风洞知识

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风洞

wind tunnel

　　

风洞是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济地取得实验数据。为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 　　　　　　　 风 洞 的 组 成

　　风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。

　　洞体 　它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。实验段上游有提高气流匀直度、降低湍流度的稳定段和使气流加速到所需流速的收缩段或喷管。实验段下游有降低流速、减少能量损失的扩压段和将气流引向风洞外的排出段或导回到风洞入口的回流段。有时为了降低风洞内外的噪声，在稳定段和排气口等处装有消声器。

　　驱动系统 　它有两类，一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋转或压缩机转子转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。改变风扇的转速或叶片安装角，或改变对气流的阻尼，可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组或可控硅整流设备供电。它的运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用。使用这类驱动系统的风洞称连续式风洞,但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大,例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为4000千瓦，产生超声速气流则约为16000～40000千瓦。另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体，因而有吹气、引射、吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂冲式风洞。暂冲式风洞建造周期短，投资少，一般[[雷诺数]]较高，它的工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1秒的脉冲风洞还可通过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这样能量消耗少，模拟参数高。

　　测量控制系统 　其作用是按预定的实验程序，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪表，并通过天平、压力和温度等传感器，测量气流参量、模型状态和有关的物理量。随着电子技术和计算机的发展，20世纪40年代后期开始，风洞测控系统，由早期利用简陋仪器，通过手动和人工记录，发展到采用电子液压的控制系统、实时采集和处理的数据系统。 　　　　　　　　风 洞 的 种 类

　　风洞种类繁多，有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。

　　低速风洞 　实验段气流速度在130米／秒以下(马赫数≤0.4)的风洞。世界上第一座风洞是F.H.韦纳姆于1869～1871年在英国建造的。它是一个两端开口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，长3.05米。美国的O.莱特和W.莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个风洞，截面40.6厘米×40.6厘米,长1.8米,气流速度为40～56.3千米／小时。以后,许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。基本上有两种形式,一种是法国人A.-G.埃菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞,图1是这两种风洞结构示意图。现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。这个风洞建成后又增加了一个24.4米×36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。

　　低速风洞实验段有开口(见图1实验段)和闭口两种形式,截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。图2为中国气动力研究与发展中心的8米(宽)×6米(高)、16米(宽)×12米(高)闭口串列双实验段开路式风洞示意图。

在低速风洞中，常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积；ρ为空气密度；η和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为3～6。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数，但由于实验对象和项目不同,有时尚需模拟另一些参数,在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数Fr，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。

　　低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞，研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞，还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。

　　高速风洞 　实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

　　亚声速风洞 　风洞的马赫数为0.4～0.7。结构形式和工作原理同低速风洞相仿，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。

　　跨声速风洞 　风洞的马赫数为0.5～1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波,而在自由边界上反射为膨胀波,若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12.5％、实验段直径为 308.4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。

　　超声速风洞 　洞内气流马赫数为1.5～4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。喷管的构造型式有多种,例如:两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管；由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管，并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管；由两块柔性板构成喷管型面，且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管（图3）。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动，以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的,实验马数可达到1.5。1920年A.布泽曼改进了喷管设计,得到了均匀超声速流场。1945年德国已拥有实验段直径约 1米的超声速风洞。50年代，世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。

现在建设的许多风洞，往往突破了上述亚声速、跨声速和超声速单一速度的范围，可以在一个风洞内进行亚声速、跨声速和超声速实验。这种风洞称为三声速风洞。中国气动力研究与发展中心的1.2米×1.2米跨声速、超声速风洞（图5）是一座三声速风洞。

60年代以来，提高风洞的雷诺数受到普遍重视。跨声速风洞的模型实验雷诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）的跨声速风洞,因而出现了增高驻点压力的路德维格管风洞,用喷注液氮降低实验气体温度、提高雷诺数的低温风洞等新型风洞。低温风洞具有独立改变马赫数、雷诺数和动压的能力，因此发展很快。

　　高超声速风洞 　马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。

　　常规高超声速风洞 　它是在超声速风洞的基础上发展起来的。图6为高超声速风洞示意图。图7为一座实验段直径为0.5米的暂冲式高超声速风洞照片。

常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似，主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下，实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流会出现液化。实际上，由于气流膨胀过程很快，在某些实验条件下,存在不同程度的过饱和度。所以,实际使用的稳定段温度可比根据空气饱和曲线得到的温度低。根据不同的稳定段温度，对实验气体采用不同的加热方法。在通常情况下，气体燃烧加热器加热温度可达750开；镍铬电阻加热器可达1000开;铁铬铝电阻加热器可达1450开；氧化铝卵石床加热器可达1670开；氧化锆卵石床加热器可达2500开；以高纯度氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200开；石墨电阻加热器可达2800开。早期常规高超声速风洞常采用二维喷管。在高马赫数条件下，喉道尺寸小，表面高热流引起的热变形使喉道尺寸不稳定，边界层分布也非常不均匀，都会影响气流均匀性。所以，后期大多数高超声速风洞安装了锥形或型面轴对称喷管。锥形喷管加工容易,但产生锥型流场,所以后来逐渐被型面喷管代替。在马赫数大于 7的情况下，对高温高压下工作的喷管喉道，一般用水冷却。

　　常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5～14,每米雷诺数的量级为3×106。为进一步提高实验马赫数和雷诺数，采用凝结温度极低（4开）的氦气作实验气体，在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫数可达到42。

　　世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的。这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10，实验段尺寸为1米×1米。德国战败，风洞未能完全建成。战后，美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞，少数为连续式，大多为暂冲式。

　　低密度风洞 　形成稀薄(低密度)气体流动的高超声速风洞。它为研制航天器提供高空飞行的气动环境，也是研究稀薄气体动力学的实验工具。低密度风洞主要进行滑移流态和过渡流态下的实验，主要模拟克努曾数、马赫数、物面平均温度和滞止温度（气体速度变成零时的温度）之比（约为0.06～1）等参数,以及高温低压下的真实气体效应。低密度风洞的原理和结构同常规高超声速风洞相仿。同常规高超声速风洞相比，它有以下特点：稳定段压力和实验模型尺寸均较常规高超声速风洞成量级地减小；具有庞大的真空抽气系统和优良的风洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦尔管或小孔自由射流实验技术，以解决由于低雷诺数、高马赫数而引起的喷管边界层加厚问题，从而能在更大的克努曾数下获得供实验用的、足够尺寸的稀薄气流区域；在相同的马赫数下预防工作气体液化的加热要求较一般高超声速风洞为低。但在低密度风洞实验中，由于气流密度小，实验模型尺寸小，所以模型的气动力、热、压力等均甚微弱，测量技术难度大。电磁悬挂天平、电子束装置等非接触测量技术已用于有关测量。图8为低密度风洞示意图。

激波风洞 　利用激波压缩实验气体，再用定常膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。它由一个激波管和连接在它后面的喷管等风洞主要部件组成。在激波管和喷管之间用膜片（第二膜片）隔开，喷管后面被抽成真空。图9为反射型激波风洞原理示意图。激波风洞的工作过程是：风洞启动时主膜片先破开，引起驱动气体的膨胀，产生向上游传播的膨胀波，并在实验气体中产生激波。当此激波向下游运动达到喷管入口处时，第二膜片被冲开，因而经过激波压缩达到高温高压的实验气体即进入喷管膨胀加速，流入实验段供实验使用。当实验条件由于波系反射或实验气体流完而遭到破坏时，实验就结束。激波风洞的实验时间短，通常以毫秒计。激波风洞的名称是赫兹伯格于1951年提出的。它的发展与中、远程导弹和航天器的发展密切相关。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超声速飞行中出现的高温真实气体效应，激波风洞主要用于模拟高温条件。60年代中期以后，由于需要战略弹头在低空作机动飞行，它即转向于模拟高雷诺数，并于1971年首先实现了这种模拟的运行。早期的激波风洞采用直通型（入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管）运行，因而实验时间非常短（甚至短于1毫秒）,难以应用，因此又发展出反射型激波风洞。这种风洞有不同的运行方法，如适当选择运行条件,通常可取得5～25毫秒的实验时间。激波风洞实验已确立为一种标准的高超声速实验技术，并已成为高超声速气动力数据的主要来源。实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，此外还有电子密度测量等特殊项目。现有激波风洞运行的最高参数是:驱动压力约为3400大气压（1大气压等于101325帕）；可以模拟 6.7千米／秒的飞行速度；气流马赫数达24；雷诺数达108（当马赫数为8时）。

热冲风洞 　利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体，产生高超声速气流的风洞。基本结构如图10所示。运行前储能装置储存电能，弧室充入一定压力的气体，膜片下游各部位被抽吸到真空状态(一般不低于105帕)。运行时,储存的电能以千分之一毫秒到几十毫秒的时间在弧室内通过电弧放电释放，以加热和压缩气体;当弧室中压力升高到某个预定值时,膜片被冲破;气体经过喷管膨胀加速,在实验段中形成高超声速气流；然后通过扩压器排入真空箱内。与常规高超声速风洞和激波风洞不同，热冲风洞的实验气流是准定常流动(见非定常流动),实验时间约20～200毫秒；实验过程中弧室气体压力和温度取决于实验条件和时间，与高超声速风洞和激波风洞相比大约要低10～50％。所以要瞬时、同步地测量实验过程中实验段的气流参量和模型上的气动力特性，并采用一套专门的数据处理技术。热冲风洞的研制开始于20世纪50年代初，略后于激波风洞。原来是要利用火花放电得到一个高性能的激波管驱动段，后来就演变成热冲风洞。“热冲”这个词是R.W.佩里于1958年提出来的。

热冲风洞的一个技术关键是将材料烧损和气体污染减少到可接受的程度。采取的措施有：以氮气代替空气作为实验气体;减小暴露在热气体中的弧室绝缘面积;合理设计析出材料烧损生成微粒的电极和喉道挡板结构；适当选取引弧用的熔断丝；限制风洞在弧室气体温度低于4000开下运行等。热冲风洞的储能装置有电容和电感两种方式。前者常用于储存10兆焦耳以下的能量，后者多用于储存5～100兆焦耳的能量。还有一种方式是电网直接供电，其能量一般为10兆焦耳量级，不同的电能利用方式要求有相应的充电放电系统。热冲风洞的模拟范围一般可以达到：马赫数 8～22，每米雷诺数1×105～2×108。长达上百毫秒的实验时间，不仅使它一次运行能够完成模型的全部攻角的静态风洞实验，而且可以进行风洞的动态实验，测量动稳定性，以及采用空气作实验气体（温度一般在3000开以下）进行高超声速冲压发动机实验。

　　除上述风洞外，高超声速风洞还有氮气风洞、氦气风洞、炮风洞（轻活塞风洞）、长冲风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维格管风洞等。

　

产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置。风洞是空气动力学研究和试验中最广泛使用的工具。它的产生和发展是同航空航天科学的发展紧密相关的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律,以验证和发展有关理论,并直接为各种飞行器的研制服务，通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制,曾进行了约10000小时的风洞实验，而80年代第一架航天飞机的研制则进行了约100000小时的风洞实验。

　　设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流需要有不同的流速和不同的密度，甚至不同的温度，才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。风洞中的气流速度一般用实验气流的马赫数(M数)来衡量。风洞一般根据流速的范围分类：M＜0.3的风洞称为低速风洞,这时气流中的空气密度几乎无变化；在 0.3＜M＜0.8 范围内的风洞称为亚音速风洞，这时气流的密度在流动中已有所变化； 0.8＜M＜1.2 范围内的风洞称为跨音速风洞；1.2＜M＜5范围内的风洞称为超音速风洞;M≥5的风洞称为高超音速风洞。风洞也可按用途、结构型式、实验时间等分类。

　　低速风洞 　直流式闭口实验段低速风洞（图1 ）是典型的低速风洞。在这种风洞中，风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀，然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验，以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞，第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒，第二实验段尺寸为8×6×25米3，最大风速为100米/秒。

回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接，形成封闭回路。气流在风洞中循环回流，既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以采用别的特殊气体或流体来代替空气，用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞，用水代替空气的称为水洞（见水槽和水洞）。

亚音速、跨音速、超音速风洞 　暂冲下吹式三音速风洞(图2 )是这种风洞的代表。这种风洞左端最上游为一压缩空气贮气罐，其中压强一般在 8个大气压以上。当隔断贮气罐与风洞的快速阀被打开时，压缩空气即经快速阀和调压阀而流入稳定段。调压阀能跟随贮气罐内的压力下降而自动地逐渐开大，使稳定段保持恒定的压强（以超音速实验来说，这类风洞一般能保持恒定压强约数十秒时间）。稳定段中的恒压气流经拉瓦尔喷管加速而达到超音速状态，以一定的马赫数(M＞1)进入实验段,以供超音速飞行器模型实验之用。气流流过实验段后，再由超音速扩压段和亚音速扩压段降速升压，并排放到外界大气中去。为了降低排气噪声,在排气口处设有消音塔。在进行跨音速实验时,由于模型上产生局部激波，风洞实验段的壁面必须做成多孔或开槽壁，以保证实验段气流的均匀性和消除壁面上的反射激波。中国建成的具有柔壁喷管的三音速风洞实验段尺寸为1.2×1.2米2,跨音速时采用部分排气在回流道内循环的下吹－引射工作方式，超音速时为下吹工作方式。

高超音速风洞 　如要在风洞中获得更高 M数的气流(例如M≥5),一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差,从而产生M≥5的高超音速气流。不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。暂冲式常规高超音速风洞（图3 ）较为典型，它很像常规的超音速风洞。其他型式的风洞有激波风洞、炮风洞、热冲风洞、长冲风洞、气体活塞式风洞、电弧风洞等（见超高速实验设备）。中国气动力研究和发展中心的高压－引射驱动的暂冲式常规高超音速风洞实验段直径为 0.5米。这个中心还建成一座实验段直径为2米的激波风洞。

　　专用风洞 　为了满足各种特殊实验的需要，还可采用各种专用风洞，冰风洞供研究飞机穿过云雾飞行时飞机表面局部结冰现象。尾旋风洞供研究飞机尾旋飞行特性之用。这种风洞的实验段垂直放置，气流上吹呈碟形速度分布，而且风速可以迅速改变，能托住尾旋模型使其不致下坠。

　　风洞是飞行器研制中必不可少的设备，风洞的规模和完善往往反映航空航天科学技术的发展水平。全世界的风洞总数已达千余座，最大的低速风洞是美国国家航空航天局艾姆斯中心的国家全尺寸设备(NFSF)，实验段尺寸为24.4×36.6米2,足以实验一架完整的真飞机；雷诺数最高的大型跨音速风洞是美国兰利中心的国家跨音速设备(NTF)，它是一座实验段尺寸为2.5×2.5米2的低温风洞，采用了喷注液氮的技术，用以降低实验气体温度，从而使风洞实验的雷诺数达到或接近飞行器的实际飞行值。现代最大的高马赫数、高雷诺数气体活塞式风洞还配有先进的测量显示仪器和数据采集处理系统。风洞的发展趋势是进一步增加风洞的模拟能力和提高流场品质，消除跨音速下的洞壁干扰，发展自修正风洞。计算机在风洞中的广泛使用和计算空气动力学的发展将大大提高风洞的实验能力。（见彩图）

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我就知道二战时候德军已经掌握风洞技术了

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KKBCT好久没上来，一来就搞个技术帖！好好好！

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