10.5 SUPERSONIC WIND TUNNEL(超音速风洞) 想像我们希望在实验室进行一个超音速飞行器的模型试 验,如一个圆锥,要求产生一个马赫数为25的均匀来流。 这个目标怎样来实现呢? (1)采用下图方法 !M= P0=17.09atm Test model p。=lam =2.657 FIGURE 10.16 Nozzle exhausting directly to the atmosphere. FIGURE 10. 16 Nozzle exhausting directly to the atmosphere
10.5 SUPERSONIC WIND TUNNEL(超音速风洞） 想像我们希望在实验室进行一个超音速飞行器的模型试 验，如一个圆锥，要求产生一个马赫数为2.5的均匀来流。 这个目标怎样来实现呢？ （1） 采用下图方法： FIGURE 10.16 Nozzle exhausting directly to the atmosphere
很明显,我们需要一个收缩-扩张管道,具有面积 比AA*=2637(参见附录A) 而且,为保证在喷管出口得到马赫数为25的无激 波超音速流,我们需要建立一个通过喷管的压力比 Po/p=17.09。如果按前面给出的方式让喷管出口 的气流直接流入外界环境,即实验模型置于喷管出 口下游,马赫数为25的气流作为“自由射流”通 过模型,如图10.16所示。为保证自由射流没有膨 胀波和激波,喷管出口压力p必须等于反压,如 图10.14e。由于反压就是围绕自由射流的环境大气 所以pB=D=1atm
很明显，我们需要一个收缩-扩张管道，具有面积 比Ae /A*=2.637（参见附录A）。 而且，为保证在喷管出口得到马赫数为2.5的无激 波超音速流，我们需要建立一个通过喷管的压力比 p0/pe=17.09。如果按前面给出的方式让喷管出口 的气流直接流入外界环境，即实验模型置于喷管出 口下游，马赫数为2.5的气流作为“自由射流”通 过模型，如图10.16所示。为保证自由射流没有膨 胀波和激波，喷管出口压力pe必须等于反压pB，如 图10.14e。由于反压就是围绕自由射流的环境大气 ，所以pB = pe =1atm