Subsonic og transonic vindtunnel - Subsonic and transonic wind tunnel

Plantegning av Eiffels laboratorium fra 1912 i Auteuil, Paris, med to vindtunneler med åpen retur

Lav subsonisk tunnel

Vindhastigheter med lav hastighet brukes til operasjoner med svært lavt Mach-antall , med hastigheter i testseksjonen opp til 480 km / t (~ 134 m / s , M = 0,4) (Barlow, Rae, Pope; 1999). De kan være av åpen returretning (også kjent som Eiffeltypen , se figur ), eller lukket returstrøm (også kjent som Prandtl- typen, se figur ) med luft som beveges av et fremdriftssystem som vanligvis består av store aksiale vifter som øke det dynamiske trykket for å overvinne de tyktflytende tapene.

Åpent vindtunnel

Skjematisk oversikt over en åpen vindtunnel med en lukket testseksjon

Arbeidsprinsippet er basert på kontinuiteten og Bernoullis ligning :

Kontinuitetsligningen er gitt av:

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

Bernoulli-ligningen sier: -

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

Å sette Bernoulli inn i kontinuitetsligningen gir:

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

Sammentrekningsforholdet til en vindtunnel kan nå beregnes ved: ${\ displaystyle C = {\ frac {A_ {settl}} {A_ {m}}}}$

Lukket vindtunnel

Skjematisk oversikt over en lukket (returflyt) vindtunnel

I en returflytt vindtunnel må returkanalen være riktig utformet for å redusere trykktapene og for å sikre jevn flyt i testseksjonen. Det komprimerbare strømningsregimet: Igjen med kontinuitetsloven, men nå for isentropisk strømning gir:

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

1-D-områdeshastigheten er kjent som:

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

Det minimale området A hvor M = 1, også kjent som sonisk halsområde , er enn gitt for en perfekt gass:

${\ displaystyle \ left ({\ frac {A} {A_ {hals}}} \ høyre) ^ {2} = {\ frac {1} {M ^ {2}}} \ venstre ({\ frac {2} {\ gamma +1}} \ left (1 + {\ frac {\ gamma -1} {2}} M ^ {2} \ right) \ right) ^ {\ frac {\ gamma +1} {\ gamma - 1}}}$

Transonic tunnel

Høye subsoniske vindtunneler (0,4 <M <0,75) og transoniske vindtunneler (0,75 <M <1,2) er utformet etter de samme prinsippene som de subsoniske vindtunnellene. Den høyeste hastigheten oppnås i testseksjonen. Mach-tallet er omtrent 1 med kombinerte subsoniske og supersoniske strømningsregioner. Testing med transoniske hastigheter gir ytterligere problemer, hovedsakelig på grunn av refleksjonen av sjokkbølgene fra veggene i testseksjonen (se figur nedenfor eller forstør tommelfingret til høyre). Derfor kreves det perforerte eller spaltevegger for å redusere støtrefleksjon fra veggene. Siden viktige viskøse eller usynlige interaksjoner oppstår (for eksempel sjokkbølger eller grenselaginteraksjon) er både Mach- og Reynolds-nummer viktig og må simuleres riktig. Storskala anlegg og / eller trykksatte eller kryogene vindtunneler brukes.

de Laval dyse

Med en sonisk hals kan strømmen akselereres eller reduseres. Dette følger av 1D-områdeshastighetsligningen. Hvis det kreves en akselerasjon til supersonisk strømning, kreves en konvergent-divergerende dyse . Ellers:

• Subsonic (M <1) deretter konvergerende ${\ displaystyle {\ frac {dA} {dx}} <0 \ Rightarrow}$
• Sonisk hals (M = 1) hvor ${\ displaystyle {\ frac {dA} {dx}} = 0}$
• Supersonisk (M> 1) deretter divergerende ${\ displaystyle {\ frac {dA} {dx}}> 0 \ Rightarrow}$

Konklusjon: Mach-nummeret styres av utvidelsesforholdet ${\ displaystyle {\ frac {A} {A_ {hals}}}}$

Se også

• 7x10 fot vindhastighet med lav hastighet
• Vindtunnel
• Supersonisk vindtunnel
• Hypersonisk vindtunnel
• Gustave Eiffel
• National Aerospace Laboratory , Nederland
• Calspan