曼改进了喷管设计,得到了均匀超声速流场。1945年德国已拥有实验段直径约 1米的超声速风洞。50年代,世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞,其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。
高超声速风洞
马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示,还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。
常规高超声速风洞
常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5~14,每米雷诺数的量级为3×106。为进一步提高实验马赫数和雷诺数,采用凝结温度极低(4 开)的氦气作实验气体,在室温下马赫数可达到25;加热到1000开时马赫数可达到42。世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的。这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10,实验段尺寸为1米×1米。德国战败,风洞未能完全建成。战后,美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞,少数为连续式,大多为暂冲式。
低密度风洞
激波风洞
热冲风洞
利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体,产生高超声速气流的风洞。基本结构如图10所示。运行前储能装置储存电能,弧室充入一定压力的气体,膜片下游各部位被抽吸到真空状态(一般不低于105帕)。运行时,储存的电能以千分之一毫秒到几十毫秒的时间在弧室内通过电弧放电释放,以加热和压缩气体;当弧室中压力升高到某个预定值时,膜片被冲破;气体经过喷管膨胀加速,在实验段中形成高超声速气流;然后通过扩压器排入真空箱内。与常规高超声速风洞和激波风洞不同,热冲风洞的实验气流是准定常流动(见非定常流动),实验时间约20~200毫秒;实验过程中弧室气体压力和温度取决于实验条件和时间,与高超声速风洞和激波风洞相比大约要低10~50%。所以要瞬时、同步地测量实验过程中实验段的气流参量和模型上的气动力特性,并采用一套专门的数据处理技术。
除上述风洞外,高超声速风洞还有氮气风洞、氦气风洞、炮风洞(轻活塞风洞)、长冲风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维格管风洞等。产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置。风洞是空气动力学研究和试验中最广泛使用的工具。它的产生和发展是同航空航天科学的发展紧密相关的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律,以验证和发展有关理论,并直接为各种飞行器的研制服务,通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制,曾进行了约10000小时的风洞实验,而80年代第一架航天飞机的研制则进行了约100000小时的风洞实验。
设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流需要有不同的流速和不同的密度,甚至不同的温度,才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。风洞中的气流速度一般用实验气流的马赫数(M数)来衡量。风洞一般根据流速的范围分类:M<0.3的风洞称为低速风洞,这时气流中的空气密度几乎无变化;在 0.3<M<0.8 范围内的风洞称为亚音速风洞,这时气流的密度在流动中已有所变化; 0.8<M<1.2 范围内的风洞称为跨音速风洞;1.2<M<5范围内的风洞称为超音速风洞;M≥5的风洞称为高超音速风洞。风洞也可按用途、结构型式、实验时间等分类。
直流式闭口实验段低速风洞
直流式闭口实验段低速风洞是典型的低速风洞。在这种风洞中,风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀,然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验,以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞,第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒,第二实验段尺寸为8×6×25米3,最大风速为100米/秒。回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接,形成封闭回路。气流在风洞中循环回流,既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以采用别的特殊气体或流体来代替空气,用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞,用水代替空气的称为水洞(见水槽和水洞)。
专用风洞
风洞是飞行器研制中必不可少的设备,风洞的规模和完善往往反映航空航天科学技术的发展水平。全世界的风洞总数已达千余座,最大的低速风洞是美国国家航空航天局艾姆斯中心的国家全尺寸设备(NFSF),实验段尺寸为24.4×36.6米2,足以实验一架完整的真飞机;雷诺数最高的大型跨音速风洞是美国兰利中心的国家跨音速设备(NTF),它是一座实验段尺寸为2.5×2.5米2的低温风洞,采用了喷注液氮的技术,用以降低实验气体温度,从而使风洞实验的雷诺数达到或接近飞行器的实际飞行值。现代最大的高马赫数、高雷诺数气体活塞式风洞还配有先进的测量显示仪器和数据采集处理系统。风洞的发展趋势是进一步增加风洞的模拟能力和提高流场品质,消除跨音速下的洞壁干扰,发展自修正风洞。计算机在风洞中的广泛使用和计算空气动力学的发展将大大提高风洞的实验能力
汽车风洞
汽车风洞有模型风洞、实车风洞和气候风洞等,模型风洞较实车风洞小很多,其投资及使用成本也相对小些。在模型风洞中只能对缩小比例的模型进行试验,其试验精度也相对低些。实车风洞则很大,建设费用及使用费用极高。目前世界上的实车风洞还不多,主要集中在日、美、德、法、意等国的大汽车公司。气候风洞主要是模拟气候环境,用来测定汽车的一般性能(如空洞性能等)的风洞。国外的汽车公司在进行汽车开发时,其车身大都是先制成l:1的汽车泥模,然后在风洞中做试验,根据试验情况对车身各部分进行细节修改,使风阻系数达到设计要求,再用三维坐标测量仪测量车身外形,绘制车身图纸,进行车身冲压模具的设计、生产等技术工作。