風洞

　　風洞是能人工產生和控制氣流，以類比飛行器或物體周圍氣體的流動，並可量度氣流對物體的作用以及觀察物理現象的一種管道狀實驗設備，它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的工具。風洞實驗是飛行器研製工作中的一個不可缺少的組成部分。它不僅在航空和航太工程的研究和發展中起著重要作用，隨著工業空氣動力學的發展，在交通運輸、房屋建築、風能利用和環境保護等部門中也得到越來越廣泛的應用。用風洞作實驗的依據是運動的相對性原理。實驗時，常將模型或實物固定在風洞內，使氣體流過模型。這種種方法，流動條件容易控制，可重復地、經濟地取得實驗數據。為使實驗結果準確，實驗時的流動必須與實際流動狀態相似，即必須滿足相似律的要求。但由於風洞尺寸和動力的限制，在一個風洞中同時模擬所有的相似參數是很困難的，通常是按所要研究的課題，選擇一些影響最大的參數進行模擬。此外，風洞實驗段的流場品質，如氣流速度分佈均勻度、平均氣流方向偏離風洞軸線的大小、沿風洞軸線方向的壓力梯度、截面溫度分佈的均勻度、氣流的湍流度和噪聲級等必須符合一定的標準，並定期進行檢查測定。

　　　 風 洞 的 組 成

　　風洞主要由洞體、驅動系統和測量控制系統組成，各部分的形式因風洞類型而異。

　　洞體　它有一個能對模型進行必要測量和觀察的實驗段。實驗段上遊有提高氣流勻直度、降低湍流度的穩定段和使氣流加速到所需流速的收縮段或噴管。實驗段下遊有降低流速、減少能量損失的擴壓段和將氣流引向風洞外的排出段或導回到風洞入口的回流段。有時為瞭降低風洞內外的噪聲，在穩定段和排氣口等處裝有消聲器。

　　驅動系統　它有兩類，一類是由可控電機組和由它帶動的風扇或軸流式壓縮機組成。風扇旋轉或壓縮機轉子轉動使氣流壓力增高來維持管道內穩定的流動。改變風扇的轉速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調節氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控矽整流設備供電。它的運轉時間長，運轉費用較低，多在低速風洞中使用。使用這類驅動系統的風洞稱連續式風洞，但隨著氣流速度增高所需的驅動功率急劇加大，例如產生跨聲速氣流每平方米實驗段面積所需功率約為4000千瓦，產生超聲速氣流則約為16000～40000千瓦。另一類是用小功率的壓氣機事先將空氣增壓貯存在貯氣罐中，或用真空泵把與風洞出口管道相連的真空罐抽真空，實驗時快速開啟閥門，使高壓空氣直接或通過引射器進入洞體或由真空罐將空氣吸入洞體，因而有吹氣、引射、吸氣以及它們相互組合的各種形式。使用這種驅動系統的風洞稱為暫沖式風洞。暫沖式風洞建造周期短，投資少，一般雷諾數較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用於跨聲速、超聲速和高超聲速風洞。對於實驗時間小於1秒的脈沖風洞還可通過電弧加熱器或激波來提高實驗氣體的溫度，這樣能量消耗少，模擬參數高。

　　測量控制系統　其作用是按預定的實驗程序，控制各種閥門、活動部件、模型狀態和儀器儀表，並通過天平、壓力和溫度等傳感器，測量氣流參量、模型狀態和有關的物理量。隨著電子技術和計算機的發展，20世紀40年代後期開始，風洞測控系統，由早期利用簡陋儀器，通過手動和人工記錄，發展到采用電子液壓的控制系統、實時采集和處理的數據系統。

風 洞 的 種 類

　　風洞種類繁多，有不同的分類方法。按實驗段氣流速度大小來區分，可以分為低速、高速和高超聲速風洞。

　　低速風洞　實驗段氣流速度在130米／秒以下(馬赫數

≤0.4)的風洞。世界上第一座風洞是F.H.韋納姆於1869～1871年在英國建造的。它是一個兩端開口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，長3.05米。美國的O.萊特和W.萊特兄弟在他們成功地進行世界上第一次動力飛行之前，於1900年建造瞭一個風洞，截面40.6厘米×40.6厘米，長1.8米，氣流速度為40～56.3千米／小時。以後，許多國傢相繼建造瞭不少較大尺寸的低速風洞。基本上有兩種形式，一種是法國人A.-G.埃菲爾設計的直流式風洞；另一種是德國人 L.普朗特設計的回流式風洞，圖1是這兩種風洞結構示意圖。現在世界上最大的低速風洞是美國國傢航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風洞。這個風洞建成後又增加瞭一個24.4米×36.6米的新實驗段，風扇電機功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。

　　低速風洞實驗段有開口(見圖1實驗段)和閉口兩種形式，截面形狀有矩形、圓形、八角形和橢圓形等，長度視風洞類別和實驗對象而定。60年代以來，還發展出雙實驗段風洞，甚至三實驗段風洞。圖2為中國氣動力研究與發展中心的8米(寬)×6米(高)、16米(寬)×12米(高)閉口串列雙實驗段開路式風洞示意圖。

　　在低速風洞中，常用能量比E_r衡量風洞運行的經濟性。

式中 v ₀和 A ₀分別為實驗段氣流速度和截面積； ρ為空氣密度； η和 N分別為驅動裝置系統效率和電機的輸入功率。對於閉口實驗段風洞 E _r為3～6。 雷諾數 Re是低速風洞實驗的主要模擬參數，但由於實驗對象和項目不同，有時尚需模擬另一些參數，在重力起作用的一些場合下（如尾旋、投放和動力模型實驗等）還需模擬 弗勞德數 Fr，在直升機實驗中尚需模擬飛行馬赫數和旋翼翼尖馬赫數等。

　　低速風洞的種類很多，除一般風洞外，有專門研究飛機防冰和除冰的冰風洞，研究飛機螺旋形成和改出方法的立式風洞，研究接近飛行條件下真實飛機氣動力性能的全尺寸風洞，研究垂直短距起落飛機(V/STOL)和直升機氣動特性的V/STOL風洞，還有高雷諾數增壓風洞等。為瞭研究發動機外部噪聲，進行動態模型實驗，一些風洞作瞭改建以適應聲學實驗和動態實驗要求。為瞭開展工業空氣動力學研究，除瞭對航空風洞進行改造和增加輔助設備外，各國還建造瞭一批專用風洞，如模擬大氣流動的速度剖面、湍流結構和溫度層結的長實驗段和最小風速約為0.2米/秒的大氣邊界層風洞，研究全尺寸汽車性能、模擬氣候條件的汽車風洞，研究沙粒運動影響的沙風洞等。

　　高速風洞　實驗段內氣流馬赫數為0.4～4.5的風洞。按馬赫數范圍劃分，高速風洞可分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。

　　亞聲速風洞　風洞的馬赫數為0.4～0.7。結構形式和工作原理同低速風洞相仿，隻是運轉所需的功率比低速風洞大一些。

　　跨聲速風洞　風洞的馬赫數為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後，即使再增大驅動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗隻能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產生的跨聲速區進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。後來研究發現，實驗段采用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實驗段內的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產生低超聲速流動。這種有透氣壁的實驗段還能減小洞壁幹擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產生的激波，在實壁上反射為激波，而在自由邊界上反射為膨脹波，若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。為瞭在各種實驗情況下有效地減弱反射波，發展出可變開閉比（開孔或開縫占實驗段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分佈的透氣壁。第一座跨聲速風洞是美國航空咨詢委員會(NACA)在1947年建成的。它是一座開閉比為12.5％、實驗段直徑為308.4毫米的開縫壁風洞。此後跨聲速風洞發展很快，到50年代就已建設瞭一大批實驗段口徑大於1米的模型實驗風洞。

　　超聲速風洞　洞內氣流馬赫數為1.5～4.5的風洞。風洞中氣流在進入實驗段前經過一個拉瓦爾管而達到超聲速。隻要噴管前後壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度隻取決於實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。通常采用由兩個平面側壁和兩個型面組成的二維噴管。噴管的構造型式有多種，例如：兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連接的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連接而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調節的柔壁噴管（圖3）。實驗段下遊的超聲速擴壓器由收縮段、第二喉道和擴散段組成(圖4)，通過喉道面積變化使超聲速流動經過較弱的激波系變為亞聲速流動，以減小流動的總壓損失。第一座超聲速風洞是普朗特於1905年在德國格丁根建造的，實驗馬赫數可達到1.5。1920年A.佈澤曼改進瞭噴管設計，得到瞭均勻超聲速流場。1945年德國已擁有實驗段直徑約1米的超聲速風洞。50年代，世界上出現瞭一批供飛行器模型實驗的超聲速風洞，其中最大的是美國的4.88米×4.88米的超聲速風洞。

一座0.3米×0.3米風洞的柔壁噴管（中國氣動力研究與發展中心）

　　現在建設的許多風洞，往往突破瞭上述亞聲速、跨聲速和超聲速單一速度的范圍，可以在一個風洞內進行亞聲速、跨聲速和超聲速實驗。這種風洞稱為三聲速風洞。中國氣動力研究與發展中心的1.2米×1.2米跨聲速、超聲速風洞（圖5）是一座三聲速風洞。

　　60年代以來，提高風洞的雷諾數受到普遍重視。跨聲速風洞的模型實驗雷諾數通常小於1×10⁹，大型飛行器研制需要建造雷諾數更高（例如大於4×10⁹）的跨聲速風洞，因而出現瞭增高駐點壓力的路德維格管風洞，用噴註液氮降低實驗氣體溫度、提高雷諾數的低溫風洞等新型風洞。低溫風洞具有獨立改變馬赫數、雷諾數和動壓的能力，因此發展很快。

　　高超聲速風洞　馬赫數大於5的超聲速風洞。主要用於導彈、人造衛星、航天飛機的模型實驗。實驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風洞主要有常規高超聲速風洞、低密度風洞、激波風洞、熱沖風洞等形式。

　　常規高超聲速風洞　它是在超聲速風洞的基礎上發展起來的。圖6為高超聲速風洞示意圖。圖7為一座實驗段直徑為0.5米的暫沖式高超聲速風洞照片。

圖7　暫沖式高超聲速風洞（中國氣動力研究與發展中心）

　　常規高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在於前者須給氣體加熱。因為在給定的穩定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數增加而降低，以致實驗段氣流會出現液化。實際上，由於氣流膨脹過程很快，在某些實驗條件下，存在不同程度的過飽和度。所以，實際使用的穩定段溫度可比根據空氣飽和曲線得到的溫度低。根據不同的穩定段溫度，對實驗氣體采用不同的加熱方法。在通常情況下，氣體燃燒加熱器加熱溫度可達750開；鎳鉻電阻加熱器可達1000開；鐵鉻鋁電阻加熱器可達1450開；氧化鋁卵石床加熱器可達1670開；氧化鋯卵石床加熱器可達2500開；以高純度氮氣為實驗氣體的鎢電阻加熱器可達2200開；石墨電阻加熱器可達2800開。早期常規高超聲速風洞常采用二維噴管。在高馬赫數條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩定， 邊界層分佈也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，後期大多數高超聲速風洞安裝瞭錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易，但產生錐型流場，所以後來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大於7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。

　　常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表征。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14，每米雷諾數的量級為3×10⁶。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾數，采用凝結溫度極低（4開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數可達到25；加熱到1000開時馬赫數可達到42。

　　世界上第一座常規高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰時建造的。這是一座暫沖式風洞。馬赫數上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰敗，風洞未能完全建成。戰後，美國建造瞭多座尺寸在0.45米以上的常規高超聲速風洞，少數為連續式，大多為暫沖式。

　　低密度風洞　形成稀薄(低密度)氣體流動的高超聲速風洞。它為研制航天器提供高空飛行的氣動環境，也是研究稀薄氣體動力學的實驗工具。低密度風洞主要進行滑移流態和過渡流態下的實驗，主要模擬克努曾數、馬赫數、物面平均溫度和滯止溫度（氣體速度變成零時的溫度）之比（約為0.06～1）等參數，以及高溫低壓下的真實氣體效應。低密度風洞的原理和結構同常規高超聲速風洞相仿。同常規高超聲速風洞相比，它有以下特點：穩定段壓力和實驗模型尺寸均較常規高超聲速風洞成量級地減小；具有龐大的真空抽氣系統和優良的風洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦爾管或小孔自由射流實驗技術，以解決由於低雷諾數、高馬赫數而引起的噴管邊界層加厚問題，從而能在更大的克努曾數下獲得供實驗用的、足夠尺寸的稀薄氣流區域；在相同的馬赫數下預防工作氣體液化的加熱要求較一般高超聲速風洞為低。但在低密度風洞實驗中，由於氣流密度小，實驗模型尺寸小，所以模型的氣動力、熱、壓力等均甚微弱，測量技術難度大。電磁懸掛天平、電子束裝置等非接觸測量技術已用於有關測量。圖8為低密度風洞示意圖。

　　激波風洞　利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產生高超聲速實驗氣流的風洞。它由一個激波管和連接在它後面的噴管等風洞主要部件組成。在激波管和噴管之間用膜片（第二膜片）隔開，噴管後面被抽成真空。圖9為反射型激波風洞原理示意圖。激波風洞的工作過程是：風洞啟動時主膜片先破開，引起驅動氣體的膨脹，產生向上遊傳播的膨脹波，並在實驗氣體中產生激波。當此激波向下遊運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，因而經過激波壓縮達到高溫高壓的實驗氣體即進入噴管膨脹加速，流入實驗段供實驗使用。當實驗條件由於波系反射或實驗氣體流完而遭到破壞時，實驗就結束。激波風洞的實驗時間短，通常以毫秒計。激波風洞的名稱是赫茲伯格於1951年提出的。它的發展與中、遠程導彈和航天器的發展密切相關。50年代初至60年代中期，由於急需研究高超聲速飛行中出現的高溫真實氣體效應，激波風洞主要用於模擬高溫條件。60年代中期以後，由於需要戰略彈頭在低空作機動飛行，它即轉向於模擬高雷諾數，並於1971年首先實現瞭這種模擬的運行。早期的激波風洞采用直通型（入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運行，因而實驗時間非常短（甚至短於1毫秒），難以應用，因此又發展出反射型激波風洞。這種風洞有不同的運行方法，如適當選擇運行條件，通常可取得5～25毫秒的實驗時間。激波風洞實驗已確立為一種標準的高超聲速實驗技術，並已成為高超聲速氣動力數據的主要來源。實驗項目通常是傳熱、壓力、氣動力測量和流場顯示，此外還有電子密度測量等特殊項目。現有激波風洞運行的最高參數是：驅動壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等於101325帕）；可以模擬6.7千米／秒的飛行速度；氣流馬赫數達24；雷諾數達10⁸（當馬赫數為8時）。

　　熱沖風洞　利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產生高超聲速氣流的風洞。基本結構如圖10所示。運行前儲能裝置儲存電能，弧室充入一定壓力的氣體，膜片下遊各部位被抽吸到真空狀態(一般不低於10⁵帕)。運行時，儲存的電能以千分之一毫秒到幾十毫秒的時間在弧室內通過電弧放電釋放，以加熱和壓縮氣體；當弧室中壓力升高到某個預定值時，膜片被沖破；氣體經過噴管膨脹加速，在實驗段中形成高超聲速氣流；然後通過擴壓器排入真空箱內。與常規高超聲速風洞和激波風洞不同，熱沖風洞的實驗氣流是準定常流動(見非定常流動)，實驗時間約20～200毫秒；實驗過程中弧室氣體壓力和溫度取決於實驗條件和時間，與高超聲速風洞和激波風洞相比大約要低10～50％。所以要瞬時、同步地測量實驗過程中實驗段的氣流參量和模型上的氣動力特性，並采用一套專門的數據處理技術。熱沖風洞的研制開始於20世紀50年代初，略後於激波風洞。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅動段，後來就演變成熱沖風洞。“熱沖”這個詞是R.W.佩裡於1958年提出來的。

　　熱沖風洞的一個技術關鍵是將材料燒損和氣體污染減少到可接受的程度。采取的措施有：以氮氣代替空氣作為實驗氣體；減小暴露在熱氣體中的弧室絕緣面積；合理設計析出材料燒損生成微粒的電極和喉道擋板結構；適當選取引弧用的熔斷絲；限制風洞在弧室氣體溫度低於4000開下運行等。熱沖風洞的儲能裝置有電容和電感兩種方式。前者常用於儲存10兆焦耳以下的能量，後者多用於儲存5～100兆焦耳的能量。還有一種方式是電網直接供電，其能量一般為10兆焦耳量級，不同的電能利用方式要求有相應的充電放電系統。熱沖風洞的模擬范圍一般可以達到：馬赫數8～22，每米雷諾數1×10⁵～2×10⁸。長達上百毫秒的實驗時間，不僅使它一次運行能夠完成模型的全部攻角的靜態風洞實驗，而且可以進行風洞的動態實驗，測量動穩定性，以及采用空氣作實驗氣體（溫度一般在3000開以下）進行高超聲速沖壓發動機實驗。

　　除上述風洞外，高超聲速風洞還有氮氣風洞、氦氣風洞、炮風洞（輕活塞風洞）、長沖風洞(重活塞風洞)、氣體活塞風洞、膨脹風洞和高超聲速路德維格管風洞等。

　　

參考書目

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　艾倫·波普等著，彭錫銘等譯：《低速風洞試驗》，國防工業出版社，北京，1977。(A.Pope and J.J.Harper，Low Speed Wind Tunnel Testing，John Wiley &Sons，New York，1966.)

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　盧卡西維茨著，董興德譯：《高超音速實驗方法》，國防工業出版社，北京，1980。(J.Lukasiewicz，Experimental Methodsof Hypersonic，Marcel Dekker，New York，1973.)