Poddźwiękowy i transsoniczny tunel aerodynamiczny

Plan piętra laboratorium Eiffla z 1912 r. W Auteuil w Paryżu, z dwoma tunelami aerodynamicznymi z otwartym powrotem

Niski tunel poddźwiękowy

Tunele aerodynamiczne małej prędkości są wykorzystywane do operacji przy bardzo małych liczbach Macha , przy prędkościach na odcinku testowym do 480 km/h (~134 m/s , M = 0,4). Mogą być typu otwartego powrotu (znanego również jako Eiffla , patrz rysunek ) lub zamkniętego powrotu (znanego również jako typ Prandtla , patrz rysunek ) z powietrzem poruszanym przez układ napędowy składający się zwykle z dużych wentylatorów osiowych, które zwiększyć ciśnienie dynamiczne, aby przezwyciężyć straty lepkości .

Otwarty tunel aerodynamiczny

Schemat otwartego tunelu aerodynamicznego z zamkniętą sekcją testową

Zasada działania opiera się na ciągłości i równaniu Bernoulliego :

Równanie ciągłości jest dane przez:

${\ Displaystyle AV = stała \ Strzałka w prawo {\ Frac {dA} {A}} = - {\ Frac {dV} {V$

Równanie Bernoulliego stwierdza: -

$\ Displaystyle P_ {całkowity} = P_ {statyczny} + P_ {dynamiczny} = P_{s}+{\frac {1}{2}}\rho V^{2}}$

Wstawienie Bernoulliego do równania ciągłości daje:

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

Współczynnik skurczu tunelu aerodynamicznego można teraz obliczyć w następujący sposób: ${\ Displaystyle C = {\ Frac {A_ {settl}} {A_ {m}}}}$

Zamknięty tunel aerodynamiczny

Schemat zamkniętego (powrotnego) tunelu aerodynamicznego

W tunelu aerodynamicznym z przepływem powrotnym kanał powrotny musi być odpowiednio zaprojektowany, aby zmniejszyć straty ciśnienia i zapewnić płynny przepływ w odcinku testowym. Reżim ściśliwego przepływu: ponownie z prawem ciągłości, ale teraz dla przepływu izentropowego daje:

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

Prędkość powierzchniowa 1-D jest znana jako:

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

Minimalna powierzchnia A, gdzie M=1, znana również jako powierzchnia gardła dźwiękowego , jest wtedy podawana dla gazu doskonałego:

${\ Displaystyle \ lewo ({\ Frac {A} A_{gardło}}}\right)^{2}={\frac {1}{M^{2}}}\left({\frac {2}{\gamma +1}}\left(1+{ \frac {\gamma -1}{2}}M^{2}\right)\right)^{\frac {\gamma +1}{\gamma -1}}}$

Tunel transsoniczny

Wysokopoddźwiękowe tunele aerodynamiczne (0,4 <M <0,75) i transsoniczne tunele aerodynamiczne (0,75 <M <1,2) są projektowane na tych samych zasadach, co poddźwiękowe tunele aerodynamiczne. Najwyższą prędkość osiąga się na odcinku testowym. Liczba Macha wynosi około 1 z połączonymi obszarami przepływu poddźwiękowego i naddźwiękowego. Testowanie przy prędkościach transsonicznych stwarza dodatkowe problemy, głównie ze względu na odbicie fal uderzeniowych od ścian sekcji testowej (patrz rysunek poniżej lub powiększ zdjęcie kciuka po prawej stronie). Dlatego wymagane są ściany perforowane lub szczelinowe, aby zredukować odbicia uderzeń od ścian. Ponieważ występują ważne interakcje lepkie lub nielepkie (takie jak fale uderzeniowe lub interakcje warstwy granicznej), zarówno liczba Macha, jak i liczba Reynoldsa są ważne i muszą być odpowiednio symulowane. Wykorzystywane są obiekty na dużą skalę i/lub ciśnieniowe lub kriogeniczne tunele aerodynamiczne.

dysza de Lavala

Dzięki dźwiękowemu gardłu przepływ można przyspieszyć lub spowolnić. Wynika to z jednowymiarowego równania pole-prędkość. Jeśli wymagane jest przyspieszenie do przepływu naddźwiękowego, wymagana jest dysza zbieżno-rozbieżna. W przeciwnym razie:

poddźwiękowy (M <1), a następnie ${\ Displaystyle {\ Frac {dA} {dx} <0 \ Strzałka w prawo}$ zbieżny
Sonic gardło (M = 1) gdzie ${\ Displaystyle {\ Frac {dA} {dx}} = 0}$
Naddźwiękowy ( M > 1 ), a następnie rozbieżny ${\ Displaystyle {\ Frac {dA} {dx}}> 0 \ Strzałka w prawo}$

${\ Displaystyle {\ Frac {A} {A_ {gardło}}}}$ liczba Macha jest kontrolowana przez współczynnik ekspansji

Zobacz też