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1、中国绵阳亚洲最大的航空风洞群探秘 世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。美国的莱特兄弟于1901年建造了风速12米秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。到目前为止，我国已建成配套齐全功能完备的各类风洞140余座，在风洞试验、数值计算、模型飞行试验等领域取得长足进步，空气动力学设备、技术和人才均跨入国际先进行列。 在我国四川西北的群山深处，有一个总体规模居世界第三、亚洲第一的风洞群。我国自行研制的各种航空航天飞行器，都要在这里进行空气动力试验。中国空气动力研究与发展中心自主设计、建设了亚洲规模最大、功能最完备的风洞群，其中2.4米跨声速风洞等8座为世界
2、领先量级，可开展从低速到24倍声速，从水下、地面到94公里高空范围的气动试验研究。此外，这个中心还具有每秒14万亿次运算能力的计算机系统及各类飞行器彷真计算的应用软件体系；具备飞机和飞艇带飞、火箭助推的模型飞行试验和飞行力学研究能力，在无人飞行器的研制方面也取得重要成果。目前，我国已经开展了47万余次风洞试验，成功解决了包括神舟载人飞船返回舱、逃逸飞行器的气动力和气动热等大量关键技术，以及其他航空航天飞行器和武器装备的关键气动问题。我国航空、航天、航海几乎所有的飞船、飞机、火箭等都首先在风洞进行试验才设计定型。 当时因为工作关系，我几乎见过中国所有的顶级风洞，包括大山里的那些风洞，以及中科院的
3、一些特殊的风洞。现在就挑一些有趣的风洞，大家可能没有听说过的，讲一讲：当时我去参观山里的一个风洞，这是个不一般的风洞，叫做高温电弧风洞，是用来模拟火箭飞行或高超声速飞行器飞行的。风洞本身并不大，这类模拟极端条件的风洞都不大（大的风洞都是低速风洞，我见过的最大的可以放进去两辆汽车），但是奇怪的是哪个实验室的墙上的结构钢梁很奇怪，极其粗大，就这麽个一层楼的房子，好像没有必要。结果一介绍，原来那是输电“线”！高温电弧风洞要用电力来产生电弧，这些电线要传输上千乃至上万安培的电流，注意不是上万伏特，而是安培！要知道一般情况下，一安培就是不得了的电流了，那麽推荐精选这几千上万安培的电流，通常意义上的“电线
4、”根本承受不住，所以要用到这些很粗的钢梁来做输电“线”。这高温电弧风洞可是个很了不得的东西，世界上没有几家有。给我们介绍的高工说，当时欧洲有个搞阿利亚娜火箭研究的代表团来交流，听说我们有这个东东，非要看一看，因为他们不相信我们能搞出这麽个东西来。结果我们给他们看了，时间久远，那些个数据的量级我记不清了，反正是我们给他们看的那个风洞，好像是某个瞬时功率六百千瓦的，他们（欧洲代表团）极度震惊，因为我们不但有，而且功率比他们还高！高工说欧洲人之前说到他们的那个风洞的瞬时功率是四百千瓦，好像还挺得意的。这听起来挺让人高兴佩服的。可是事情没完，高工指着另外一间实验室里的风洞说，其实我们当时把这台风洞给遮
5、住了，没给他们看，怕他们多问。你知道这台风洞的瞬时功率是多少麽？五万千瓦！比欧洲人知道的足足高了两个数量级！没办法呀，欧洲就是发个通信卫星什麽的，我们还要搞可以回收的卫星，还有要再入大气层后打到地上的洲际弹道导弹，那都是极度高温高速的飞行，没有这些个风洞，能行吗！有人老是说什麽造火箭没有飞机难，呵呵，不懂就不要瞎说，这下明白了吧。 还有某河友说到的用高速摄影机来记录的超声速风洞。这个我要澄清一下，明白超声速风洞的原理，要知道一些空气动力学的知识。超声速风洞不是在压缩段实现超声速的，反而是在扩散段，呵呵，去找本空气动力学的书看看吧。用高速摄影机的那种风洞，其实不能叫风洞了，它实际上是一个大炮，用
6、氢气把模型从一头打到另一头，这种风洞不是用来研究飞机的气动原理的，而是用来搞弹道导弹的。在高超声速风洞中，还有一种风洞叫做激波风洞，当然，普通低超声速飞行也有激波问题，但是和高超声速飞行的激波问题不同，因为高超声速飞行中产生的激波中空气发生电离化，更加复杂。在用于飞机的气动研究的风洞中，还有一种比较难搞的风洞叫做跨音速风洞，研究的是飞机从亚音速过渡到超音速的气动原理，这个水平很高，我当时见到的高工们都很自豪。呵呵，十几年过去了，不知那些中国的气动人都怎麽样了。推荐精选风洞介绍 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
7、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推荐精选270kmh。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。 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；为空气密度；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36。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
8、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.
9、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。推荐精选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18691871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4056.3千米小时。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
10、L.普朗特设计的回流式风洞推荐精选,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。高速风洞实验段内气流马赫数为0.44
11、.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0.40.7。结构形式和工作原理同低速风洞相彷，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0.51.3。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
12、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推荐精选,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
13、马赫数为1.54.5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
14、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
15、诺数通常小于1109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4109）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推荐精选,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。 如要在风洞中获得更高 M数的气流(例如M5),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M5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
