[科普中国]-跨超音速风洞

跨声速风洞

跨声速风洞试验马赫数的范围大致在0.8~1.4，其马赫数上限主要受动力限制。跨声速风洞所消耗的动力是十分巨大的，而且随马赫数提高而迅速增大。当马赫数达到1.4左右时，绕模型（如机翼）的流动已全部或基本变成超声速流了，气动特性随马赫数的变化已趋于平稳。在跨声速范围内，流动是比较复杂的，流场中既有亚声速区，又有超声速区，而且经常是不稳定的，气动力和力矩都随马赫数的变化而剧烈变化。在飞机发展历史中出现过的所谓声障问题，就与这种流动的复杂性有关。现代战斗机进行空战的主要速度范围是高亚声速和低超声速的跨声速范围，大中型旅客机的飞行速度也是在高亚声速或跨声速范围。超声速飞机以及速度更高的火箭、导弹等飞行器，虽然速度早已大于或远大于声速，但其加速过程中，仍然必须经过跨声速范围。因此，所有这些飞行器的跨声速性能，仍是必须研究和待解决的问题。1

关键问题跨声速风洞必须解决产生跨声速流的几个问题：①解决风洞的堵塞现象；②产生均匀的低超声速流动；③减少或消除亚声速洞壁干扰；④减少或消除激波反射的影响。经过试验和研究，若试验段洞壁采用开孔或开槽的通气壁板，并且开得合适，这4个问题都可以解决。

研究发现，试验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使试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。这种有透气壁的试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。为了在各种试验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占试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NACA在1947年建成的，它是一座开闭比为12.5%、试验段直径为0.308m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试验段口径大于1m的生产型风洞。跨声速风洞通气壁试验段见图1。1

特点跨声速风洞在风洞洞体的布局方面，除驱动装置、喷管和试验段以外，同亚声速风洞和连续式超声速风洞比并没有十分显著的差别。跨声速风洞设计的主要问题是改进通气壁试验段，减小洞壁和支架干扰、提高风洞动态气流品质，降低气流的湍流度和噪声以适应非定常试验的需要。跨声速时飞行器的气动特性对雷诺数十分敏感，提高风洞试验雷诺数一直是跨声速风洞试验的努力目标，各国相继建造了一批增压风洞和低温风洞。对于大量的跨声速飞行器研究试验，应使试验雷诺数高到足以预测雷诺数的影响。对于典型的运输机机翼，边界层转捩点在机翼前缘，边界层全部是湍流，因而所确定的跨声速雷诺数日标为3×107。为了消除洞壁干扰，发展了自适应壁试验段，通过调整壁面条件，使模型处于无限流场，从而既模拟了模型周围的复杂流动又得到了没有洞壁干扰的气动数据。

跨声速风洞多是连续式的，但有些暂冲式风洞设计成亚声速、跨声速、超声速三种速度范围都能运行，成为三声速风洞。风洞有一个气源、一些不需要更换的管道、稳定段以及收缩段的前半段等。进行超声速试验时，采用拉瓦尔喷管、固壁试验段和第二喉道。进行跨声速或亚声速试验时，采用单一收缩的声速喷管、开孔或开槽的试验段，其四周利用驻室包围，驻室中的压力根据试验马赫数需求调节控制压力。

跨声速风洞消耗的动力是十分巨大的，如何在满足试验要求的条件下，尽可能减小功率消耗是十分重要的问题。影响动力消耗的第一个因素是如何排除驻室中的气体，采用辅助吸气装置要比利用主气流引射更为节省总功率。可以节约功率20%~25%。根据一个3m风洞的计算，若Ma1.2，采用辅助吸气装置，功率消耗为3040千瓦每平方米气流面积，而采用主气流引射，功率消耗为3680~ 3840千瓦每平方米。影响动力消耗的第二个因素是风洞的相对排气量，跨声速风洞通过增加排气量来提高马赫数，是很消耗功率的，所以，风洞最高马赫数不宜过高，一般达到1.2~1.4就足够了。若风洞采用超声速喷管，则可以大大减小排气量，因而节省功率。利用喷管产生一定马赫数的低超声速流，然后配之以通气壁排除部分流量。在这种情下，马赫数增大，排气量基本上保持不变。当然，如果所采用的超声速喷管是柔壁的，能够产生各种马赫数的流动。1

超声速风洞超声速风洞的马赫数范围一般为1.4~5.0，从风洞设计的角度看，若马赫数大于1.4，则风洞试验段可以采用普通的实壁，不担心模型堵塞或激波反射。从流动观点看，Ma≥1.4以后，模型流场已经全部变成超声速流动，气动特性随马赫数的变化已趋缓。确定Ma=5.0为超声速风洞的上限，主要是由于气流是否需要加热。若风洞气流的驻点压力为1个大气压，驻点温度为普通大气温度，加速膨胀至Ma5以上，则气流温度将下降到空气液化点以下，因而出现凝结。为了防止凝结，需要预先加热空气，这是高超声速风洞的基本特点。

超声速风洞产生不同马赫数的超声速流动，必须满足以下三个条件：①风洞上下游必须有足够的压力比，并且压力比随马赫数提高而增大。②试验段与喉部必须保持一定的面积比，并且面积比随马赫数而变化。即气流在超声速喷管中加速膨胀所能达到的马赫数，决定于喷管出口（即试验段）面积与喉部面积比。③必须满足一定的流量要求。1

分类超声速风洞分为连续式和暂冲式(间歇式)两大类。连续式风洞由轴流式压气机或航空发动机驱动，提供风洞运行所必需的压力比，可分为多级压缩机式、气瓶引射式和喷气发动机引射式等。根据形成压力比的方式不同，可分为下吹式、抽吸式、吹吸式、引射式和吹引式5种。

暂冲式超声速风洞南气源系统、阀门（下吹气式超声速风洞中一般有三种阀门，截止阀、快速阀和调压阀）、大角度扩散段、稳定段与收缩段、喷管段、试验段、超声速扩压段、亚声速扩压段、消声塔等组成（见图2）。

两者的不同之处在于：连续式风洞可以连续工作，而暂冲式风洞一次只能工作很短的时间，一般在30s至1min。由于工作时间长短不同，两者的附属设备也有很大的差别。对于连续式风洞，需要用很大的功率才能长时问地维持高压力。但暂冲式风洞要求很大的高压储气罐或更大的低压真空箱，而且工作时间短，要求测量仪器反应迅速，能自动测量。连续式风洞具有持续运行时间长、风洞试验段流场气流稳定、能够精确地重复某一给定的试验段内气流流动状态参数、有利于得到可靠的非定常试验数据和风洞运行试验费用较低的特点，而且风洞可以在低于1个大气压状态下运行，与暂冲式风洞相比，可以具有更低速压的试验能力，这对进行颤振试验模型设计技术尤其有利。但由于风洞运行压力受压气机驱动功率限制，及风洞运行过程中气流温升受回路冷却系统设计能力的限制（一般在40~50℃状态下运行），因此风洞试验雷诺数通常低于相同尺寸的暂冲式风洞。

暂冲式风洞驱动系统设计、制造技术比连续式风洞简单、建设周期短，造价比较低，暂冲式风洞气源设计包括储气罐储气容积、储气压力和压缩空气干燥度的确定、压缩空气温度和供气系统配置方案的选择。暂冲式风洞运行时，储气罐处于放气过程，所以气体总温将有所下降。允许的气体最低温度取决于风洞模型试验雷诺数的允许变化量。可以通过储气罐内设置可加热或不加热的蓄热介质，增大储气罐容积来减少总温的下降。1

设计关键超声速风洞设计的关键是调压阀、喷管、试验段和第二喉道或扩散段。超声速流动纯粹南收敛一扩张喷管（拉瓦尔喷管）的几何形状产生，试验段气流的平直度和均匀度取决于喷管的几何形状和制造精度。马赫数完全由试验段面积对喷管的最小喉道面积比决定，而且只要稳定段到亚声速扩散段末端管道之间的气流压力比在必须的最小值以上，一般是与稳定段总压无关的。按不同的要求，喷管可以采用适用于任一马赫数范围的柔性喷管，或者采用一个喷管只对应于某一马赫数的几个固块喷管。

拉瓦尔喷管的构造形式有多种，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。柔壁喷管是用弹性钢板作为喷管的弯曲壁，将钢板铰接于一系列作动筒端部，改变作动筒位置即可得到各种曲线壁形状，产生各种不同马赫数的气流。柔壁喷管的优点在于能够连续改变试验马赫数，可以在一次试验中得到各种马赫数下的数据，有利于研究作为主要相似准则的马赫数的影响，也能大大提高试验效率。另外，风洞可以在低马赫数下启动，减小对模型的启动冲击和节省气源，所以连续式风洞常采用柔壁喷管。其缺点是喷管曲线形状的精确性不如固定式喷管，气密比较困难，这都会影响气流的均匀性。另外，加工和控制技术比较杂复，难以制作。试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，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( Prandtl)于1905年在德国哥廷根建造的，试验马赫数可达到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年德国已拥有试验段直径约I rn的超声速风洞，20世纪50年代，世界上出现了一批供飞行器模型试验的超声速风洞，其中最大的是美国的4. 88m×4.88m超声速风洞。

目前，国外使用的中型和大型超声速风洞已能够基本满足各种飞行器的超声速试验要求。从60年代以后，国外很少再兴建大型超声速风洞了。虽然目前风洞试验的雷诺数还远远达不到全尺寸的程度，但在超声速范围内，雷诺数影响比起激波要次要一些，而且一般下吹式风洞都有能力通过提高驻点压力来提高雷诺数。1