流體力學實驗裝置價格

❶ 嫻佷綋鐔婄殑鎵ц屾爣鍑嗭紵

嫻佷綋鐔婃槸涓縐嶅父瑙佺殑嫻佷綋浼犲姩瑁呯疆錛岄氬父搴旂敤浜庡寲宸ャ佺煶娌廣佸ぉ鐒舵皵銆侀熷搧銆佸埗鑽銆侀犵焊絳夊伐涓氶嗗煙銆備笉鍚岀殑鍥藉舵垨鍦板尯鍙鑳芥湁涓嶅悓鐨勬爣鍑嗘垨瑙勮寖閫傜敤浜庢祦浣撶唺鐨勮捐°佸埗閫犲拰瀹夎呫備互涓嬫槸涓浜涘父瑙佺殑嫻佷綋鐔婃墽琛屾爣鍑嗭細

• 緹庡浗鏍囧噯錛氱編鍥藉浗瀹舵爣鍑嗗崗浼 (ANSI)銆佺編鍥界煶娌瑰︿細 (API) 鍜岀編鍥藉寲瀛﹀伐紼嬪笀瀛︿細 (AIChE) 閮藉埗瀹氫簡涓浜涗笌嫻佷綋鐔婄浉鍏崇殑鏍囧噯鍜岃勮寖錛屽 ANSI/HI 7.6銆丄PI 674銆丄IChE 10th Edition銆

• 嬈ф床鏍囧噯錛氭ф床鏍囧噯鍖栫粍緇 (CEN) 鍜屾ф床鏈烘板伐紼嬪笀瀛︿細 (VDMA) 涔熷埗瀹氫簡涓浜涗笌嫻佷綋鐔婄浉鍏崇殑鏍囧噯鍜岃勮寖錛屽 EN 809銆乂DMA 24284銆

• 鍥介檯鏍囧噯錛氬浗闄呮爣鍑嗗寲緇勭粐 (ISO) 涔熷埗瀹氫簡涓浜涗笌嫻佷綋鐔婄浉鍏崇殑鏍囧噯鍜岃勮寖錛屽 ISO 5199銆両SO 13709銆

闇瑕佹敞鎰忕殑鏄錛屼互涓婃爣鍑嗗拰瑙勮寖騫墮潪鍏ㄩ儴錛屼笉鍚岃屼笟鍜屽湴鍖哄彲鑳戒細鏈変笉鍚岀殑鏍囧噯鍜岃勮寖閫傜敤浜庢祦浣撶唺銆傚傛灉闇瑕佷簡瑙ｅ叿浣撴墽琛屾爣鍑嗭紝寤鴻鎮ㄥ挩璇㈠綋鍦扮殑嫻佷綋鐔婂埗閫犲晢銆佺浉鍏寵屼笟鍗忎細鎴栨爣鍑嗗寲緇勭粐銆

❷ 風洞實驗的分類

流體力學方面的風洞實驗的主要分類有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動態模型實驗和流態觀測實驗等。測力和測壓實驗是測定作用於模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表面壓強分布，多用於為飛行器設計提供氣動特性數據。傳熱實驗主要用於研究超聲速或高超聲速飛行器上的氣動加熱現象。動態模型實驗包括顫振、抖振和動穩定性實驗等 ，要求模型除滿足幾何相似外還能模擬實物的結構剛度、質量分布和變形。流態觀測實驗廣泛用於研究流動的基本現象和機理。高速計算機在在以上風洞實驗中的應用極大地提高了實驗的自動化、高效率和高精度的水平。 測力實驗是利用風洞天平（見風洞測試儀器）測量作用在模型上的空氣動力和力矩的風洞實驗。它是風洞實驗中最重要的實驗項目之一。測力實驗主要有：全模型和部件的縱向和橫向測力實驗、噴流實驗、靜氣動彈性實驗、外掛物測力和投放軌跡實驗等。
全模型和部件的縱向和橫向測力實驗是測量沿模型上三個互相垂直軸的力和繞三個軸的力矩的實驗，其中無測滑的實驗為縱向實驗，有測滑的為橫向實驗。模型由腹部支桿或尾支桿支撐於風洞中（圖1和圖2）。
為研究各部件的貢獻和干擾，除採用全模和部件組拆實驗外，更精確的方法是在模型內安裝多台天平，同時測量全機和部件的氣動力。對於有對稱面的飛行器，在繞流對稱的條件下，可以洞壁或反射平板為對稱面，取模型的一半做實驗。這種實驗稱為半模實驗，其優點是模型可做得大些，雷諾數可以高些，無尾支桿干擾，製造方便和經濟。缺點是存在洞壁邊界層和縫隙的影響以及僅能進行縱向實驗。噴流實驗是測量飛行器發動機噴流對飛行器機體氣動特性影響的實驗。在風洞中要精確模擬噴流是很困難的。除模擬自由流馬赫數Mα∞、比熱比γ和噴管幾何形狀外，還要模擬出口與自由流靜壓比pj/p∞、出口馬赫數Mαj、噴流比熱比γ1、普適氣體常數與熱力學溫度乘積比(RT)j/(RT)∞等相似參數。通常只能有選擇地模擬其中一些項目，例如，一般當噴口處於飛行器底部時，可用冷空氣模擬噴流。當噴口處於飛行器底部上游時，還應模擬γ1和(RT)j/(RT)∞。火箭發動機噴流模擬以用縮尺火箭發動機為宜。噴流實驗的關鍵在於研製高精度天平、小干擾的支架和不傳力的輸氣密封系統。
靜氣動彈性實驗是測量模型剛度對氣動特性影響的實驗。通常風洞實驗中的模型都是用強度和剛度較大的金屬製作的，而真實飛行器的剛度比模型低得多。因此，需製造一種由金屬作骨架、用輕木或塑料作填料、能模擬飛行器各部件彎曲和扭轉剛度的彈性模型，把它放在風洞中作模擬飛行條件的高動壓實驗，測量對模型剛度的影響，修正剛體模型實驗的數據。
外掛物測力和投放軌跡實驗是測量飛行器外掛油箱、炸彈或其他物體的氣動力和外掛物投放軌跡的實驗。由於風洞尺寸的限制，風洞中外掛物模型很小，測量很困難。早期的實驗是設計專門的外掛物天平。天平可以放在外掛物模型或者它的掛架內直接測量。外掛物投放軌跡是用高速攝影或多次曝光技術對自由投放的模型進行照相記錄。圖3是在低速風洞中用多次曝光法拍攝的外掛物投放軌跡照片。這種方法簡便、直觀，但要模擬弗勞德數，所以模型設計和調整很困難。20世紀60年代以來，發展出一種雙天平測量系統，母機模型和外掛物分別支撐在各自的天平上。實驗時首先測量外掛物和母機的氣動力，輸入計算機，由運動方程和給定的時間間隔算出外掛物在氣動力作用下運動的下一個位置，然後操縱外掛物運動到計算位置再進行測量。一直到所要求的軌跡測出為止。這時，母機和外掛物所有瞬間的氣動力也同時測出。這種方法不要求模型動力相似，模型可多次使用。同時，這套裝置也可以用於其他雙體實驗或大攻角失速後運動軌跡測量等。缺點是精度要求較高，製造費用大。
除上述實驗外，還有一些專門的測力實驗，如鉸鏈力矩測量、摩阻測量、進氣道阻力測量、馬格納斯力和力矩（見馬格納斯效應）測量等，這些都要有專門設計的天平。
測壓實驗 風洞洞壁、模型表面上各點和氣流中各點的當地壓力參數測量。對應於流場的每一點，有一個總壓p0和一個靜壓p∞。總壓是假想氣流等熵絕熱地滯止，最後流速降為零時所能達到的壓力。靜壓是氣流內部相互作用的流層之間的法向力。在不可壓縮流體中，總壓和靜壓之差，即該流動點上由於氣流動力效應引起的壓力增高（p0－p∞），稱為動壓或速壓q∞。氣流壓力的測量，是空氣動力實驗中最基本的測量項目之一。
1738年，丹尼爾第一·伯努利就確立了無粘性不可壓縮流體中壓力與速度之間的關系，後稱為伯努利定理。這個定理後來被推廣到可壓縮流體。因為測量氣流壓力比較容易，故風洞實驗中常藉助測量氣流的壓力來推求速度。
物體表面某一點（如第i點）的壓力pi，常以無量綱形式的壓力系數Cρii表示。如果p∞和q∞分別代表遠前方未擾動氣流的靜壓和動壓，則Cρii是該點的剩餘壓力（pi－q∞）與動壓q∞之比。
風洞中最常見的測壓實驗是模型表面壓力分布測量。模型表面上直接開有測壓孔。通過實驗，可以了解局部流動特性並積分出總的氣動特性。常見的有飛行器測壓、汽車測壓和建築物測壓等。進氣道測壓實驗是通過進氣道表面測壓孔和管道內排管的壓力測量，以得到進氣道的流量- 總壓恢復特性。風洞流場校測中速度場、壓力場、方向場的測量也是通過測壓進行的。此外，邊界層壓力測量也是經常進行的實驗項目。有時還通過二元物體尾流壓力測量來推算物體的阻力。所以風洞測壓實驗在工程設計和研究工作中得到廣泛應用。
風洞中氣流總壓、靜壓測量用總壓、靜壓探測管和壓力計或壓力感測器。圖4和圖5示出一般總壓管和靜壓管的結構。總壓或靜壓排管可同時獲得許多測壓數據。但管與管之間的相互影響要小。模型表面壓力測量孔要求垂直當地物面，孔緣處平滑不得有毛刺。靜壓探測管上靜壓孔位置的選擇特別重要，應使它受靜壓管頭部和支柄的綜合影響最小。測壓設備中壓力傳輸的管路不能太長，否則管內壓力達到平衡要用很長時間。 在氣流和模型作相對高速運動的條件下，測定氣流沿模型繞流所引起的對模型表面氣動加熱的一種實驗。當飛行器飛行馬赫數大於3時，必須考慮氣動加熱對飛行器外形、表面粗糙度和結構的影響。風洞傳熱實驗的目的是為飛行器防熱設計提供可靠的熱環境數據，實驗項目包括：光滑和粗糙表面的熱流實驗，邊界層過渡、質量注入對熱流影響的實驗，台階、縫隙、激波和邊界層等分離流熱流實驗等。在風洞傳熱實驗中一般略去熱輻射，只考慮對流加熱，要模擬的是馬赫數、雷諾數、壁溫比、相對粗糙度（粗糙度與邊界層位移厚度之比）、質量注入率、自由湍流度等參數。在一般高超聲速風洞、脈沖風洞、激波風洞、電弧加熱器、低密度風洞和彈道靶中都能進行傳熱實驗，但都不能全面模擬上述參數。因此，必須對不同設備的實驗數據進行綜合分析。風洞傳熱實驗的方法有兩類：一類是確定熱流密度分布的熱測繪技術，如在模型表面塗以相變材料，通過記錄等溫線隨時間的擴展過程進行熱測繪；又如在模型表面塗以漆和粉末磷光材料的混合物，通過記錄磷光體的亮度分布轉求熱流密度分布（後一方法響應快，靈敏度高）。熱測繪技術可以提供豐富的氣動加熱資料，但精度較低。另一類是熱測量技術，利用量熱計進行分散點的熱測量，一般是在一維熱傳導的假定下通過測量溫度隨時間的變化率測量熱流密度。在一般高超聲速風洞中常用的量熱計有兩種：①薄壁量熱計，使用它時要求模型的壁做得很薄，以使模型在受熱時，內外表面的溫度接近相等，在內表面安裝溫差電偶，用以測量溫度隨時間的變化來推算熱流密度。②加登計，是R.加登在1953年提出的，它是基於受熱元件的中心和邊緣之間的溫度梯度和熱流密度有一定的關系進行測量的。薄壁量熱計和加登計由於達到溫度平衡需要較長的時間，不能用於脈沖風洞。在脈沖風洞中，可採用塞形量熱計和薄膜電阻溫度計進行測量。塞形量熱計是利用量熱元件吸收傳入其中的熱量，然後測量元件的平均溫度變化率再計算表面熱流密度。
風洞傳熱實驗必須恰當地解決模型設計、防護、冷卻和信號傳輸等問題，還要研究模擬技術，縮小感測器尺寸，解決感測器的穩定性問題，以及確定實驗中各種不確定因素對實驗結果精度的影響。 確定模型對氣流的相對運動和模型上的氣動力隨時間變化的實驗，包括顫振實驗、抖振實驗、動穩定性實驗、操縱面嗡鳴實驗、非定常壓力測量等。
顫振實驗 顫振是飛行器在氣動力、結構彈性力和慣性力相互作用下從氣流中吸取能量而引起的自激振動。它一旦發生，就很可能造成結構的破壞。進行風洞顫振試驗，旨在選擇對防顫振有利的結構方案（見顫振試驗）。
抖振實驗 抖振是氣流分離所激起的飛行器結構振動。作低速大攻角飛行時，舉力面上氣流分離達一定程度後就會出現抖振，這類抖振稱為舉力型抖振。作跨聲速飛行時由於激波的誘導作用，使抖振起始攻角明顯減小。此外，還有由於氣流分離造成的非舉力型抖振。抖振影響飛機的結構強度和疲勞壽命，會使武器系統和電子儀器的工作不正常，使乘員不舒適。抖振起始攻角所對應的舉力系數（見舉力）隨馬赫數的變化曲線，稱為抖振邊界。抖振邊界越高，飛機的最小平飛速度越低，飛行中的機動性和安全性越好。抖振實驗是要測定抖振邊界和抖振載荷。測定抖振邊界可採用方均根彎矩法和後緣靜壓發散法等。所謂方均根彎矩法，就是在模型翼根粘貼應變片，測定某一馬赫數不同攻角下與翼根彎矩成比例的方均根電平值，將電平值開始急劇增大的轉變點所對應的攻角確定為抖振起始攻角的方法。所謂後緣靜壓發散法，就是利用氣流分離後翼面後緣靜壓迅速增加的原理來進行測量的方法。除要求模型與實物保持氣動力相似外，還要求模擬一階彎曲頻率。抖振實驗對風洞雜訊級、湍流度以及模型表面的邊界層狀態都有較嚴格的要求。
動穩定性實驗 測定動導數的實驗。動導數是氣動力和力矩對運動參量時間變化率的導數，例如是滾轉力矩mx對滾轉角速度ωx的導數，通常起阻尼作用，又稱滾轉阻尼導數。動導數實驗一般採用剛性模型，除氣動力相似外，還要求減縮頻率ωL/v與實物相同，其中ω為振動頻率；L為特徵長度；v為氣流速度。在風洞中測量動導數一般採用自由振動法或受迫振動法。自由振動法是給模型以一定的初始位移後把它釋放出去，使它在氣流中作自由衰減振動，根據所記錄的模型位移時間歷程來確定動導數。此法設備簡單，但受風洞背景雜訊等外界干擾影響較大，准確度不高。受迫振動法是對模型系統施加一定頻率的正弦激振力矩，在此過程中，通過測量儀器，測定它的激振力矩和模型振動角位移之間的相位差，從而確定動導數。此外，還可以用風洞模型自由飛的方法測量動導數。
操縱面嗡鳴實驗 操縱面嗡鳴是飛行器作跨聲速飛行時由於翼面上的激波、波後的邊界層分離和操縱面偏轉的相互作用而產生的單自由度不穩定運動。操縱面嗡鳴對馬赫數很敏感。發生嗡鳴會降低操縱效率甚至使操縱失效，嚴重時將導致結構的疲勞破壞。通過嗡鳴實驗，可以確定飛行器操縱面振動的性質，提供排除振動的方法和確定剛度指標。嗡鳴實驗模型由剛性主翼和操縱面組成，可用彈簧片模擬操縱系統剛度。操縱系統結構阻尼應大致和實物相當。實驗時用應變測量系統測定振動波形，也可用方均根電平記錄儀測量振動強度。
非定常壓力測量 這種測量是研究非定常氣動力的基本手段。測量方法有兩種：一種是用埋在模型里的微型壓力感測器同時測量許多點的非定常壓力；另一種是在模型里安置許多壓力管，通過壓力管測量非定常壓力，而壓力管則通過掃描閥與感測器相連。採用後一種方法，必須作吹風狀態下管路動態傳遞特性的修正。
在動態實驗中，風洞背景雜訊對實驗結果的准確度有很大的影響，因此，除對風洞的雜訊級作出限制外，還必須在實驗技術上減小風洞雜訊的影響，如在數據處理中，採用相關濾波、總體平均等方法。配備能進行快速傅里葉變換的動態分析設備，可以明顯提高動態實驗的能力，實現實時分析。
流態觀察實驗 藉助物理和化學的手段使風洞中無色透明的氣流成為可見氣流的實驗方法。利用這種技術能夠用肉眼或其他輔助手段直接觀察到氣體流動的物理圖像，從而加深對氣體流動機理的了解並及時發現氣體流動中存在的問題。還可以用觀察的結果驗證一些理論、假說並幫助建立復雜流動問題的數學模型。這種技術是空氣動力實驗的一種基該方法。
自然界中存在著許多能顯示流體流動的現象。水面飄浮物體的運動往往表明水流方向；生火時產生的煙則顯示了熱空氣上升和擴散的圖形。在實驗室內用流態顯示技術進行科學研究始於19世紀末。1883年O.雷諾把一股染色水引入管流中，根據染色水是色彩清晰的規則流動還是紊亂流動來判別管中流動是層流還是湍流。1893年，L.馬赫在風洞中用絲線和煙流觀察了氣流繞垂直安放的一塊平板流動的情況。隨著風洞的發展和科學技術的進步，流態觀察方法也越來越多。
風洞中流態觀察方法大致為分兩類：第一類是示蹤方法；第二類是光學方法。
示蹤方法
是在流場中添加物質，如有色液體、煙、絲線和固體粒子等，通過照相或肉眼觀察添加物隨流體運動的圖形。只要添加物足夠小，而且比重和流動介質接近，顯示出來的添加物運動的圖形就表示出氣流的運動。這是一種間接顯示法，特別適合於顯示定常流動。常用的有絲線法、煙流法、油流法、升華法、蒸汽屏法和液晶顯示法等六種：
①絲線法將絲線、羊毛等纖維粘貼在要觀察的模型表面或模型後的網格上，由絲線的運動（絲線轉動、抖動或倒轉） 可以判明氣流的方向和分離區的位置以及空間渦的位置、轉向等。圖6為一個模型實驗時機翼的絲線顯示氣體流動圖。現在又發展到用比絲線更細的尼龍絲，有時細到連肉眼都看不清。將尼龍絲用熒光染料處理後再粘在模型上。這種絲線在紫外線照射下顯示出來，並且可以拍攝下來。粘絲很細，對模型沒有影響，可同時進行測力實驗。此法稱為熒光絲線法。
②煙流法用風洞中特製煙管或模型上放出的煙流顯示氣體繞模型的流動圖形。這是一種很好的觀測方法。世界各國建設了不少煙風洞。通常是在風洞外把不易點燃的礦物油用金屬絲通電加熱而產生的煙引入風洞；也有將塗有油的不銹鋼或鎢絲放在模型前，實驗時通電將鎢絲加熱，產生細密的煙霧。為了保證煙束清晰不散，必須採用大收縮比的收縮段、穩定段或風洞入口加裝抗湍流網和採用吸振性能好的材料製造洞壁等措施，保持煙流為層流狀態。煙流法除用於觀察繞模型的流動，還可用來測量邊界層過渡點位置和研究渦流結構。圖7為模型煙流實驗中拍攝的照片。
③油流法在粘性的油中摻進適量指示劑（如炭黑）並滴入油酸，配製成糊狀液態物，均勻地塗在模型表面。實驗時通過指示劑顆粒沿流向形成的紋理結構，顯示出模型表面的流動圖形。如果油中加入少量熒光染料，則在紫外線照射下可以顯現出熒光條紋圖，稱為熒光油流圖。它可以顯示模型表面氣流流動方向、邊界層過渡點位置、氣流分離區、激波與邊界層相互干擾等流動現象。圖8為模型油流實驗照片。
④升華法將揮發性的液體或容易升華的固體噴塗在模型表面，依據塗料從模型上散失的速度與邊界層狀態有關的原理（在湍流邊界層內由於氣流的不規則運動導致該處蒸發量或升華量大於層流處）來區分邊界層狀態，確定過渡點的位置。
⑤蒸汽屏法在風洞中形成過飽和的蒸汽，在需要觀察的截面，垂直氣流方向射入一道平行光，氣流經過光面時，由於離心力的作用，旋渦內外蒸汽的含量是不同的，光的折射率因此不同，便能顯示出渦核的位置。此法多用來觀察大攻角脫體渦的位置。
⑥液晶顯示法利用液晶顏色隨溫度而改變的特性來識別層流、湍流邊界層和激波。液晶是一種油狀有機物，溫度較低時，無色透明，隨著溫度上升，便以紅、黃、綠、藍、無色的順序改變，能鑒別有微小溫差的層流和湍流邊界層流動以及激波前後的溫差。它適用於高速和超聲速流態觀察。液晶的塗法與漆類似，先稀釋，再噴塗。液晶對污物雜質敏感，噴塗時，模型表面必須干凈。 根據光束在氣體中的折射率隨氣流密度不同而改變的原理製造出來的光學儀器，如陰影儀、紋影儀、干涉儀（見風洞測試儀器）和全息照相裝置等，都可用來觀察氣體流動圖形。這種方法不在流場中添加其他物質，不會干擾氣體流動，而且可以在短時間內採集大量的空間數據。它是一種直接顯示方法，特別適合於觀察可壓縮流動和非定常流動，如激波、尾流和邊界層過渡等。
除了以上兩大類方法外，還有一種向流場中注入能量的方法。如在低密度風洞中向氣流發射電子束，使氣體分子激發出熒光，熒光的光通量與氣流密度大小有關。根據光通量的變化，就可以顯示出氣流密度的變化，這種方法可以顯示高超聲速稀薄氣體流動的激波位置和形狀以及用於定量測量流場密度。
70年代後期，發展出一種彩色照相圖示流態觀察技術。它用總壓探管在所測流場區域掃描，並將感受的壓力轉換成電壓值。根據不同的電壓觸發不同顏色的光，在照相機上曝光。通過多種顏色信號光記錄的流場等壓線圖，可以清晰地看到渦旋分布和飛機模型後的渦流圖像。這項技術最近發展成為直接把感測器感受的壓力信號記錄在磁帶上，並輸入計算機處理。感測器探頭可以用壓力探頭也可以用熱絲或熱膜或其他探頭。處理後的數據可由彩色電視顯示。因為不用照相裝置，而代之以計算機，這就帶來了很大的方便：可以一次處理很多數據（可以是一個也可以是好幾個探頭感受的數據）；顯示的顏色可多達4096種（但由於人眼解析度的限制，常用的也只有20～30種）；對於特別有興趣的區域可以放大和增加顏色詳細顯示；此外，還可以根據需要，旋轉顯示的數據平面，以得到從不同角度觀察的流場彩色顯示圖像。例如，可以在垂直風洞軸線的平面觀察，也可以在平行風洞軸線的平面或其他任意平面觀察。高解析度的彩色電視屏幕可以用顏色和箭頭表示流動方向。