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摘要

       風洞即風洞實驗室，是以人工的方式產生并且控制氣流，用來模擬飛行器或實體周圍氣體的流動情況，并可量度氣流對實體的作用效果以及觀察物理現象的一種管道狀實驗設備。風洞實驗是飛行器研制工作中的一個不可缺少的組成部分。它在航空和航天工程的研究和發展中起著重要作用，這種實驗方法，流動條件容易控制。實驗時，常將模型或實物固定在風洞中進行反復吹風，通過測控儀器和設備取得實驗數據。高超聲速風洞是指馬赫數大于 5的超聲速風洞，主要用于導彈、人造衛星、航天飛機的模型實驗。本文主要介紹常規高超聲速風洞和實驗所用高超聲速風洞。

1. 引言

       風洞（wind tunnel），是能人工產生和控制氣流，以模擬飛行器或物體周圍氣流的流動，并可量度氣流對物體的作用以及觀察物理現象的一種管道狀實驗設備，它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的工具。風洞主要由洞體、驅動系統和測量控制系統組成，各部分的形式因風洞類型而異。風洞種類繁多，有不同的分類方法。

       風洞種類繁多，有不同的分類方法。按實驗段氣流速度大小來區分，可以分為低速、高速和高超聲速風洞。

2. 高超聲速風動

       高超聲速風洞是指馬赫數大于 5的超聲速風洞，主要用于導彈、人造衛星、航天飛機的模型實驗。實驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風洞主要有常規高超聲速風洞、低密度風洞、激波風洞、熱沖風洞等形式。

       高超聲速風洞如要在風洞中獲得更高 M數的氣流（例如M≥5）,一般來說單靠上游高壓空氣的吹沖作用還不能產生足夠的壓力差，這時在風洞下游出口處接上一只容積很大的真空容器，靠上沖下吸便可形成很大的壓差，從而產生M≥5的高超音速氣流。不過氣流在經過噴管加速到高超音速的過程中會急劇膨脹，溫度會隨之急劇下降，從而引起氣體的自身液化。為避免液化或模擬需要的溫度，必須在高超音速風洞中相當于穩定段處裝設加熱裝置。高超音速風洞依加熱原理和用途的不同有多種型式。暫沖式常規高超音速風洞 較為典型，它很像常規的超音速風洞。其他型式的風洞有激波風洞、炮風洞、熱沖風洞、長沖風洞、氣體活塞式風洞、電弧風洞等（見超高速實驗設備）。中國氣動力研究和發展中心的高壓－引射驅動的暫沖式常規高超音速風洞實驗段直徑為 0.5米。這個中心還建成一座實驗段直徑為2米的激波風洞。

3. 常規高超聲速風洞

       常規高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在于前者須給氣體加熱。因為在給定的穩定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數增加而降低，以致實驗段氣流會出現液化。實際上，由于氣流膨脹過程很快，在某些實驗條件下，存在不同程度的過飽和度。所以，實際使用的穩定段溫度可比根據空氣飽和曲線得到的溫度低。根據不同的穩定段溫度，對實驗氣體采用不同的加熱方法。在通常情況下，氣體燃燒加熱器加熱溫度可達750開；鎳鉻電阻加熱器可達1000開；鐵鉻鋁電阻加熱器可達1450開；氧化鋁卵石床加熱器可達1670開；氧化鋯卵石床加熱器可達2500開；以高純度氮氣為實驗氣體的鎢電阻加熱器可達2200開；石墨電阻加熱器可達2800開。早期常規高超聲速風洞常采用二維噴管。在高馬赫數條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，后期大多數高超聲速風洞安裝了錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易，但產生錐型流場，所以后來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大于 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。

       常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表征。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14,每米雷諾數的量級為3×106。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾數，采用凝結溫度極低（4 開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數可達到25；加熱到1000開時馬赫數可達到42。

       世界上第一座常規高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰時建造的。這是一座暫沖式風洞。馬赫數上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰敗，風洞未能完全建成。戰后，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規高超聲速風洞，少數為連續式，大多為暫沖式。

4.試驗所用高超聲速風洞

       FD-07風洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風洞，噴管出口直徑為0.5米，攻角機構可實現的攻角變化范圍為-10° ~27°。洞體分馬赫數5~8和10~12兩條線。

圖1. 風洞試驗臺

參考文獻

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