谈谈高速风洞

白　匀

高速风洞对于尖端科学发展的要重性

在党的总路线的光辉照耀下，我们祖国的航空工业，也像建设中的其他工业一样，正在飞跃地发展着。具有高空高速优良性能的航空器是提高我们的航空科学技术水平的主要标志。在我们设计这些航空器时需要计算气动性能、稳定性与操纵性、气动弹性、以及高超音速中的气动热等问题。而且还应该把我们初步设计的航空器模型，在高速风洞里进行实验，测量出这些模型的各种需要的气动数据，进行理论分析研究。在进行航空器的设计任务中，只有经过风洞实验所确定或验证的设计，才能进行生产。

在专门进行空气动力研究时，更应该在理论的指导下进行风洞模型实验来验证理论推断的结果是否正确。因为，理论分析和计算是将复杂的实际现象简化和概括了的，往往离真实情况有一些距离，这就需要用实验来确定理论计算的准确程度。这种情况在高速航空器研究中特别重要。

对于超音速、高超音速M数范围内飞行器的气动力试验，除主要用风洞模型实验外，还有其他试验设备来进行测定各种气动数据。例如：用火箭把飞行器模型打上天，造成高速气流以测定气动数据，但是，这些试验方法都存在很多问题。因此，超音速风洞及高超音速风洞还是气动性能设计及研究中所必不可少的试验设备。

航空工业的发展，一方面表现在工厂的制造能力与工艺水平；另一方面表现在能否独立设计先进科学技术水平的航空器。设计航空器的计算根据是理论公式和风洞实验数据，特别是初步设计中的风洞模型实验是肯定设计结果的极重要的一环。因此，一个国家的尖端科学水平究竟如何，可用他们是否具有数量多和质量高的高速风洞来作为一种衡量标准。

高速风洞与低速风洞有什么不同？

对高速风洞来说，根据实验段的流速可将风洞分为几级：跨音速风洞(其M数范围为0.714。

低速及高速风洞中产生气流，都要求均匀平直的，为达到此种要求，除加收缩来压缩气流使得均匀外，还要在稳定段加整流网，使气流大旋涡分散成小旋涡，以获得均匀速度及低紊流度。沿风洞轴线方向的静压力，希望保持一定的数值。但因为随轴向方向加长由于洞壁的存在而被阻滞的气流加厚，结果造成流速加大而静压降低。解决的办法是：把实验段少加扩散角度，仍保持实验段等面积，即可保持等静压。

低速与高速风洞在构造原理上有些不同：跨音速范围内各M数(0.7

摆在我们面前最主要的问题是达到跨音速范围M数的要求，这时主要问题是风洞的“间歇作用”及“阻塞现象”(有正激波阻塞)，因在刚性壁的风洞中，在模型的最大截面处及其支持装置附近的速度超过M=1，此后气流即可成为超音速的，然后几乎是立刻转变为亚音速并形成正激波，所以在M=1的状态下，实验模型引起了风洞的“阻塞现象”及“间歇作用”。为了消除这种作用，跨音速时实验段是由一定大小，一定数目的孔壁组成，这种孔壁能消除风洞的“阻塞现象”。压缩波和膨胀波在到达模型区域之前便部分地相互得到抵消，于是也就保证了在不改变风洞几何尺寸的条件下，做到经过音速到超音速的连续均匀过渡，即可消除“间歇作用”。

高速风洞与低速风洞比较不同点：

(1)实验段的速度是决定于实验段及收缩段最小处的面积比，而低速风洞是决定于马达开动风速大小。

(2)稳定段与扩散段有一定压力差，保持一定M数，实验段大小决定于流量大小，流量大，则实验段面积可以大。

(3)气流经过收缩段(即第一喉道)达到音速后，气流需要经过膨胀(扩散)才能达到实验段的M数，膨胀段称为喷管。

(4)实验段的气流是低温低压。

(5)气流内的水蒸汽可能凝结。

(6)在M数高些时，需要加温设备，连续式还需要冷却设备。

高速风洞的一般构造及存在的问题

除了前面介绍的“喷管”即第一喉道造成各种M数外，在超音速风洞中还有扩压段也叫第二喉道，实验段的超音速气流必须经过一道激波才能慢慢降到亚音速，气流经过激波所产生的损失是风洞总的损失之一部分，因此，波的强度越大风洞的损失越大。所以，实验段的M数越大越应该想办法把气流压缩一下，使它的M数降低后，才能变到亚音速去。

现在将连续式风洞简单构造原理用简图表示如下：

第一喉道与第二喉道的作用，图中均明显的说明。下面专门把高速风洞的主要问题较详细的谈谈：

(1)功率：高速风洞比低速风洞所需的马力大得多。一般不采用持续式而是采用暂冲式，即借压气机向储气罐内充气，然后，被冲入之气体借助快速活门向风洞内放气，吹风时间因不同风洞而不同，从几秒到几分钟。

(2)喷管形状：在亚音速时，改变实验速度是增加供给风扇的马力，但在超音速气流改变M是利用不同喷管形状即改变实验段与喉部的面积比，一般采用两种办法：固定式和可变式(下图)。

固定式

对喷管要求是：气流的M数到达实验段时是均匀平直的，而且喷管不应太长，因此，对喷管的加工要求是很严格的，其内形都用刮刀刮出。

(3)第二喉道形状：为了减少风洞的损失，如果实验段的M>1，应该加一段超音速扩压段，这样的扩压段的喉部是用理论公式来决定(这里不介绍)，但其形式有固定式和可变式。

(4)气流冷凝问题：超音速风洞，特别是高超音速风洞中很重要的问题是如何保证气流不凝结，因为有水蒸汽的空气，在喷管中等熵地膨胀时，由于温度的下降，气流很快达到饱和状况，继续膨胀的气体达到临界饱和状况后，水蒸汽会突然地凝结，水蒸汽凝结时产生热能，所以这时静压是增大的，结果是M数下降了，这种现象叫“凝结波”，由于“凝结波”的出现直接地影响试验段的气流，所以影响了试验数据的准确性。

因此，超音速风洞一般采用以下办法来防止凝结出现：①用干燥的空气：由矽胶将风洞所用的空气的水分吸出来，使其达到干燥程度。

固定式

活动式

②提高驻点温度：将稳定段的空气加热，随M数的增加时，预热温度越高。

高速风洞的试验装置及仪器

一般高速风洞用来测量的仪器设备有：

(1)天平及支架：测量力及力矩的装置，支持模型应用支架，有的将天平装在风洞内部，有的则装在外部。

(2)纹影仪及干涉仪：流动气体由于膨胀及压缩光的密度不同，可以用此种仪器照像，对读数分析。

(3)温度仪：利用热敏电阻或热电偶为感受部分，可以测量气流的滞止温度。

(4)压力计：水银多管压力计，另外用膜盒感受压力，适于量迅速起伏的压强。

(5)马赫表：利用膜盒把总压静压之比表示出来。

(6)测向器：测量流场气流方向的，其种类很多。

(7)示波器：可以通过电阻丝的变化，从示波器上读数。

以上是主要的测量仪器，根据风洞及实验项目的不同，还有不同的装置及仪器，但是由于超音速气流有激波产生，因此，设计的仪器装置均应考虑激波的发生、反射、和干扰现象，否则影响测量的准确性。

其他风洞还有附属设备很多，这里提出一些：

(1)加热器：加热可以延长实验时间，可以稳定气流的雷诺数，还可以消除冷凝。

(2)干燥器：除了加热器以外，干燥器也是常用的设备，一般用矽胶或氧化铅之类的晶体作为吸水干燥剂。

(3)冷却器：对连续式风洞使用，而对暂冲式则不使用。

(4)调压阀：为了使气流恒定，必须用调压阀保持安定段压力恒定。

高速风洞及其他高速实验设备的未来发展

高速风洞在目前搞尖端航空科学中是大力发展的对象，跨音速风洞、超音速风洞、高超音速风洞都在大力发展中。高温风洞更为需要，因为高速飞行的热障问题急待研究。除风洞外，对航空器的试验，还有如下方法：

(1)产生高超音速气流的最经济的装置是激波管，激波管构造简单，由两个被隔板隔离开的室组成，两个室内充满加速气体和受压气体，激波管中的温度达到11000℃，因此，这种风洞特别适用于研究热传导。

(2)目前，有的准备建立的风洞，其作用原理是磁性流体动力学。

(3)自由飞行风洞：作气动力模型试验时，可以采用两类不同的方法来获得相对气流，一是利用风洞或激波管产生高速气流，一是加速模型使它获得所需速度，在自由飞行风洞内，兼用了上述两类方法，用高速炮将模型射入风洞的高速迎面气流内，这时风洞内气流速度虽较低，但可获得很高的试验速度及较好的模拟条件。

(4)火箭发射模型；用特殊记录机构，来进行测量。