低速射流风洞毕业设计

沈阳航空航天大学毕业设计（论文） 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，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；low-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 Agricultural 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 turbines. 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.Keywords: wind tunnel; Flow loss; wind turbine符 号 表实验段进口面积当量压力损失系数进口面积雷诺数出口面积阻尼网开孔率水力直径m摩擦阻力系数实验段进口速度m/s风洞能量比当量扩散角°蜂窝器堵塞度大气压强Pa压力损失系数气流密度动力粘性系数目 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 扩散段153.3.2 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344.7 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43 451 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。四、目前由于飞行器机动性要求增加，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：Ma0.81.4（或1.2）左右；超声速风洞：Ma1.55.0左右；高超声速风洞Ma5.010（或12)；高焓高超声速风洞Ma10（或12）。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