Subsonisk och transonisk vindtunnel

Planritning av Eiffels laboratorium från 1912 i Auteuil, Paris, med två vindtunnlar med öppen retur

Låg subsonisk tunnel

Låghastighetsvindtunnlar används för drift med mycket låga Mach-tal , med hastigheter i teststräckan upp till 480 km/h (~ 134 m/s , M = 0,4). De kan vara av öppen returtyp (även känd som Eiffeltyp , se figur ), eller sluten returström (även känd som Prandtl- typ, se figur ) med luft som förflyttas av ett framdrivningssystem som vanligtvis består av stora axialfläktar som öka det dynamiska trycket för att övervinna de viskösa förlusterna.

Öppen vindtunnel

Schematisk över en öppen vindtunnel med en stängd testsektion

Arbetsprincipen är baserad på kontinuiteten och Bernoullis ekvation :

Kontinuitetsekvationen ges av:

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

Bernoullis ekvation säger:

$P_{total}=P_{statisk}+P_{dynamisk}= P_{s}+{\frac {1}{2}}\rho V^{2}$

Att sätta Bernoulli i kontinuitetsekvationen ger:

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

Sammandragningsförhållandet för en vindtunnel kan nu beräknas genom: $C={\frac {A_{settl}}{A_{m}}}$

Stängd vindtunnel

Schematisk över en stängd (returflöde) vindtunnel

I en vindtunnel med returflöde måste returkanalen vara rätt utformad för att minska tryckförlusterna och säkerställa ett jämnt flöde i testsektionen. Den komprimerbara flödesregimen: Återigen med kontinuitetslagen, men nu för isentropiskt flöde ger:

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

1D-areahastigheten är känd som:

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

Den minimala arean A där M=1, även känd som sonisk halsarea, ges för en perfekt gas:

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

Transonisk tunnel

Höga subsoniska vindtunnlar (0,4 < M < 0,75) och transoniska vindtunnlar (0,75 < M < 1,2) är utformade enligt samma principer som subsoniska vindtunnlar. Den högsta hastigheten uppnås i testdelen. Mach-talet är ungefär 1 med kombinerade subsoniska och överljudsflödesregioner. Testning med transoniska hastigheter ger ytterligare problem, främst på grund av reflektionen av stötvågorna från väggarna i testsektionen (se figuren nedan eller förstora tumbilden till höger). Därför krävs perforerade eller slitsade väggar för att minska stötreflektion från väggarna. Eftersom viktiga viskösa eller inviscid interaktioner inträffar (såsom stötvågor eller gränsskiktsinteraktion) är både Mach- och Reynolds-tal viktiga och måste simuleras korrekt. Storskaliga anläggningar och/eller trycksatta eller kryogena vindtunnlar används.

de Laval munstycke

Med en sonisk hals kan flödet accelereras eller bromsas. Detta följer av 1D area–hastighetsekvationen. Om en acceleration till överljudsflöde krävs, krävs ett konvergent-divergent munstycke . Annat:

Subsonic (M < 1) sedan ${\frac {dA}{dx}}<0\Rightarrow$ konvergerande
Sonic hals (M = 1) där ${\frac {dA}{dx}}=0$
Supersonic (M >1 ) sedan ${\frac {dA}{dx}}>0\Rightarrow$ divergerande

Slutsats: Mach-talet styrs av expansionsförhållandet ${\frac {A}{A_{halsen}}}$

Se även

Vind tunnel
Överljuds vindtunnel
Hypersonisk vindtunnel
Gustave Eiffel
National Aerospace Laboratory , Nederländerna
Calspan