风洞的工作原理中国风洞实验室排名

时间：2018-01-09 22:32:01

超声速风洞

洞内气流马赫数为1。5～4。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诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）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，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。

超声速飞行器气动验证试验

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M≥5)，一般来说单靠上游高压空气的串斿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M≥5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心的高压－引射驱动的暂冲式常规高超音速风洞实验段直径为0。5米。这个中心还建成一座实验段直径为2米的激波风洞。