亜音速および遷音速風洞

亜音速風洞は、低マッハ数での操作に使用され、テストセクションの速度は最大マッハ 0.4 (490 km/h、300 mph、140 m/s) です。これらは、オープンリターンタイプ (エッフェルタイプとも呼ばれる) またはクローズドリターンフロー (プラントルタイプとも呼ばれる) です。これらのトンネルでは、空気を動かして動圧を高め、粘性損失を克服するために、大型の軸流ファンが使用されます。亜音速風洞の設計原理は、連続方程式とベルヌーイの定理に基づいており、これにより、トンネルの収縮率などの重要なパラメータを計算できます。

マッハ 0.75 ～マッハ 1.2 (時速 920 ～ 1,500 km、時速 570 ～ 910 マイル、秒速 260 ～ 410 m) の遷音速風洞は、亜音速風洞と同様の原理で設計されていますが、主にテストセクションの壁からの衝撃波の反射により、追加の課題があります。これを緩和するには、衝撃波の反射を減らすために穴あき壁またはスロット付き壁が使用されます。遷音速テストでは、マッハ数とレイノルズ数の両方が重要であり、適切にシミュレートする必要があります。これには、多くの場合、大規模な施設と加圧風洞または極低温風洞の使用が必要になります。これらの風洞は、飛行の重要な段階にある高速航空機や宇宙船など、音速に近づくかそれを超える速度での物体の空力特性を研究するために不可欠です。

低亜音速トンネル

低速風洞は、非常に低いマッハ数での操作に使用され、テストセクションでの速度は最大マッハ0.4（490 km/h、300 mph、140 m/s）です。^[1]^[2]これらは、オープンリターンタイプ（エッフェルタイプとも呼ばれます、図を参照）またはクローズドリターンフロー（プラントルタイプとも呼ばれます、図を参照）であり、通常は大きな軸流ファンで構成される推進システムによって空気が動かされ、動圧を増加させて粘性損失を克服します。

オープン風洞

動作原理は連続性とベルヌーイの方程式に基づいています。

連続方程式は次のように表されます。

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

ベルヌーイの方程式は次のように述べます:

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

ベルヌーイを連続方程式に代入すると次のようになります。

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

風洞の収縮率は次のように計算できます。 $C={\frac {A_{settl}}{A_{m}}}$

密閉風洞

戻り流風洞では、戻りダクトは圧力損失を減らし、テストセクション内のスムーズな流れを確保するために適切に設計されなければなりません。圧縮性流れの領域: 再び連続性の法則を使用しますが、今度は等エントロピー流れの場合、次の式が得られます。

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

1 次元の面積速度は次のように知られています。

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

M=1 となる最小面積 A (音速喉面積とも呼ばれる) は、完全気体の場合次のように与えられます。

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

遷音速トンネル

マッハ 0.4 ～ 0.75 の高亜音速風洞とマッハ 0.75 ～ 1.2 の遷音速風洞は、亜音速風洞と同じ原理で設計されています。最高速度はテストセクションで達成されます。亜音速と超音速の流れ領域を合わせたマッハ数は約 1.0 です。遷音速でのテストでは、主にテストセクションの壁からの衝撃波の反射により、追加の問題が発生します。したがって、壁からの衝撃反射を減らすために、穴あきまたはスロット付きの壁が必要です。重要な粘性または非粘性の相互作用 (衝撃波や境界層相互作用など) が発生するため、マッハ数とレイノルズ数の両方が重要であり、適切にシミュレートする必要があります。大規模な施設と加圧または極低温の風洞が使用されます。

参考文献

^ Rossiter, JE (1964)。「亜音速および遷音速での長方形空洞上の流れに関する風洞実験」。航空研究評議会報告書および覚書。
^ Mouton, Sylvain (2007 年 10 月)。「亜音速および遷音速風洞における模型支持干渉の数値的調査」。ODAS 2007 - 第 8 回 ONERA-DLR 航空宇宙シンポジウム。ゲッティンゲン、フランス。

参照

[1] Rossiter, JE (1964)。「亜音速および遷音速での長方形空洞上の流れに関する風洞実験」。航空研究評議会報告書および覚書。

[2] Mouton, Sylvain (2007 年 10 月)。「亜音速および遷音速風洞における模型支持干渉の数値的調査」。ODAS 2007 - 第 8 回 ONERA-DLR 航空宇宙シンポジウム。ゲッティンゲン、フランス。