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| 接收风洞试验 |
概述编辑本段回目录
风洞介绍 风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km／h。建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗 资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。
兰州大学建成多功能环境风洞
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。
原理 用途 编辑本段回目录
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| 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。
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。
种类编辑本段回目录
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 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）。
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。
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。
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。
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）
驱动系统编辑本段回目录
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| 多功能环境风洞实验室 |
参考书目 编辑本段回目录
博普和戈因著,邓振瀛和李廷林译:《高速风洞试验》，科学出版社，北京，1980。(A.Pope & K.L.Goin,High-Speed Wind Tunnel Testing,John Wiley & Sons，New York,1965.)
配图编辑本段回目录
