1、二、二、高速风洞高速风洞原理：原理：一维定常等熵流、正激波关系。一维定常等熵流、正激波关系。第三章第三章 实验实验 装置装置高速风洞高速风洞跨声速风洞跨声速风洞 0.8 M 1.3超声速风洞超声速风洞 1.4 M 5 以一维定常等熵流和正激波理论为理论基础。以一维定常等熵流和正激波理论为理论基础。复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）QTkVFVpDtVeDFVVpDtVDVt22213110基本方程：基本方程：021102pVeVpVVV定常、无粘、绝热一维、变截面、完全气体000VdVdhdpVdVVAdpehVtDtD复习：一维、无粘、定常连续流
2、（等熵关系）复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）QTkVFVpVeVtVeFVVpVVtVVt22221213110基本方程：基本方程：021102pVeVpVVV定常、无粘、绝热一维、变截面、完全气体000VdVdhdpVdVVAdpehVtDtD复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）VdVMddpVdVAdAVdVdVAd2100)(121221112112MdAdVAMAVAM连续：连续：动量：动量：面积关系面积关系02210TcVTcVdVdhpp1120120211211MMpp2200211MaaTT能量：能量：等熵关系：等熵关系：复习
3、：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）=1.45.2205.3202200322.012.012.012.12.011MMppMaaTTMMAA 面积关系：面积关系：等熵关系等熵关系：复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）复习：一维、无粘、定常连续流（等熵关系）复习：一维定常间断流（正复习：一维定常间断流（正激波激波关系）关系）V a声波的传播声波的传播V=a复习：一维定常间断流（正复习：一维定常间断流（正激波激波关系）关系）激波的传播激波的传播M 1斜激波斜激波突然加速缓慢加速正激波正激波复习：一维定常间断流（正激波关系）复习：一维定常间断流（正激波关
4、系）M1 1,P1M2 1,P2连续2211vv动量 22222111vpvpppcvTcvT22222211能量0201TT21221221211211MMTTT211221vv2221122111MMppp22pMv1212121212211212TTMMppvvppppTT21221221211211MMTTT22212112211211MMMMpp2121212MMppTT2221122111MMppp11212212122MMM复习：正激波关系复习：正激波关系2221122111MMppp21221221211211MMTTT211221vv11212212122MMM1122112
5、21Mppp21211221121MM2122121122111212MMMTTT复习：正激波关系复习：正激波关系12112221011122020102211211112MMMpppppppp11212212122MMM1212111210102211121MMMpp总压比：总压比：复习：正激波关系复习：正激波关系激波前后热力学静参数：激波前后热力学静参数：1122121Mp212121121MM21221212111212MMMT61721M562121MM21212136517MMM4.1复习：正激波关系复习：正激波关系小结小结：1212111210102211121MMMpp激波前后总
6、参数：激波前后总参数：波后马赫数：波后马赫数：1221212122MMM1752121MM5.2215.3212117656MMM4.1复习：正激波关系复习：正激波关系小结小结：1.超声速风洞（超声速风洞（Supersonic Wind Tunnel）的特点）的特点亚声速亚声速(M 1):dA 0超声速超声速(M 1):dA 0,dv 0vdvMAdA12连续连续 动量动量A*M1超声速风洞的特点超声速风洞的特点超声速风洞特点之一超声速风洞特点之一：需要一个先收缩后扩张的喷管（需要一个先收缩后扩张的喷管（LavelLavel喷管）喷管）最小截面是声速截面最小截面是声速截面 推论推论：超声速风洞
7、试验段超声速风洞试验段M数由喷管面积比（数由喷管面积比（AT/A*）唯一确定。唯一确定。改变试验段改变试验段M数需要改变喷管面积比（换喷管、数需要改变喷管面积比（换喷管、柔壁柔壁 喷管）。喷管）。5.3202.01Mpp322.12.011 MMAA超声速解亚声速解超声速风洞的特点超声速风洞的特点问题：是否先收缩后扩张的喷管都能产生超声速气流吗？问题：是否先收缩后扩张的喷管都能产生超声速气流吗？回答：否回答：否P0PA*A/A*1.0Mp/p0超声速风洞的特点超声速风洞的特点MT 1.5 2.0 3.0 4.0 5.0 P0/P 3.67 7.82 36.9 152 529 超声速风洞特点之二
8、：超声速风洞特点之二：喷管前后需要足够的压力比，维持超声速流动。喷管前后需要足够的压力比，维持超声速流动。超声速风洞特点之三：超声速风洞特点之三：需要一个倒置的需要一个倒置的LavelLavel喷管，作为扩张段。喷管，作为扩张段。超声速风洞的特点超声速风洞的特点A1*A2*Ae如果全部按等熵流动计算，如果全部按等熵流动计算，例：例：AT=0.2m X 0.2m,MT=2.0,De=0.5m Ae/AT=4.909,Me=0.09 P0=Pe(1+0.2Me)3.5=1.001atm,（不可能！）（不可能！）A1*A2*Ae超声速风洞的特点超声速风洞的特点高速风洞高速风洞超声速风洞特点之四：超声
9、速风洞特点之四：超声速风洞起动过程一定会产生起动激波。超声速风洞起动过程一定会产生起动激波。推论：推论：起动压比远大于运行压比。起动压比远大于运行压比。A1*A2*Ae超声速风洞的特点超声速风洞的特点 起动激波前为超声速气流，起动激波后亚起动激波前为超声速气流，起动激波后亚声速气流。只有把起动激波到试验段下游，风声速气流。只有把起动激波到试验段下游，风洞才能起动。洞才能起动。A1*A2*Ae超声速风洞的特点超声速风洞的特点M 1.5 2.0 3.0 4.0 5.0 T(K)207 169 107 71.4 50()-66-106-166-201-203 KTMTT3002.01020超声速风洞
10、的特点超声速风洞的特点超声速风洞特点之五：超声速风洞特点之五：在低温下气流中的水蒸汽会凝结为水。在低温下气流中的水蒸汽会凝结为水。推论：推论：超声速风洞中气流需要干燥。超声速风洞中气流需要干燥。超声速风洞的特点超声速风洞的特点小结：小结：1.1.需要一个先收缩后扩张的喷管（需要一个先收缩后扩张的喷管（LavelLavel喷管）喷管）2.2.喷管前后需要足够的压力比，维持超声速流动。喷管前后需要足够的压力比，维持超声速流动。3.3.需要一个倒置的需要一个倒置的LavelLavel喷管，作为扩张段。喷管，作为扩张段。4.4.超声速风洞启动过程一定会产生启动激波。超声速风洞启动过程一定会产生启动激波
11、。5.5.在低温下气流中的水蒸汽会凝结为水。在低温下气流中的水蒸汽会凝结为水。超声速风洞的特点超声速风洞的特点2.超声速风洞主要部件超声速风洞主要部件超声速风洞的型式：超声速风洞的型式：吸气式（吸气式（IndraftIndraft）、）、吹气式（吹气式（Blow-DownBlow-Down）、）、压力真空式（压力真空式（Pressure-VaccumPressure-Vaccum）、）、吹引式（吹引式（InjectionInjection）吹气暂冲式超声速风洞吹气暂冲式超声速风洞压力真空式超声速风洞压力真空式超声速风洞吹引式超声速风洞吹引式超声速风洞AT-1型超声速风洞型超声速风洞3.超声速风
12、洞的起动和运行过程超声速风洞的起动和运行过程（1）喷管内的起动过程）喷管内的起动过程吹气式吸气式曲线（曲线（a a）,曲线（曲线（b b）:这两种情况，喷管内都是等熵流动。喷管内任一截面这两种情况，喷管内都是等熵流动。喷管内任一截面M 数和压力由数和压力由下式计算下式计算,取亚声速解：取亚声速解：120211eeMpp12122211211eeeMMMMAA120211Mpp其中Me，Ae为出口气流M数和面积。先由出口压力比Pe/Po计算出口M数Me，再由面积关系计算出任一截面M数，最后由等熵关系计算出当地压力P。在面积关系中取亚声速解。ab 曲线（曲线（c）当背压当背压Pe进一步下降到（进一
13、步下降到（c）时，喉道下游部分开始出现超声）时，喉道下游部分开始出现超声速气流。如果假设喉道下游管道内全部为超声速等熵流，则喉道速气流。如果假设喉道下游管道内全部为超声速等熵流，则喉道下游出口压力应为（下游出口压力应为（f）远低于（）远低于（c），为了满足出口条件，在喷管），为了满足出口条件，在喷管下游喉道中要出现一道正激波。正激波前为超声速等熵流，正激下游喉道中要出现一道正激波。正激波前为超声速等熵流，正激波后为亚声速等熵流，激波前后出现压力突跃、波后为亚声速等熵流，激波前后出现压力突跃、M数突跃。数突跃。bcf1122121Mpp激波前和激波后为等熵流动。激波前和激波后为等熵流动。穿过激波
14、按激波关系计算。穿过激波按激波关系计算。激波前后有不同的总压。激波前后有不同的总压。bcdf曲线（曲线（d）当背压进一步下降，达到（当背压进一步下降，达到（d）时，正激波也进一步向下）时，正激波也进一步向下游移动，激波增强，仍然能满足边界条件。激波前后压力可用游移动，激波增强，仍然能满足边界条件。激波前后压力可用下式计算：下式计算：1122121Mpp激波前和激波后为等熵流动。激波前和激波后为等熵流动。穿过激波按激波关系计算。穿过激波按激波关系计算。激波前后有不同的总压。激波前后有不同的总压。吹气式超声速风洞起动过程压力分布问题：风洞起动后，起动激波应位于何处？问题：风洞起动后，起动激波应位于
15、何处？扩散段出口为一个大气压，随着稳定段内压力扩散段出口为一个大气压，随着稳定段内压力P0不断增大，不断增大，从前面的介绍我们知道，在喷管内会产生一道起动激波。当这从前面的介绍我们知道，在喷管内会产生一道起动激波。当这道正激波推出实验段后，实验段内就建立起超声速气流，认为道正激波推出实验段后，实验段内就建立起超声速气流，认为起动过程完毕。在起动过程中，认为正激波前是等熵流，激波起动过程完毕。在起动过程中，认为正激波前是等熵流，激波后也是等熵流。因此启动时稳定段内需要的最高压力后也是等熵流。因此启动时稳定段内需要的最高压力P01，它对，它对应于：应于：1221120201121112TTTMMM
16、PP这是正激波位于实验段时激波前后的总压比，也是风洞启动时应满足的最小压比，称为理想启动理想启动压比压比。不同试验马赫数时对应的不同试验马赫数时对应的理想起动压比理想起动压比：MT 1.5 2.0 3.0 4.0 5.0 1.075 1.387 3.045 7.207 16.26 MT 1.5 2.0 3.0 4.0 5.0 P0/P 3.67 7.82 36.9 152 529 和和“特点之二特点之二”中，对应的压比相比较：中，对应的压比相比较：为什么？为什么？P01P=1atm理想起动压比理想起动压比P0P=1atmPe=1atm特点二特点二（无激波）（无激波）喷管起动喷管起动（有激波、（
17、有激波、波后等熵）波后等熵）4.第二喉道的功能第二喉道的功能：A1*A2*P01P02（1）启动时第二喉道应满足的关系：）启动时第二喉道应满足的关系：流量计算流量计算ATpRATpRATpRARTRTpAVVA001211210012120.0404第二喉道的功能第二喉道的功能*1010121121*1*1*1*112ATpRA*2020221121*2*2*2*212ATpRA激波前流量激波前流量：激波后流量：激波后流量：假设启动激波在试验段内，第二喉道处为声速喉道。假设启动激波在试验段内，第二喉道处为声速喉道。*1=*2，T10=T20 ,有有 P10 A*1=P20 A*2 。因为因为
18、P10 P20 ，所以，所以 A*1 A*2 就是说，如果第二喉道面积就是说，如果第二喉道面积A2 *2，称，称为堵塞为堵塞(chocking)。如果发生堵塞，会产生什么现象如果发生堵塞，会产生什么现象？这时激波前后的流量必须相等，启动激波会向上游移动，激波强这时激波前后的流量必须相等，启动激波会向上游移动，激波强度减弱，度减弱，P02增大。其结果试验段内为亚声速流动，风洞不能启动。增大。其结果试验段内为亚声速流动，风洞不能启动。所以，第二喉道面积必须大于某个值。这个第二喉道的最小面积所以，第二喉道面积必须大于某个值。这个第二喉道的最小面积是：是：min22*10201min2,AAAppAT
19、 5.025.2265.3225.2232min2*1*1min2517216561762.12.011 TTTTTTTTTTMMMMMMMMAAAAAA如果用试验段面积如果用试验段面积AT表示，有表示，有MT2.03.04.05.0A2minA*11.393.57.2016.2A2minAT0.8220.7190.6720.648（2）第二喉道的功能，理想运行压比）第二喉道的功能，理想运行压比问题：风洞起动后，起动激波应位于何处？问题：风洞起动后，起动激波应位于何处？A1*A2*P01P02p0 对应风洞理想起动压比，激波位于实验段内。对应风洞理想起动压比，激波位于实验段内。此时激波前是超声
20、速气流，激波后是亚声速气流。此时激波前是超声速气流，激波后是亚声速气流。为了使实验段内全部是超声速气流，需要略提高为了使实验段内全部是超声速气流，需要略提高总压，把激波推出实验段。总压，把激波推出实验段。当启动激波推出试验段的瞬间，起动激波应在何处？当启动激波推出试验段的瞬间，起动激波应在何处？第二喉道下游某处，第二喉道下游某处，A=AT 的位置（压力匹的位置（压力匹配）。配）。这时总压这时总压P01较大（等于多少？），为了增加运较大（等于多少？），为了增加运行时间，可以降低行时间，可以降低P01（降低（降低P01激波会如何变激波会如何变化？）化？）p0理想情况是：风洞起动以后，减小第二喉道面
21、理想情况是：风洞起动以后，减小第二喉道面积，使得积，使得A2=A*1，同时降低，同时降低P01，这样风洞行，这样风洞行时间最长。这种情况称为时间最长。这种情况称为理想运行压比理想运行压比。（事（事实上是不可能的）实上是不可能的）实际情况是：风洞起动以后，减小第二喉道面实际情况是：风洞起动以后，减小第二喉道面积，使得积，使得A2 A*1，同时降低，同时降低P01，激波位于第，激波位于第二喉道下游不远处。二喉道下游不远处。M1（3）固定第二喉道运行压比）固定第二喉道运行压比 改变第二喉道，可以增加运行时间，但是很不方改变第二喉道，可以增加运行时间，但是很不方便。在马赫数不太高的情况，常常不减小第二
22、喉道面便。在马赫数不太高的情况，常常不减小第二喉道面积，只降低总压，使激波位于第二喉道下游不远处。积，只降低总压，使激波位于第二喉道下游不远处。此时称为此时称为固定第二喉道运行压比固定第二喉道运行压比。具体算例：具体算例：MT=3,AT=0.2m X 0.2m.mmAMMMAppATTTTT14.02.021651765.025.22*10201min2步骤：步骤：1.计算启动时，第二喉道最小面积。计算启动时，第二喉道最小面积。2.计算激波位于第二喉道时，激波强度。计算激波位于第二喉道时，激波强度。66.2,2.12.01123222*1min2 MMMAA3.计算固定第二喉道运行压比。计算固
23、定第二喉道运行压比。28.2656175.322225.2220201min2MMMppA理想启动压比和固定第二喉道运行压比比较：理想启动压比和固定第二喉道运行压比比较：MT 2.0 3.0 4.0 5.0 理启 1.39 3.05 7.20 16.2 固定 1.20 2.28 4.95 10.6 小结：小结：风洞起动、运行时，应满足压力匹配和流量匹配。风洞起动、运行时，应满足压力匹配和流量匹配。风洞启动时一定会产生起动激波。风洞启动时一定会产生起动激波。起动激波位于试验段时，对应的压比叫起动激波位于试验段时，对应的压比叫“理想启理想启动压比动压比”。为了满足流量匹配，第二喉道应大于为了满足流
24、量匹配，第二喉道应大于A2 min。减小第二喉道，使其等于第一喉道面积，降低总减小第二喉道，使其等于第一喉道面积，降低总压，使激波位于第二喉道处，对应的压比叫压，使激波位于第二喉道处，对应的压比叫“理理想运行压比想运行压比”。第二喉道不变，降低总压，使激波位于第二喉道第二喉道不变，降低总压，使激波位于第二喉道处，对应的压比叫处，对应的压比叫“固定第二喉道运行压比固定第二喉道运行压比”。A1*A2*P01P02问题：问题：1.为什么一个管道中会出现二个不同的喉道？为什么一个管道中会出现二个不同的喉道？2.当起动激波在试验段内时，如果减小第二喉道当起动激波在试验段内时，如果减小第二喉道面积，使面积
25、，使A2A2 min,会发生什么现象？会发生什么现象？3.当起动激波在试验段内时，如果减小第二喉道当起动激波在试验段内时，如果减小第二喉道面积，使面积，使A21M=0.7M1M=0.9M 1 时，dA 0 或 dm 0，效果相同。跨声速风洞的结构特点跨声速风洞的结构特点 低超声速时反射波影响减轻低超声速时反射波影响减轻均匀区非均匀区 减轻高亚声速时洞壁干扰减轻高亚声速时洞壁干扰跨声速风洞的结构特点跨声速风洞的结构特点亚跨音速风洞亚跨音速风洞亚跨音速亚跨音速风洞是一座连续式风洞是一座连续式风洞。风洞。试验段截面为试验段截面为0.76m0.53m,马赫数范围马赫数范围:0.3-1.15。流场均匀，
26、紊流度小，噪声流场均匀，紊流度小，噪声低。主要进行飞行器模型测低。主要进行飞行器模型测压，测力、抖振、颤振、动压，测力、抖振、颤振、动导、机弹干扰，铰链力矩，导、机弹干扰，铰链力矩，通气模型试验等。通气模型试验等。（701）亚跨音速风洞亚跨音速风洞亚跨超音速亚跨超音速风洞是一座半回流暂冲式风洞。风洞是一座半回流暂冲式风洞。马赫数从马赫数从0.4-4.5，试验段横截面为，试验段横截面为0.6m0.6m的正方形，长的正方形，长1.575m。流场品。流场品质全部符合标准，性能稳定，实现了以计算质全部符合标准，性能稳定，实现了以计算机为中心的测控处一体化。机为中心的测控处一体化。主要试验主要试验:全模
27、型、半模型测压、测力试验；全模型、半模型测压、测力试验；通气模型试验；通气模型试验；喷流干扰试验喷流干扰试验;级间分离和多体干扰试验级间分离和多体干扰试验;马格努斯效应试验马格努斯效应试验;全模型、半模型铰链力矩试验全模型、半模型铰链力矩试验;飞行器动态和非定常气动特性试验飞行器动态和非定常气动特性试验;颤振与抖振试验颤振与抖振试验;模型自由飞试验模型自由飞试验;流态及涡迹显示试验流态及涡迹显示试验。（701）第三章第三章 实验实验 装置装置7 常规加热高超声速风洞常规加热高超声速风洞（Hypersonic Wind Tunnel）常规加热高超声速风洞常规加热高超声速风洞（Hypersonic
28、 Wind Tunnel）高超声速流一般指气流高超声速流一般指气流M数大于数大于5的流动。在飞的流动。在飞行行M数大于数大于5以后，气动加热已经十分显著，表以后，气动加热已经十分显著，表现出和一般超声速流不同的现象。因此把马赫现出和一般超声速流不同的现象。因此把马赫数大于数大于5的流动划为高超声速流。的流动划为高超声速流。在实验设备方面，高超声速风洞中也具有若干在实验设备方面，高超声速风洞中也具有若干不同于超声速风洞的特点。不同于超声速风洞的特点。高超声速风洞的特点高超声速风洞的特点A.特点一：启动压比高特点一：启动压比高 吹吸式、吹引式。吹吸式、吹引式。M510152016.23282275
29、9278理想起动压比随马赫数的变化理想起动压比随马赫数的变化吹引式常规加热高超声速风洞高超声速风洞的结构高超声速风洞的结构B.特点二：实验段静温低特点二：实验段静温低 需要加热器需要加热器M5101520T(K)5014.36.33.7(总温按300K计算)实验段气流静温随马赫数的变化实验段气流静温随马赫数的变化高超声速风洞的特点高超声速风洞的特点C.特点三：喷管面积比大特点三：喷管面积比大 轴对称喷管轴对称喷管喷管面积比随马赫数的变化喷管面积比随马赫数的变化M5101520A/A*25536375515377h*241.121.060.04600 X 600 d*13829.2115.466
30、77高超声速风洞的特点高超声速风洞的特点 加热器加热器储热式加热器储热式加热器(Storage Heater)750K 电加热卵石床加热器电加热卵石床加热器(Electrically Heated Pebble-Bed Heater)燃气加热器燃气加热器(Gas-Fired Pebble-Bed Heater)连续式加热器连续式加热器(Continue Heater)管式电阻加热器管式电阻加热器(Resistance Tube Heater)1000K 丝式电阻加热器丝式电阻加热器(Resistance Wire Heater)1400K 石墨加热器石墨加热器(Graphic Heater)3
31、000K 加热器加热器后果：后果：热完全气体效应热完全气体效应 喉道、模型、天平需冷却喉道、模型、天平需冷却 加热器加热器高超声速风洞高超声速风洞高超声速高超声速风洞是一座自由射流暂冲式风洞。风洞是一座自由射流暂冲式风洞。试验段截面为试验段截面为1.2m1.4m，长，长1.8m。洞体分。洞体分马赫数为马赫数为5-8和和10-12两条线，喷管出口直径两条线，喷管出口直径为为0.5米。米。一线为板式加热器，二线为小球加热器。一线为板式加热器，二线为小球加热器。流场品质好，雷诺数范围宽，性能稳定，能流场品质好，雷诺数范围宽，性能稳定，能进行连续进行连续10分钟以上的非常规试验。分钟以上的非常规试验。
32、主要进行主要进行:飞行器模型气动力试验。飞行器模型气动力试验。该风洞与亚跨超声速风洞构成了马赫数范围该风洞与亚跨超声速风洞构成了马赫数范围为为3.512的可供各种需要的可供各种需要的高超声速风洞群。的高超声速风洞群。（701所）所）高超声速风洞高超声速风洞主要进行主要进行:飞行器模型动、静态压力测量飞行器模型动、静态压力测量;飞行器气动传热和涂层冲刷试验飞行器气动传热和涂层冲刷试验;再入体回收气动特性试验再入体回收气动特性试验;级间分离模拟试验级间分离模拟试验;发动机喷流发动机喷流;推力矢量控制模拟试验推力矢量控制模拟试验;操纵面铰链力矩特性试验操纵面铰链力矩特性试验;低温烧蚀和粒子侵蚀模拟试
33、验低温烧蚀和粒子侵蚀模拟试验;边界层转捩、激波边界层干扰研究边界层转捩、激波边界层干扰研究;飞行器动态特性试验飞行器动态特性试验;模型自由飞试验模型自由飞试验;气动光学试验等。气动光学试验等。（701所）所）电弧加热风洞电弧加热风洞701所有所有亚、超、高超声速亚、超、高超声速电弧加热风电弧加热风洞洞和不同压力、焓值、运行时间的和不同压力、焓值、运行时间的电电弧加热器弧加热器多座，以及燃气流装置两座。多座，以及燃气流装置两座。主要进行飞行器结构性能、热防护和主要进行飞行器结构性能、热防护和烧蚀，以及飞行器部件热化学和热结烧蚀，以及飞行器部件热化学和热结构性能测定，粒子侵蚀对飞行器特性构性能测定，粒子侵蚀对飞行器特性的影响，再入体物理化学特性、气动的影响，再入体物理化学特性、气动光学等试验研究光学等试验研究（701所）所）
