[科普中国]-开缝风洞

风洞

风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法。

风洞实验的理论依据是运动相对性原理和流动相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米（波音747是60米），使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，只要保持某些相似参数一致，试验的气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，并可以根据试验结果推算出真实飞行时作用于飞机的空气动力。

背景减小和消除洞壁干扰，一直是气动研究人员追求的目标。为了获得无洞壁干扰的试验结果，一般有三种方法:一是在大尺寸凤洞中使用小尺寸模型做试验，通常使其阻塞度小于1%；二是计算出洞壁干扰量，然后对试验结果进行修正，如目前发展中的壁压信息法；三是使用自适应壁试验段。

由于闭口和开口风洞的洞壁干扰具有相反的符号，启示了人们使用部分闭部分开的洞壁，即通气壁减小或部分消除洞壁干扰。1

相关研究在低速风洞中，对于大攻角、高升力等试验，通常仍沿用常规的线性修正方法，有时采用马斯克尔方法修正阻塞效应。近来壁压信息法发展迅速，它比常规修正方法进了一大步，然而还没有进入实用阶段。由于假设和计算方法本身的近似，此法仍有一定误差，总的来看修正仍不足。为此，人们根据闭口风洞和开口风洞诱导下洗相反的性质，借助跨声速开缝壁风洞的概念，利用低速开缝壁风洞来解决这一困难。许多国家正在使用这种风洞(DNW NWB等)，研究工作也在不断深人。为了把11 L-8风洞改造成低速开缝壁风洞，从1984年起开展了研究工作。一方而改装FL-5风洞试验段，使之成为简易的开缝壁风洞。鉴于大攻角开缝壁试验尚无修正方法，只对附体流利用开缝壁的均匀边界条件用涡格法对三个机翼模型进行了计算，得出了若干规律。并用此规律指导了YF-16 1:12和1:21两个全机模型的风洞试验，结果是令人满意的。另一方面与联邦德国宇航院合作，在NWB风洞和FL-5简易开缝壁风洞用DBM-01标准模型进行了试验研究。同时在FL-8风洞作了壁压信息法的研究。2

开缝壁的跨声速风洞风洞的马赫数为0.5～1.3。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, 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。