实验流体力学-4.风洞

第三章风洞（WindTunnel）在实验室内进行模型试验，必须创造一个可调节的均匀气流场。而风洞就是产生这个均匀气流场的气动设备。实质上是一个特殊设计的管道。本章主要介绍低速风洞、超音速风洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流特点。主要内容风洞的发展风洞试验模拟的不足及其修正风洞类别低速风洞超音速风洞跨音速风洞风洞发展动向3.1风洞的发展世界上最早的风洞是1871年英国Wenhan在格林威治建造的（45.7×45.7cm，长3.05m）；美国的莱特兄弟(O.Wright和W.wright)于1901年制造了试验段0.56米2，风速12m/s的风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实用的飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超声速风洞，试验段面积0.4米×0.4米，马赫数(风速与声速之比）2;适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米×4.88米，马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的高超声速风洞。为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放进试验段中吹风)，试验段面积24.4米×12.2米，风速150m/s，功率10万kW。1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米×4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8×106。80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围340-78K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速风洞，串联双试验段：8米×6米和16米×l2米，风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4米，马赫数0.6-1.2。风洞应用扩大到一般工业随着工业技术的发展，从60年代开始，风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展越来越需要空气动力学和风洞试验的参与，已经形成了新的学科：“工业空气动力学”和“风工程学”汽车风洞、气象风洞、环保风洞、风沙风洞例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模拟实物的刚度(即弹性模型)，测量风振特性。这方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥，一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型，在风洞中进行防止污染和扩散的试验。为此，应运而生出现了许多大气边界层风洞。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟地面风的运动情况(称为大气边界层)。国内已出现了十几座这样的风洞。3.2风洞试验模拟的不足及其修正风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足主要有以下三个方面。与此同时，相应也发展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。（1）边界效应或边界干扰真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中，气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)，并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称为自修正风洞的技术。风洞试验段壁面做成弹性和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。（2）支架干扰风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场的干扰，称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正支架的影响，但很难修正干净。近来，正发展起一种称为磁悬模型的技术。在试验段内产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在气流中。（3）相似准则不能满足的影响风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则，或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行，雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。提高风洞雷诺数的方法主要有:（4）提高Re的方法增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的全尺寸风洞。增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国也正在研制这种高雷诺数风洞。降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质，在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。新飞机研制所需的风洞实验时数随时间的变化3.3风洞类型一百多年来，人们根据不同用途和特征建造了不同形式的风洞。对于风洞类型，根据不同的分类方法，提出不同的类型。(1)按Ma数分类表序号风洞名称实验段Ma数的大小基本特征1低速风洞0.3--0.4空气压缩性忽略不计轴流式风扇2亚音速风洞0.4--0.8轴流式风扇3跨音速风洞0.8--1.4实验段壁采用透气孔4超音速风洞1.4--5.0设置超音速喷管连续式和间歇式5高超音速风洞5.0--14.0安装加热器，防止气流液化6高焓高超音速风洞5.0，最高达25总压：2000atm,总温:104k激波管、激波管风洞、热射式风洞、等离子体电弧风洞、炮风洞等3.4低速风洞低速风洞实验段Ma0.4，按实验段尺寸大小可分为：D＝几十毫米的微型风洞；D=1－1.5m的小型风洞；D＝2－4m的中型风洞；D8m以上的大型风洞。(1)低速风洞用途航空航天：飞行器实验、低速空气动力学实验风工程环境风洞（2）国内一些大型低速风洞性能表序号风洞名称型式实验段尺寸宽×高×长（m）实验段风速范围（m/s）电机输出功率kW实验段湍流度(湍流球)％温升值T实验段噪声（dB）1北京大学4＃开口回流2.25×3.65653000.1030/2小时2701所FD－9闭口回流3×3×121010020600.10150内125外/1003702所FD－02闭口回流3×3×8.559312500.0950/0.5小时429基地FL－12闭口回流4×3×81010020500.12200内117/外97529基地FL－13闭口直流12×16×258×6×152.121201003×26000.100内125/外1036627所FL－8闭口回流3.5×2.5×5.510604500.242507520厂DFD－03开口回流2.5×4.5109512000.10280/1小时外1278南航NH－2闭口回流4.25×5.1×73×2.5×633088810000.10170/1小时9西工大NF－3闭口直流2.5×3.5×129011200.0780（3）低速风洞型式按型式分:直流式和回流式风洞直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气从开口实验段处直接流入）直流式风洞也称为开路式风洞。其特点是气流经过实验段后排出风洞，无专门的管道系统导回。一般小型直流风洞建在实验室内，大型直流风洞两段都直通大气。直流风洞可分为进口吸气段，实验段，扩压段和风扇段。直流风洞的实验段可以是闭口，也可以是开口，但开口实验段必须是密闭室。优点：模型后的受扰动流不会带入回流，无冷却问题缺点：受外界影响大（风雨雪等），实验段压强低于外界大气压回流式：环形回流式和普通回流式其特点是气流经过实验段后由专门的管道系统导回，循环使用。优点：不受外界影响，温度可控缺点：成本高，温升等实验段分：开口和闭口实验段按用途分：（1）二元风洞；(高度约为宽度的2.5～4倍，翼型研究）（2）三元风洞；（一般风洞）（3）低湍流度风洞（0.08%）；（附面层研究）（4）变密度风洞；（改变Re，介质或增压）（5）尾旋风洞；（速度分布呈碟形）（6）阵风风洞；（7）自由飞风洞；（风洞轴线方向和气流速度大小均可迅速调节）（8）结冰风洞；（稳定段中前有冷却器，稳定段中有喷雾器）（9）垂直短距起落风洞（带式运动地板）二元风洞要求实验段截面为矩形，两边长之比多取2.5-4.0。二元风洞主要用于研究翼型空气动力特性的，模型两端与实验段侧壁相贴合，消除气流沿模型的展向流动。三元风洞是一种最常见的低速风洞。主要用于各种飞行器模型的三元气流实验（测力、测压实验，流动显示），是用途最广的风洞设备。实验段风速是可控制的，压力接近大气压，具有很好的封闭性。低湍流度风洞可以是三元或二元的，其主要特点是风洞实验段湍流度要求很低（小于0.05%），主要用于研究湍流度影响较大的流动问题，如边界层的转捩、分离等复杂流动。一般高空无风大气中的湍流度约0.01%-0.03%。变密度风洞为了获得实验段不同Re数，风洞中的气流速度可人为地改变。改变气流密度有两种方法，一种是采用比空气密度大的气体作为风洞的工作介质，另一种是改变气流的总压（压力风洞）（4）低速风洞模拟参数Re数低湍流度湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等均产生明显影响。Re数和湍流度是风洞实验结果与飞行实验结果相关的重要相似参数。低噪声指标声学风洞和低噪声风洞对于当代飞机的研制、高速列车和轿车、高层建筑、及其航空气动声学理论的发展等领域均是必不可少的实验设备。（a）噪声会引起压力脉动，进而引起速度脉动（b）噪声会直接影响非定常压力的测量（c）噪声影响物面上边界层的转捩和分离（d）噪声会妨碍降噪的实验研究国外一些大型声学风洞有关参数汇总表序号风洞名称国家实验段参数气动声学声指标1DNW德国-荷兰9.5m×9.5m（闭口），设计风速62.0m/s8.0m×6.0m（闭口），设计风速100.0m/s6.0m×6.0m（闭口），设计风速145.0m/s闭口试验段湍流度0.1-0.2%73dB～85dB2Boeing美国2.74m×2.74m，设计风速87.5m/s（非循环式）3NASA－Langley美国4.0m×7.0m，设计风速62.0m/s湍流度0.3-1.3%78dB～90dB4NASA－Ames美国24.0m×12.0m，设计风速95.0m/s5NASA－Glean美国2.74m×4.57m（做风扇的模型试验）6RAE英国D＝7.3m，长12.0m（开口），设计风速60.0m/s70dB～85dB7RTRI日本3.0m×2.5m（开口），设计风速111.0m/s5.0m×3.0m（闭口），设计风速83.3m/s开口试验段湍流度0.2%75dB（5）低速风洞的主要部件实验段调压缝（调压孔）扩压段拐角导流片稳定段、蜂窝器和阻尼网收缩段动力段（I）实验段为了模拟原型流场，实验段流场品质必须达到一定的要求。实验段尺寸和流速一般生产性实验要求Re=2×106/m气流方向、湍流度、轴