荷兰要造管道磁悬浮试验线

冰蚁

晨枫 发表于 2017-10-16 10:08
! ]8 u$ w+ h, P0 F- k* G5 E" d: o; {机翼代表人类对跨音速气动现象和减组的最高理解水平，就看Elon Musk是否能再造牛顿力学了。

! I0 d$ D8 z3 ?- H/ i* ?气体又不是完全从表面走。你光摆机翼也没用。

晨枫

冰蚁 发表于 2017-10-16 11:16
气体又不是完全从表面走。你光摆机翼也没用。

# Q5 K+ X1 t( v% n' b. o+ T嘿嘿，只要有从机翼（或者任何表面）走的，就有激波问题。

tanis

xlan1976 发表于 2017-10-15 18:42
* N2 t4 {; c* x) M这个东西目前的仿真测试有达到音速吗？如果没有，那怕只是接近音速，那晨大说的问题确实是一个有待验证的 ...

70 英里 所以说马一龙在画大饼呢~

冰蚁

晨枫 发表于 2017-10-16 12:22
# A% z$ }# P- k# t6 C. ^4 b3 N嘿嘿，只要有从机翼（或者任何表面）走的，就有激波问题。

* o$ c. C2 Z& N: L; Z/ l- w那又如何？还是那句话，你得有计算。光说激波，啥用也木有。

晨枫

/ G3 S# h8 g! [2 ?/ B; f0 M

冰蚁 发表于 2017-10-16 12:32
那又如何？还是那句话，你得有计算。光说激波，啥用也木有。

你肯定没有听说过：工程上最要紧的不是计算，而是gross error check吧？

& D, ~0 a' [/ `+ n( ~: {再说你一口一个计算，认定管道磁悬浮没有激波问题，你的计算在哪里？

xlan1976

晨枫 发表于 2017-10-17 01:22
) {3 ]# j4 H) ~4 w5 p$ _嘿嘿，只要有从机翼（或者任何表面）走的，就有激波问题。

/ v+ x( ~( x3 ]* ^
* ^& u' b2 o7 K5 _% Q% S! a/ e2 z我想了一下，有关临界马赫数的问题是这样的。对于机翼而言，上下表面的气流是分开的，而且机翼要提供升力，势必要减小上表面气流的静压，因此在机翼上表面势必会存在比飞机其它表面静压更小的点，这里的气流速度就会在飞机速度低于音速时提前到达音速。但马斯克的这个管道高铁不一样，它的车体运动本身并不需要任何气动力，所以可以在外形设计上想方设法尽量让其表面静压分布均匀，以提高临界马赫数。当然想把临界马赫数提高到跟车体运动速度一样是不太可能的，因为管壁限制了流道的宽度，只要有尺寸不为0的物体在其中运动，物体两侧的流道势必变窄，流过的流体的静压就一定会降低。另外，随着气压的下降，音速一般会降低，700MPH有可能已经超过音速了。。
4 |% ^  k6 @" b3 a. g) _- c回头又仔细看了下马斯克的设想，在他的设想中，在车体前部有一个很大的涡轮风扇，车体前方的气流通过涡轮风扇排到车体底部。如果车身与管道保持气密，使车体前方的流道整体通过涡轮风扇，从而使流道内的全部气流吹动涡轮来减速，应该也可以有效的减免激波的产生。

tnq

楼上考虑的都是大牛，是不是吹牛也不知道，据说我市要做试验段，啊！

7 ]- I, z- |# F- h一直担任重点工程试验基地特色！

lionliy

鳕鱼邪恶 发表于 2017-10-15 15:10
0 G! o* n& A6 T% N) t% X5 Y再来开个脑洞：
2 j. U3 [! S( X! q
管道外面附上小管子，长度超过车厢长度，联通车厢前后的空气；车厢前进时，后面形成负压 ...

+ w7 p$ X7 v9 z; P3 R你这个就相当于在车厢所处位置临时增大管道横截面积。    很合理的思路。  

lionliy

冰蚁 发表于 2017-10-16 06:00
昨晚又看了看musk的方案。他貌似是用气垫作为空气从前往后的通道。所以还真可能就是类似乘波体的方式。压 ...

0 @8 k8 G+ e; b1 l% _' D  Z亚音速没乘波体这说。   这个更类似气垫船的机理。 如果底部修型的话可以利用润滑理论产生气动升力。

lionliy

鳕鱼邪恶 发表于 2017-10-16 08:40
科技进步个屁~

. C8 J7 u: [2 R/ |. _这里面，啥技术都不算超高的科技了，把这些技术捏在一起，就是个工程问题。。。换句话， ...

这个东西按现在的真空度就是客机在管道里飞。 管道凭空增加了不少难度。 倒不全是工程问题。

飞机相当于在无限粗的管子里飞，气动方面还容易些。

lionliy

xlan1976 发表于 2017-10-15 20:59
你说的这个不能类比为压气机啦，难怪晨大不理解呢。
你说的这个应该类比为活塞泵，或者是活塞式发 ...

" R$ Z5 _' T1 }一龙的方案就是个标准的压气机，只是不由turbine驱动。 这个没什么不理解的。 活塞泵是封死的。 我用活塞这个词是不准确。  
! r8 L5 j: b1 K
2 d2 ~: C/ s% x- }这个东西要解决的一个问题是： 客舱所处位置横截面积小于来流处横截面积。  超音速工况下，客舱坐标系里， 来流是超音速。  客舱段某处必定在激波后，流速是亚音速。    要满足质量守恒只可能气体密度增大。  这就是个压气机嘛，和ramjet的压缩段是一样的。亚音速还要转子，叶片什么的来压缩。 超音速只要几何形状合适，利用来流动压就可以压缩了。   
- E2 d' i% V8 F
# B/ [: u. s1 l9 G这种管道运输器就是要用根管子把 气体从车头压缩了送到车尾。 你既可以在车体内设置管子，也可以利用车体和管壁间的空隙做管子， 或者都用。 区别在于，车体内设管子你可以用各种装置来处理激波，改变温度什么的。 车体外管子几千公里长，你有技术也没那个钱。
* |- b4 A. f" N2 l. I& X' e) h
不降管道压力， 会有一个绕不过去的限制。 这就是来流管道横截面积和最小管道横截面积比定了后，速度有个上限。 到达这个上限后，出口质量流就没法增大了。你能处理激波问题也没辙。强行超速只能导致车头气压越来越高最后管子爆掉。 这个上限亮出来，就知道不进一步降低管道压力的前提下，说能有多快多快都是瞎扯了。

xlan1976

lionliy 发表于 2017-10-17 12:13
% f4 s! S; X- r! @: D一龙的方案就是个标准的压气机，只是不由turbine驱动。 这个没什么不理解的。 活塞泵是封死的。 我用活塞 ...

这个。。一点点说吧，你说的这个冲压作用要到超音速下才能实现，但不管这个设想能不能超过音速，它总要从停止加速到亚音速，达到音速，再到超音速。在亚音速阶段，流体通常是被视为不可压缩流的，流体流过收敛的管道时，密度不变，流速上升，而静压会下降。所以亚音速下，不会出现你所说的压气机效应的，这也是为啥冲压发动机要正常工作必须有一定的初始速度的原因，因为超音速气流流过冲压管道，密度和压力会增大，但流速会下降，一旦降低成为亚音速流，效果就相反了。
1 l) y9 B- Q# u# x, X而现在无论hyperloop one 还是马斯克的原始方案好像都是亚音速的，还没触及超音速的问题。
至于临界马赫数，那个是指在物体速度达到高亚音速时，如果由于物体前段两侧流道变窄，导致流过的流体局部加速，是有可能在物体本身速度还未达到音速的情况下，局部流体的相对速度达到或超过音速，从而产生局部激波，但局部激波并不一定对流道内流体的整体变化产生很大的影响。
2 W: Y: D% [3 q2 u  e马斯克的原始设计，车头有一个巨大的涡轮风扇，让气流通过涡轮风扇时吹动风扇来实现气流的减速，这个或许可以有效的提高临界马赫数。
“这就是来流管道横截面积和最小管道横截面积比定了后，速度有个上限。”这句话没太明白。。对于亚音速流，流过收敛管道时加速的极限就是音速，超过音速，收敛管道就是减速作用了。可以这么说，在音速以下，来流管道横截面积和最小管道横截面积比决定了在最小管道横截面处对气流的加速能力，还需要考虑流体进入收敛管道的初始速度，才能知道流体在最小管道横截面处的速度，但也不好说，因为流道的收敛变化律以及其它一些因素也决定了最终流体在喉部也就是最小管道横截面处会达到什么速度。另外，对于这个“管道高铁”来说，车体两侧的流道在车体前端是收敛的，但车体后端的流道则是扩张的，不一定气流在流过整个车体后速度会是一个什么样子。

lionliy

xlan1976 发表于 2017-10-17 00:47
2 T% s8 M* V7 U这个。。一点点说吧，你说的这个冲压作用要到超音速下才能实现，但不管这个设想能不能超过音速，它总要从 ...

这拨管道运输的一大噱头就是超音速了， 不谈怎么行。Ma <0.3 才是不可压范围， 700Mile/Hour 可压缩性已经很明显了。 跨音速，超音速， 它都是个压气机。 跨音速区域大概就是hyperloop现在那类方案了。 用现成的压气机方式。
- Q2 g2 E7 V! W* ~+ H0 b9 e& A8 b: W; G6 \
0 A0 r& M. Y: R# y; V"超音速工况下，客舱坐标系..." ， 我说的就是如果要超音速工况要考虑哪些问题。  上限就是Kantrowitz limit 。

xlan1976

lionliy 发表于 2017-10-17 14:24
# v" [& w2 k# L这拨管道运输的一大噱头就是超音速了， 不谈怎么行。Ma

& w4 T- E$ o( k6 U0 h目前我看到的所有的这方面的说法包括马斯克的设计都是亚音速的，没有看到你说的超音速的方案，除了中国航天的那个。我又看到有说法，马斯克设想的前端不是涡轮风扇，而是压气机，没有说这个压气机的构造，但看设想应该是个离心式压气机，这就更是典型的亚音速的设计了。超音速的话，这个压气机要能正常工作前面得有一个复杂的超音速进气道，或者采用你所说的冲压方式，但这样在亚音速段就没有用了。
" p' y  ?' I7 t5 J: V5 J, e! ~. ?马赫数大于0.3的时候（我记得是0.4？）流体的压缩性不能忽略，但并不代表着此时流体可以视为完全的可压缩流，事实上直到达到音速之前，流体的压缩性都不显著，达到音速之后，流体的压缩性才会突然显著起来。一个典型的例子就是拉瓦尔喷管，在拉瓦尔喷管的喉部流体达到音速，在之前喷管都是收敛的，如果流体的压缩性在高亚音速段就很显著的话，这样收敛喷管是不能把流体加速到音速的。
另外，这个“Kantrowitz limit ”能给解释下是什么吗？我在网上查了下，都是通过马斯克的一段话在讲这个“Kantrowitz limit ”，但好像是跟流体的摩擦阻力有关的东西，跟超音速好像关系不大。。能给讲讲这个“Kantrowitz limit ”到底是什么吗？

lionliy

xlan1976 发表于 2017-10-17 01:52
. e: p2 k2 q4 v& j% X目前我看到的所有的这方面的说法包括马斯克的设计都是亚音速的，没有看到你说的超音速的方案，除了中国航 ...

1 F  f" g5 G( Q5 Y0.3 , 0.4 都可以。 因为压缩率是和压力P ~ V^2相关的 , 当 Ma^2 ~ 0.1的时候 体积变化大概是10% , 你要做个摄动法，多尺度分析的话拿0.1当epsilon 就是一个很自然的数.
) i) T5 |! S  s1 L  ]& l" V4 l3 P  \
车厢本身要占去很大一块横截面积，管子又不能太粗。 这东西就是个收缩比不小的收缩管， 加速，压缩效应在高速状况下都是很明显的。 以车厢做坐标系， 来流速度越来越快的时候收缩管会choke. 你拿算拉瓦尔管的方式一套，这个速度上限就出来了。
1 S9 D: m( K3 M0 a5 b# D: g3 Z
/ W$ h8 q* _4 e+ I9 G1 {

冰蚁

tanis 发表于 2017-10-16 13:32
70 英里 所以说马一龙在画大饼呢~

3 v; |6 q7 t& ]
" a. X6 G/ \" y/ v$ P$ ~/ O70英里是过时消息了，8月底已经有350多公里时速了。近期目标是300英里时速。

冰蚁

$ M& W5 J, k, R3 J* ~

xlan1976 发表于 2017-10-17 01:52
/ x! }2 M) _+ P6 m目前我看到的所有的这方面的说法包括马斯克的设计都是亚音速的，没有看到你说的超音速的方案，除了中国航 ...

from wiki:

" ~! }* t! Z, |In gas dynamics, the Kantrowitz limit refers to a theoretical concept describing choked flow at supersonic or near-supersonic velocities.[1] When a fluid flow experiences a reduction in area, the flow speeds up in order to maintain the same mass-flow rate, per the continuity equation. If a near supersonic flow experiences an area contraction, the velocity of the flow will increase until it reaches the local speed of sound, and the flow will be choked. This is the principle behind the Kantrowitz limit: it is the maximum amount of contraction a flow can experience before the flow chokes, and the flow speed can no longer be increased above this limit, independent of changes in upstream or downstream pressure.

9 k. i: m' [% D" ?
8 j/ y' S! m3 T7 f6 C; ^% `7 ymusk 在他的 proposal 里提了两种方法来解决这个 limit。一个是速度降低，一种是极高速，也就是类似国内航天提的那个4000公里时速。但他随即否了这个极高速。他的计划书是围绕LA到SF的350英里线展开的。所以认为不适合这种高速度（加速/减速/弯道）。从LA到NY可能可以，但经济性不如研发超音速飞机。

冰蚁

晨枫 发表于 2017-10-16 13:52
你肯定没有听说过：工程上最要紧的不是计算，而是gross error check吧？
7 G/ U3 U" ]+ @- {% x
再说你一口一个计算，认定管道 ...

% e9 ]8 h$ K2 k; S: C$ _/ u2 k1 f- W做 gross error check 也是要对考虑的系统有个比较正确的认识后才能做。凭着报道的只言片语就 gross error check，没有这么做工程的。所以我至少还是读完了musk 的 proposal，在网上也看了一些仿真图的。

冰蚁

& X0 u9 D/ m2 l
' k, \* i& Z8 Y2 C$ Q7 t

xlan1976 发表于 2017-10-16 22:09
我想了一下，有关临界马赫数的问题是这样的。对于机翼而言，上下表面的气流是分开的，而且机翼要提供升力 ...

似乎还是要流线型。否则根据仿真，表面容易过热。有人认为musk的那个车体原始方案太方了。

9 k2 i( ^) O" r$ N' u$ {, M

xlan1976

冰蚁 发表于 2017-10-17 19:32
# T2 @6 E+ v8 ]0 Amusk 在他的 proposal 里提了两种方法来解决这个 limit。一个是速度降低，一种是极高速，也就是类似国 ...

我在网上找到一篇NASA的关于管道中心体超音速进气道的研究文章https://ntrs.nasa.gov/archive/na ... gov/20100001729.pdf里面提到了Kantrowitz limit。
结合你贴的维基关于这个Kantrowitz limit的解释看，其实它跟拉瓦尔一样，是用来确认收敛流道中流体加速到音速时的喉部截面积的。在NASA的文章中指出，拉瓦尔的理想定熵状态与实际情况出入较大，实际所需的喉部面积比根据拉瓦尔公式计算出的要大，而Kantrowitz limit则相对保守，好像是比实验数据更保守一些。
综上来看，这个Kantrowitz limit跟什么堵塞的针管是完全两码事，估计马斯克是考虑让大众有个直观感觉才这么说的，他本人虽然没什么空气动力学基础，但他身后有NASA背书，不会把这俩不相干的东西混淆的。
' i5 Q" s1 Z, e: B所以我觉得Kantrowitz limit在这里的应用应该是这样的：一旦物体在高亚音速运动的时候，由于物体本身引起的流道变窄（也就是收敛）会导致其中的流体加速至音速，从而使得阻力迅速增大的情况。因此需要利用Kantrowitz limit来计算出在不同的车速下，在何种收敛率的情况下，车体和管道间的流道喉部会达到音速，从而可以据此来设计车体和管道，使其中间的流道在高亚音速时避免出现达到音速的情况。这其实也是晨大一直提到的，高亚音速下会出现局部激波的问题。
马斯克所说的解决方法里，低速的意思很简单，物体运动速度很低的时候，它与管道间的流道无论怎样收敛，其长度都不足以使气流加速到音速，不会出现这个问题；高速的话，我觉得是这样的：如果物体运动速度能搞快速达到一定马赫数，周围的流场就是超音速流场，也可以规避这个问题，而如果采用高速方式的话，为降低超音速阻力，管道的真空度肯定很高，这样，短暂的高亚音速阶段就算有这个问题也影响不会很大。当然，这个方式现在看的确实用性不大，所以马斯克是想取巧，直接采用低速（就是300mph）来回避这个问题。
3 f  J: ^. x& ~) T) P当然，如果是700mph,这个问题就需要重视了。