小型烟风洞平台设计与实验探究

　　厦门外国语学校 钱日隆 吴凯文

　　指导教师 钱永昌

　　来源：全国青少年科技创新大赛获奖作品展播

　　初中物理课堂上，老师讲解流体压强和流速的关系时，由于实物演示时看不到空气的流线，也无法获得定量升力大小的数据，同学们一般是根据机翼产生上升运动的现象，推测机翼受到升力，但升力大小与哪些因素有关、为什么机翼上方气流的流速大等问题由于实验条件的局限都没能演示出来。如果能在初中课堂实验台上实现一个小型风洞进行演示，就能帮助更多的同学体验、理解流体的性质，探究机翼升力、流场涡旋等物理现象，本文即围绕这一目的进行了相关介绍。

　　1.风洞平台设计

　　a)小风洞平台结构

　　现有的国内外科研风洞装置普遍体积较大、造价高，不适用中学生课堂；而市面上可售的小型风洞则流场品质差、可视化程度低，不能满足教学要求。本文拟采用的小风洞设计是直流式风洞，拥有较好的试验段流场品质。风洞总体长度1600mm，宽度40mm，可安装放置在普通实验桌面，以气流方向起包含了进气道、轴流电机、扩张段、整流稳流段、收缩段和试验段部件。为了保证小型风洞流场品质，降低湍流度，内置了蜂窝器、阻尼网等部件。

　　b)发烟装置设计

　　为了实现在较小空间实现流场的可视化，拟采用烟线技术，即在气流中布设涂有挥发性油剂的金属丝，利用电流加热挥发产生的油烟作为示踪粒子，观测流线，与飞机特技表演时的拉烟是一样的效果。具体办法是采用钨丝加热甘油，使其挥发形成烟线的方式实现流动显示。钨丝经过设计，能避免由于加热而弯曲，而甘油储存在医用滴瓶中也能保证其连续稳定的下滴，湿润钨丝，并受热挥发。

　　c)DIS测力装置设计

　　为了实现定量测量升力大小，安装了朗威DIS拉力测量仪，可实现单自由度测力，测量精度可达0.001N，测量仪选用了量程为-2N~2N的传感器，通过连杆与机翼模型连接，对机翼在不同工况下的升力大小进行准确测量，直观展示机翼升力大小。

　　d)升力模型的翼型选择

　　机翼模型选用目前飞机上运用较多的CLARK Y型翼型（平凸翼，下表面平直，上表面凸起），利于观测上下翼面的流动情况，根据试验段尺寸设定弦长为80mm，展长140mm。

　　2.风洞实验探究

　　a)流动显示实验

　　①机翼表面流动现象：机翼未进入流动分离前，由于机翼剖面上凸下平，从上表面经过的气流路径比下表面更长，流速更快，根据伯努利原理，其压强也更小，作用在下表面和上表面的压力差就形成了升力，而当机翼的攻角过大，进入分离区，机翼上表面的气流就会产生流动分离。

　　②三角翼脱体涡流动现象：利用脱体涡的增升效应是现代战机设计过程中常采用的一种气动布局，常见的典型应用即鸭式布局（例如歼-10、歼-20等）。利用设计制作的简易三角翼模型在风洞试验段进行流动显示实验，在一定的迎角下，三角翼表面会形成脱体涡，能很好地模拟现实战机在飞行过程产生的脱体涡。

　　③卡门涡街流动现象：流体流经钝体后，会在钝体后方形成具有周期性震荡的卡门涡街现象，在本风洞试验段放置球形模型，能很好地观测到球体后方形成的卡门涡街。

　　以上流动显示实验，均可以很清晰地看到稳定连续的烟线，实验效果达到预期。

　　b)定量测量实验

　　①机翼升力与速度的关系：首先设定机翼迎角为15°，调节电机使试验段风速连续变化，通过传感器采集机翼升力数据，对比发现实际测量的数据均比理论计算的要小。通过拟合曲线初步结论：机翼受到的升力与风速有关，其他条件不变时，风速越大，升力则越大。

　　②机翼升力与迎角的关系：固定风速为2m/s，迎角从2°～ 25°进行调节，通过测量数据发现随着机翼迎角的增大，升力一开始逐渐上升，达到峰值后，又逐渐下降。由此可知，机翼受到的升力与迎角有关，其他条件不变时，升力随迎角先增大后减小。

　　以上对机翼升力定量测量的实验，与现有流体力学的结论基本一致，验证了此实验平台的可靠性。

　　3.总结与展望

　　本实验平台参考了大型风洞普遍采用的结构，进行小型化设计，由动力段、突扩消能段、收缩段、试验段等部分组成。在实验区域采用吊瓶式滴注甘油装置，实现自动均匀滴注。利用甘油黏滞系数的温度依赖性，通过加热钨丝来调节进入观测区域微小液滴大小，达到较好的观测流场流线的效果。下一步还采用高压雾化装置激光束配合进一步优化显示效果并与本项目采用半封闭实验段，使得开展流动显示实验时，避免外界流场对研究区域的影响。本平台结构简单，成本低廉，操作十分简便，适合在中学物理教学中推广。

本文由北京工业大学教授、博士生导师，中国人工智能学会科普工作委员会秘书长于乃功 进行科学性把关