翼型風(fēng)洞翼型風(fēng)洞側(cè)壁干擾的數(shù)值模擬

翼型模型風(fēng)洞試驗的側(cè)壁干擾嚴重影響試驗結(jié)果的可靠性。一些簡化的修正方法和風(fēng)洞側(cè)壁抽吸對試驗數(shù)據(jù)準(zhǔn)度有一定的改善，但無法完全消除側(cè)壁干擾和風(fēng)洞內(nèi)結(jié)合區(qū)拐角流動對試驗結(jié)果的影響。近幾年來，國內(nèi)外很多學(xué)者開展了用三維Navier-Stokes方程計算風(fēng)洞側(cè)壁干擾的研究。焦予秦采用Jameson等發(fā)展的中心有限體積、多步Range-Kutta時間步長格式求解三維Navier-Stokes方程，計算安置在兩風(fēng)洞側(cè)壁間的翼型模型繞流流動，對風(fēng)洞側(cè)壁干擾及其影響因素進行研究，為翼型風(fēng)洞側(cè)壁干擾分析提供了一個有力的工具。

研究可以得到如下結(jié)論：

（1）計算了安裝在跨聲速翼型風(fēng)洞中的翼型模型外的流動，并對影響翼型風(fēng)洞側(cè)壁干擾的各種因素進行了研究。計算中采用二維和三維Navier-Stokes方程數(shù)值計算方法。計算結(jié)果反映了由于側(cè)壁干擾而產(chǎn)生的二維風(fēng)洞流動的三維性，在翼型與側(cè)壁結(jié)合部出現(xiàn)通常在翼身組合體中可見的分離。這些證明用數(shù)值方法研究翼型風(fēng)洞側(cè)壁干擾的可行性。

（2）研究表明，增大模型的展弦比、減薄風(fēng)洞側(cè)壁邊界層厚度以及采用風(fēng)洞側(cè)壁邊界層抽吸均能夠減小風(fēng)洞側(cè)壁干擾，改善風(fēng)洞內(nèi)流動的展向均勻性。

（3）計算結(jié)果與實驗結(jié)果相比仍有偏差，為了對其原因進行分析，建議進行進一步的數(shù)值模擬，這包括對風(fēng)洞四壁干擾進行綜合模擬和尋求更好的適合這種復(fù)雜流動的湍流模型。

風(fēng)洞試驗是確定飛行器氣動參數(shù)的重要途徑，然而，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)因為各種原因存在一定的不確定性，人們圍繞提高風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的精度和準(zhǔn)度進行了不懈的努力。為了更客觀地使用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，國外首先引入了不確定性分析方法。在不確定性分析過程中，最重要的技術(shù)環(huán)節(jié)就是獲得相應(yīng)的敏感性導(dǎo)數(shù)，對于導(dǎo)數(shù)的求取方法，最直接的方式就是利用差分法獲取，隨著計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)技術(shù)的發(fā)展和成熟，利用CFD工具計算這些敏感性導(dǎo)數(shù)，理論上是可以實現(xiàn)的，但是，對于眾多的敏感性導(dǎo)數(shù)，如果采用簡單的差分算法意味著巨大的計算量以及過于繁雜的人工操作。此外，CFD軟件計算的結(jié)果還受到網(wǎng)格數(shù)量、收斂精度等因素的影響，而且差分算法中步長的選取也對敏感性導(dǎo)數(shù)值產(chǎn)生影響。為了更有效地獲得敏感性導(dǎo)數(shù)，國外引入自動微分方法，這種方法直接伴隨CFD求解空氣動力學(xué)基本方程的實際過程，敏感性導(dǎo)數(shù)的計算也是數(shù)學(xué)意義上嚴格的微分概念，更有意義的是，只要開發(fā)出的計算程序設(shè)計合適，可以在一次性計算中同時獲得大量的敏感性導(dǎo)數(shù)，而且敏感性導(dǎo)數(shù)的收斂精度與流場的收斂精度達到相同的量級，因此，敏感性導(dǎo)數(shù)的計算精度可以得到充分保證。同時，相對于同樣具有高精度，但計算量過大的復(fù)步長微分方法和難以推廣到復(fù)雜問題的符號微分方法，自動微分對具體問題的適應(yīng)性和可行性最好。國內(nèi)對自動微分的研究應(yīng)用始于21世紀(jì)初，在氣動優(yōu)化領(lǐng)域己取得一些進展，對風(fēng)洞試驗不確定性分析的研究和成果主要圍繞試驗誤差分析和不確定度合成方法，并且主要應(yīng)用在積分型氣動力系數(shù)不確定度的計算上，對于來流狀態(tài)本身的隨機不確定性對模型各部分氣動性能影響程度的差異以及模型各部分對來流不確定性的承受能力的差異則考慮不多。

徐林程以跨聲速翼型為對象，應(yīng)用自動微分軟件Tapenade對課題組開發(fā)的CFD程序進行改造，對典型超臨界翼型的亞聲速和跨聲速敏感性導(dǎo)數(shù)進行計算，給出了壓力系數(shù)分布對來流條件的不確定性分析。這項工作對于認識和指導(dǎo)風(fēng)洞試驗研究有一定的實用價值。

實驗?zāi)Ｐ陀山卿摴羌芎筒Ａт撁善そM成。翼型內(nèi)部設(shè)計有一空腔，空腔是由角鋼焊接成的框架，截面尺寸約為50 cm x 12 cm?？涨粌?nèi)間隔一定距離焊接加強肋，以增加模型的強度和剛度。加強肋固定于中間的d103 mm鋼管上，此鋼管也作為模型的轉(zhuǎn)軸，其中心位于模型25%弦長處，并從模型上、下端伸出。翼型弦長為0. 800 m，展長為2. 970 m最大厚度為21%翼型剖面如圖1。模型中間位置處布置有兩排測壓點，模型頂端偏下約20 cm處布置一測壓剖面，整個翼型共有3個剖面的測壓孔，每測壓剖面上下翼面共有96個測壓點，整個模型共有288個測壓點。每個相對坐標(biāo)X處，翼型上下表面都布置有測壓點。

模型豎直安裝在風(fēng)洞上下轉(zhuǎn)盤中心位置。安裝時，模型下端通過下連接板與風(fēng)洞下轉(zhuǎn)盤螺栓連接固定，模型上端為活動連接，其上端轉(zhuǎn)軸通過上連接件的軸套固定，使模型可以上下移動和轉(zhuǎn)動，通過風(fēng)洞下轉(zhuǎn)盤旋轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)模型迎角的控制。

模型下游約0. 7倍弦長、高度1245 mm處水平安裝由39根探頭組成的總壓排管，總壓排管安裝在跨度1.8m的兩個支撐座上，并通過支桿同下洞壁相連?？倝号殴苌狭砀接?個靜壓測量探頭，用于測量尾流處的參考靜壓。風(fēng)洞實驗段前方安裝一風(fēng)速管，用于測量參考總、靜壓。模型在風(fēng)洞中的實驗照片如圖2。

在二維翼型實驗中，風(fēng)洞側(cè)壁邊界層的存在對翼型繞流情況會產(chǎn)生不利的影響。主要表現(xiàn)在隨著迎角增大，出現(xiàn)模型和側(cè)壁相交處的邊界層分離區(qū)會沿展向約以45度角向模型中間擴展，影響翼型的繞流特性。為減少側(cè)壁邊界層的影響，國內(nèi)外翼型風(fēng)洞曾采用了許多控制方法。風(fēng)洞側(cè)壁邊界層吹除法以對吹除位置不敏感的特點，作為常規(guī)翼型實驗，結(jié)合實驗室已有的高壓儲氣設(shè)備，NF-3風(fēng)洞采用該方法對側(cè)壁附面層進行控制。

附面層吹氣法的基本原理是在模型區(qū)布置吹氣縫，通過給模型區(qū)主氣流中增加切向的、可調(diào)節(jié)壓力的均勻氣流，使流經(jīng)風(fēng)洞沿程所形成的較厚邊界層得到減薄，從而提高翼型實驗，尤其是帶有增升裝置的多段翼型實驗的準(zhǔn)確性。

解亞軍介紹了NF-3風(fēng)洞二元實驗段側(cè)壁邊界層吹除控制系統(tǒng)及實驗方法，以GAW-1翼型為例，給出了不同吹氣系數(shù)對風(fēng)洞邊界層的控制效果，研究了附面層吹除法對單段翼型和多段翼型實驗結(jié)果的影響規(guī)律。結(jié)果表明，該控制系統(tǒng)能有效地改善翼型表面的流動特性。 2100433B

風(fēng)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(qū)分，可以分為低速、高速和高超聲速風(fēng)洞。

風(fēng)洞低速風(fēng)洞

許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風(fēng)洞?；旧嫌袃煞N形式，一種是法國人A.-G.埃菲爾設(shè)計的直流式風(fēng)洞；另一種是德國人L.普朗特設(shè)計的回流式風(fēng)洞，圖1是這兩種風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖?，F(xiàn)在世界上最大的低速風(fēng)洞是美國國家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風(fēng)洞。這個風(fēng)洞建成后又增加了一個24.4米× 36.6米的新實驗段，風(fēng)扇電機功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。

低速風(fēng)洞實驗段有開口和閉口兩種形式，截面形狀有矩形、圓形、八角形和橢圓形等，長度視風(fēng)洞類別和實驗對象而定。60年代以來，還發(fā)展出雙實驗段風(fēng)洞，甚至三實驗段風(fēng)洞。

風(fēng)洞就是用來產(chǎn)生人造氣流(人造風(fēng))的管道。在這種管道中能造成一段氣流均勻流動的區(qū)域，汽車風(fēng)洞試驗就在這段風(fēng)洞中進行。

在低速風(fēng)洞中，常用能量比Er衡量風(fēng)洞運行的經(jīng)濟性。式中v0和A0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(qū)動裝置系統(tǒng)效率和電機的輸入功率。對于閉口實驗段風(fēng)洞Er為3～6。雷諾數(shù)Re是低速風(fēng)洞實驗的主要模擬參數(shù)，但由于實驗對象和項目不同，有時尚需模擬另一些參數(shù)，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(shù)Fr，在直升機實驗中尚需模擬飛行馬赫數(shù)和旋翼翼尖馬赫數(shù)等。

低速風(fēng)洞的種類很多，除一般風(fēng)洞外，有專門研究飛機防冰和除冰的冰風(fēng)洞，研究飛機螺旋形成和改出方法的立式風(fēng)洞，研究接近飛行條件下真實飛機氣動力性能的全尺寸風(fēng)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(fēng)洞，還有高雷諾數(shù)增壓風(fēng)洞等。為了研究發(fā)動機外部噪聲，進行動態(tài)模型實驗，一些風(fēng)洞作了改建以適應(yīng)聲學(xué)實驗和動態(tài)實驗要求。為了開展工業(yè)空氣動力學(xué)研究，除了對航空風(fēng)洞進行改造和增加輔助設(shè)備外，各國還建造了一批專用風(fēng)洞，如模擬大氣流動的速度剖面、湍流結(jié)構(gòu)和溫度層結(jié)的長實驗段和最小風(fēng)速約為0.2米/秒的大氣邊界層風(fēng)洞，研究全尺寸汽車性能、模擬氣候條件的汽車風(fēng)洞，研究沙粒運動影響的沙風(fēng)洞等。

直流式閉口實驗段低速風(fēng)洞是典型的低速風(fēng)洞。在這種風(fēng)洞中，風(fēng)扇向右端鼓風(fēng)而使空氣從左端外界進入風(fēng)洞的穩(wěn)定段。穩(wěn)定段的蜂窩器和阻尼網(wǎng)使氣流得到梳理與和勻，然后由收縮段使氣流得到加速而在實驗段中形成流動方向一致、速度均勻的穩(wěn)定氣流。在實驗段中可進行飛機模型的吹風(fēng)實驗，以取得作用在模型上的空氣動力實驗數(shù)據(jù)。這種風(fēng)洞的氣流速度是靠風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速來控制的。中國氣動力研究和發(fā)展中心已建成一座開路式閉口串列雙試段大型低速風(fēng)洞，第一實驗段尺寸為12×16×25米3,最大風(fēng)速為25米/秒，第二實驗段尺寸為8×6×25米3，最大風(fēng)速為100米/秒。

回流式風(fēng)洞實際上是將直流式風(fēng)洞首尾相接，形成封閉回路。氣流在風(fēng)洞中循環(huán)回流，既節(jié)省能量又不受外界的干擾。風(fēng)洞也可以采用別的特殊氣體或流體來代替空氣，用壓縮空氣代替常壓空氣的是變密度風(fēng)洞，用水代替空氣的稱為水洞（見水槽和水洞）。

風(fēng)洞高速風(fēng)洞

實驗段內(nèi)氣流馬赫數(shù)為0.4～4.5的風(fēng)洞。按馬赫數(shù)范圍劃分，高速風(fēng)洞可分為亞聲速風(fēng)洞、跨聲速風(fēng)洞和超聲速風(fēng)洞。

風(fēng)洞亞聲速風(fēng)洞

風(fēng)洞的馬赫數(shù)為0.4～0.7。結(jié)構(gòu)形式和工作原理同低速風(fēng)洞相仿，只是運轉(zhuǎn)所需的功率比低速風(fēng)洞大一些。

風(fēng)洞跨聲速風(fēng)洞

風(fēng)洞的馬赫數(shù)為0.5～1.3。當(dāng)風(fēng)洞中氣流在實驗段內(nèi)最小截面處達到聲速之后，即使再增大驅(qū)動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現(xiàn)象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風(fēng)洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產(chǎn)生的跨聲速區(qū)進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。后來研究發(fā)現(xiàn)，實驗段采用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實驗段內(nèi)的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風(fēng)洞的壅塞，產(chǎn)生低超聲速流動。這種有透氣壁的實驗段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產(chǎn)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。

為了在各種實驗情況下有效地減弱反射波，發(fā)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布的透氣壁。第一座跨聲速風(fēng)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(fēng)洞。此后跨聲速風(fēng)洞發(fā)展很快，到50年代就已建設(shè)了一大批實驗段口徑大于1米的模型實驗風(fēng)洞。

風(fēng)洞超聲速風(fēng)洞

洞內(nèi)氣流馬赫數(shù)為1.5～4.5的風(fēng)洞。風(fēng)洞中氣流在進入實驗段前經(jīng)過一個拉瓦爾管而達到超聲速。只要噴管前后壓力比足夠大，實驗段內(nèi)氣流的速度只取決于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?zhèn)缺诤蛢蓚€型面組成的二維噴管。

噴管的構(gòu)造型式有多種，例如：兩側(cè)壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件并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(cè)壁組成噴管，并將噴管箱與洞體連接而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構(gòu)成噴管型面，且柔性板的型面可進行調(diào)節(jié)的柔壁噴管（圖3）。實驗段下游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(jīng)過較弱的激波系變?yōu)閬喡曀倭鲃?，以減小流動的總壓損失。第一座超聲速風(fēng)洞是普朗特于1905年在德國格丁根建造的，實驗馬數(shù)可達到1.5。

1920年A.布澤曼改進了噴管設(shè)計，得到了均勻超聲速流場。1945年德國已擁有實驗段直徑約 1米的超聲速風(fēng)洞。50年代，世界上出現(xiàn)了一批供飛行器模型實驗的超聲速風(fēng)洞，其中最大的是美國的4.88米×4.88米的超聲速風(fēng)洞。

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

60年代以來，提高風(fēng)洞的雷諾數(shù)受到普遍重視?？缏曀亠L(fēng)洞的模型實驗雷諾數(shù)通常小于1×109，大型飛行器研制需要建造雷諾數(shù)更高（例如大于4×109）的跨聲速風(fēng)洞，因而出現(xiàn)了增高駐點壓力的路德維格管風(fēng)洞，用噴注液氮降低實驗氣體溫度、提高雷諾數(shù)的低溫風(fēng)洞等新型風(fēng)洞。低溫風(fēng)洞具有獨立改變馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和動壓的能力，因此發(fā)展很快。

風(fēng)洞高超聲速風(fēng)洞

馬赫數(shù)大于 5的超聲速風(fēng)洞。主要用于導(dǎo)彈、人造衛(wèi)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(wěn)定性、低熔點模型燒蝕、質(zhì)量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風(fēng)洞主要有常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、低密度風(fēng)洞、激波風(fēng)洞、熱沖風(fēng)洞等形式。

高超音速風(fēng)洞 　如要在風(fēng)洞中獲得更高 M數(shù)的氣流(例如M≥5),一般來說單靠上游高壓空氣的吹沖作用還不能產(chǎn)生足夠的壓力差，這時在風(fēng)洞下游出口處接上一只容積很大的真空容器，靠上沖下吸便可形成很大的壓差，從而產(chǎn)生M≥5的高超音速氣流。不過氣流在經(jīng)過噴管加速到高超音速的過程中會急劇膨脹，溫度會隨之急劇下降，從而引起氣體的自身液化。為避免液化或模擬需要的溫度，必須在高超音速風(fēng)洞中相當(dāng)于穩(wěn)定段處裝設(shè)加熱裝置。高超音速風(fēng)洞依加熱原理和用途的不同有多種型式。暫沖式常規(guī)高超音速風(fēng)洞 較為典型，它很像常規(guī)的超音速風(fēng)洞。其他型式的風(fēng)洞有激波風(fēng)洞、炮風(fēng)洞、熱沖風(fēng)洞、長沖風(fēng)洞、氣體活塞式風(fēng)洞、電弧風(fēng)洞等（見超高速實驗設(shè)備）。中國氣動力研究和發(fā)展中心的高壓－引射驅(qū)動的暫沖式常規(guī)高超音速風(fēng)洞實驗段直徑為 0.5米。這個中心還建成一座實驗段直徑為2米的激波風(fēng)洞。

風(fēng)洞常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

它是在超聲速風(fēng)洞的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。圖6為高超聲速風(fēng)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(fēng)洞照片。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的運行原理與超聲速風(fēng)洞相似，主要差別在于前者須給氣體加熱。因為在給定的穩(wěn)定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數(shù)增加而降低，以致實驗段氣流會出現(xiàn)液化。實際上，由于氣流膨脹過程很快，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(wěn)定段溫度可比根據(jù)空氣飽和曲線得到的溫度低。根據(jù)不同的穩(wěn)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(guī)高超聲速風(fēng)洞常采用二維噴管。在高馬赫數(shù)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(wěn)定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，后期大多數(shù)高超聲速風(fēng)洞安裝了錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易，但產(chǎn)生錐型流場，所以后來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數(shù)大于 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(guī)高超聲速風(fēng)洞的典型氣動性能以實驗馬赫數(shù)和單位雷諾數(shù)來表征。以空氣作實驗氣體的典型風(fēng)洞的實驗馬赫數(shù)為5～14,每米雷諾數(shù)的量級為3×10⁶。為進一步提高實驗馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，采用凝結(jié)溫度極低（4 開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數(shù)可達到25；加熱到1000開時馬赫數(shù)可達到42。

世界上第一座常規(guī)高超聲速風(fēng)洞是德國在第二次世界大戰(zhàn)時建造的。這是一座暫沖式風(fēng)洞。馬赫數(shù)上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰(zhàn)敗，風(fēng)洞未能完全建成。戰(zhàn)后，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，少數(shù)為連續(xù)式，大多為暫沖式。

風(fēng)洞低密度風(fēng)洞

形成稀薄(低密度)氣體流動的高超聲速風(fēng)洞。它為研制航天器提供高空飛行的氣動環(huán)境，也是研究稀薄氣體動力學(xué)的實驗工具。低密度風(fēng)洞主要進行滑移流態(tài)和過渡流態(tài)下的實驗，主要模擬克努曾數(shù)、馬赫數(shù)、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(shù)，以及高溫低壓下的真實氣體效應(yīng)。低密度風(fēng)洞的原理和結(jié)構(gòu)同常規(guī)高超聲速風(fēng)洞相仿。同常規(guī)高超聲速風(fēng)洞相比，它有以下特點：穩(wěn)定段壓力和實驗?zāi)Ｐ统叽缇^常規(guī)高超聲速風(fēng)洞成量級地減??；具有龐大的真空抽氣系統(tǒng)和優(yōu)良的風(fēng)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(shù)，以解決由于低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)而引起的噴管邊界層加厚問題，從而能在更大的克努曾數(shù)下獲得供實驗用的、足夠尺寸的稀薄氣流區(qū)域；在相同的馬赫數(shù)下預(yù)防工作氣體液化的加熱要求較一般高超聲速風(fēng)洞為低。但在低密度風(fēng)洞實驗中，由于氣流密度小，實驗?zāi)Ｐ统叽缧。阅Ｐ偷臍鈩恿?、熱、壓力等均甚微弱，測量技術(shù)難度大。電磁懸掛天平、電子束裝置等非接觸測量技術(shù)已用于有關(guān)測量。圖8為低密度風(fēng)洞示意圖。

風(fēng)洞激波風(fēng)洞

利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產(chǎn)生高超聲速實驗氣流的風(fēng)洞。它由一個激波管和連接在它后面的噴管等風(fēng)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，噴管后面被抽成真空。圖9為反射型激波風(fēng)洞原理示意圖。激波風(fēng)洞的工作過程是：風(fēng)洞啟動時主膜片先破開，引起驅(qū)動氣體的膨脹，產(chǎn)生向上游傳播的膨脹波，并在實驗氣體中產(chǎn)生激波。當(dāng)此激波向下游運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，因而經(jīng)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(dāng)實驗條件由于波系反射或?qū)嶒灇怏w流完而遭到破壞時，實驗就結(jié)束。

激波風(fēng)洞的實驗時間短，通常以毫秒計。激波風(fēng)洞的名稱是赫茲伯格于1951年提出的。它的發(fā)展與中、遠程導(dǎo)彈和航天器的發(fā)展密切相關(guān)。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超聲速飛行中出現(xiàn)的高溫真實氣體效應(yīng)，激波風(fēng)洞主要用于模擬高溫條件。60年代中期以后，由于需要戰(zhàn)略彈頭在低空作機動飛行，它即轉(zhuǎn)向于模擬高雷諾數(shù)，并于1971年首先實現(xiàn)了這種模擬的運行。早期的激波風(fēng)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（甚至短于1毫秒），難以應(yīng)用，因此又發(fā)展出反射型激波風(fēng)洞。這種風(fēng)洞有不同的運行方法，如適當(dāng)選擇運行條件，通?？扇〉?～25毫秒的實驗時間。激波風(fēng)洞實驗已確立為一種標(biāo)準(zhǔn)的高超聲速實驗技術(shù)，并已成為高超聲速氣動力數(shù)據(jù)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?，F(xiàn)有激波風(fēng)洞運行的最高參數(shù)是：驅(qū)動壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等于101325帕）；可以模擬 6.7千米/秒的飛行速度；氣流馬赫數(shù)達24；雷諾數(shù)達108（當(dāng)馬赫數(shù)為8時）。

風(fēng)洞熱沖風(fēng)洞

利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產(chǎn)生高超聲速氣流的風(fēng)洞。基本結(jié)構(gòu)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，膜片下游各部位被抽吸到真空狀態(tài)(一般不低于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(nèi)通過電弧放電釋放，以加熱和壓縮氣體；當(dāng)弧室中壓力升高到某個預(yù)定值時，膜片被沖破；氣體經(jīng)過噴管膨脹加速，在實驗段中形成高超聲速氣流；然后通過擴壓器排入真空箱內(nèi)。

與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)洞不同，熱沖風(fēng)洞的實驗氣流是準(zhǔn)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于實驗條件和時間，與高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)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，并采用一套專門的數(shù)據(jù)處理技術(shù)。熱沖風(fēng)洞的研制開始于20世紀(jì)50年代初，略后于激波風(fēng)洞。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅(qū)動段，后來就演變成熱沖風(fēng)洞?！盁釠_”這個詞是 R.W.佩里于1958年提出來的。

熱沖風(fēng)洞的一個技術(shù)關(guān)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(shè)計析出材料燒損生成微粒的電極和喉道擋板結(jié)構(gòu)；適當(dāng)選取引弧用的熔斷絲；限制風(fēng)洞在弧室氣體溫度低于4000開下運行等。熱沖風(fēng)洞的儲能裝置有電容和電感兩種方式。前者常用于儲存10兆焦耳以下的能量，后者多用于儲存5～100兆焦耳的能量。

還有一種方式是電網(wǎng)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(yīng)的充電放電系統(tǒng)。熱沖風(fēng)洞的模擬范圍一般可以達到：馬赫數(shù) 8～22，每米雷諾數(shù)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(tài)風(fēng)洞實驗，而且可以進行風(fēng)洞的動態(tài)實驗，測量動穩(wěn)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(fā)動機實驗。

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

風(fēng)洞專用風(fēng)洞

為了滿足各種特殊實驗的需要，還可采用各種專用風(fēng)洞，冰風(fēng)洞供研究飛機穿過云霧飛行時飛機表面局部結(jié)冰現(xiàn)象。尾旋風(fēng)洞供研究飛機尾旋飛行特性之用。這種風(fēng)洞的實驗段垂直放置，氣流上吹呈碟形速度分布，而且風(fēng)速可以迅速改變，能托住尾旋模型使其不致下墜。

風(fēng)洞自然風(fēng)洞

自然風(fēng)洞指的是大自然形成的天然山洞，洞口往外有風(fēng)刮出，具體位置有湖南省新化縣游家鎮(zhèn)新塘村源頭垅老屋上的風(fēng)洞，秋冬季節(jié)和春季，風(fēng)洞會停止刮風(fēng)，只有夏天才會刮風(fēng)，風(fēng)溫很低，只有幾度，洞口寸草不生，人在洞口不能久留，否則會全身冰涼，一到晚上會聽到嗚嗚的風(fēng)鳴聲，由于風(fēng)聲過于強大，老一輩們在五六十年代將洞口堵住，但風(fēng)仍然吹開一個口子，不過風(fēng)速明顯減小，但風(fēng)的溫度不變。洞內(nèi)生活一種類似貓的動物，全身花紋酷似斑馬。對于風(fēng)洞的形成還沒有人解開謎底，在當(dāng)?shù)爻蔀橐环N陰影，有不祥之征兆。

風(fēng)洞立式風(fēng)洞

陽春3月，記者走進中國自主設(shè)計建造的亞洲最大的立式風(fēng)洞，領(lǐng)略風(fēng)洞里獨特的風(fēng)景。

置身人造“天空”

秦嶺之巔還殘雪點點，山腳之下已是桃花吐艷。汽車駛過一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然開朗：翠綠的山林間，一座5層高的建筑拔地而起。

“我們到了，這就是亞洲最大的立式風(fēng)洞。”聽到陪同人員介紹，記者感到有些失望，因為眼前的景象與想象中完全不一樣。新建成的立式風(fēng)洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市里常見的摩天大樓。

從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建筑身上“背”著一根粗大的鐵管。技術(shù)人員對記者介紹：“可不能小瞧這鐵家伙，它是產(chǎn)生氣流的主要通道?！?

其實，風(fēng)洞普通的外表下有著神奇的“心臟”。步入其中，記者發(fā)現(xiàn)這片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。

風(fēng)洞建設(shè)是一個涉及多學(xué)科、跨專業(yè)的系統(tǒng)集成課題，囊括了包括氣動力學(xué)、材料學(xué)、聲學(xué)等20余個專業(yè)領(lǐng)域。整個立式風(fēng)洞從破土動工到首次通氣試驗僅用了2年半，創(chuàng)造了中國風(fēng)洞建設(shè)史上的奇跡。

大廳里，螺旋上升的旋梯簇擁著兩節(jié)巨大的管道，好不壯觀！與其說它是試驗設(shè)備，不如說是風(fēng)格前衛(wèi)的建筑藝術(shù)品。

一路參觀，記者發(fā)現(xiàn)該風(fēng)洞“亮點”多多：實現(xiàn)了兩個攝像頭同時采集試驗圖像，計算機自動判讀處理；率先將世界最先進的中壓變頻調(diào)速技術(shù)用于風(fēng)洞主傳動系統(tǒng)控制，電機轉(zhuǎn)速精度提高50%……

負責(zé)人介紹說，立式風(fēng)洞是中國龐大風(fēng)洞家族中最引人矚目的一顆新星，只有極少數(shù)發(fā)達國家擁有這種風(fēng)洞。

感受“風(fēng)”之神韻

風(fēng)，來無影去無蹤，自由之極?？稍诨乜蒲腥藛T的手中，無影無蹤無所不在的風(fēng)被梳理成循規(guī)蹈矩、各種強度、各種“形狀”的氣流。

記者趕得巧，某飛行器模型自由尾旋改進試驗正在立式風(fēng)洞進行。

何謂尾旋？它是指飛機在持續(xù)的失速狀態(tài)下，一面旋轉(zhuǎn)一面急劇下降的現(xiàn)象。在人們尚未徹底了解它之前，尾旋的后果只有一個：機毀人亡。資料顯示，1966年至1973年，美國因尾旋事故就損失了上百架F-4飛機。

控制中心里，值班員輕啟電鈕，巨大的電機開始轉(zhuǎn)動。記者不由自主地用雙手捂住耳朵，以抵擋將要到來的“驚雷般的怒吼”?？蓻]想到，想象中的巨響沒有到來，只有空氣穿流的淺唱低吟。30米/秒、50米/秒……風(fēng)速已到極至，記者站在隔音良好的試驗段旁，卻沒有領(lǐng)略到“大風(fēng)起兮”的意境。

你知道50米/秒風(fēng)速是什么概念？勝過颶風(fēng)！值班員告訴記者，如果把人放在試驗段中，可以讓你體驗被風(fēng)吹起、乘風(fēng)飛翔的感覺。

中國首座立式風(fēng)洞已形成強大的試驗?zāi)芰?。負?zé)人告訴記者：該型風(fēng)洞除可完成現(xiàn)有水平式風(fēng)洞中的大多數(shù)常規(guī)試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛(wèi)星及載人飛船回收過程中空氣動力穩(wěn)定性測試等。

翼型中弧線到幾何弦的距離。

風(fēng)洞主要由洞體、驅(qū)動系統(tǒng)和測量控制系統(tǒng)組成，各部分的形式因風(fēng)洞類型而不同。

風(fēng)洞洞體

它有一個能對模型進行必要測量和觀察的實驗段。實驗段上游有提高氣流勻直度、降低湍流度的穩(wěn)定段和使氣流加速到所需流速的收縮段或噴管。實驗段下游有降低流速、減少能量損失的擴壓段和將氣流引向風(fēng)洞外的排出段或?qū)Щ氐斤L(fēng)洞入口的回流段。有時為了降低風(fēng)洞內(nèi)外的噪聲，在穩(wěn)定段和排氣口等處裝有消聲器。

風(fēng)洞驅(qū)動系統(tǒng)

驅(qū)動系統(tǒng)共有兩類。

一類是由可控電機組和由它帶動的風(fēng)扇或軸流式壓縮機組成。風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)或壓縮機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動使氣流壓力增高來維持管道內(nèi)穩(wěn)定的流動。改變風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調(diào)節(jié)氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控硅整流設(shè)備供電。它的運轉(zhuǎn)時間長，運轉(zhuǎn)費用較低，多在低速風(fēng)洞中使用。使用這類驅(qū)動系統(tǒng)的風(fēng)洞稱連續(xù)式風(fēng)洞，但隨著氣流速度增高所需的驅(qū)動功率急劇加大，例如產(chǎn)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(chǎn)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(fēng)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(qū)動系統(tǒng)的風(fēng)洞稱為暫沖式風(fēng)洞。暫沖式風(fēng)洞建造周期短，投資少，一般[[雷諾數(shù)]]較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用于跨聲速、超聲速和高超聲速風(fēng)洞。對于實驗時間小于 1秒的脈沖風(fēng)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(shù)高。

風(fēng)洞測量控制系統(tǒng)

其作用是按預(yù)定的實驗程序，控制各種閥門、活動部件、模型狀態(tài)和儀器儀表，并通過天平、壓力和溫度等傳感器，測量氣流參量、模型狀態(tài)和有關(guān)的物理量。隨著電子技術(shù)和計算機的發(fā)展，20世紀(jì)40年代后期開始，風(fēng)洞測控系統(tǒng)，由早期利用簡陋儀器，通過手動和人工記錄，發(fā)展到采用電子液壓的控制系統(tǒng)、實時采集和處理的數(shù)據(jù)系統(tǒng)。