亞跨音速風洞

亞跨音速風洞（Subsonic transonic wind tunnel）也叫亞跨聲速風洞，是指試驗段氣流馬赫數在0.4~1.4的風洞，包含有亞聲速風洞和跨聲速風洞。其中亞聲速風洞試驗段的馬赫數範圍從0.3或0.4開始，至馬赫數大約為0.8為止；跨聲速風洞試驗馬赫數的範圍大致在0.8~1.4。

基本介紹

• 中文名：亞跨音速風洞
• 外文名：Subsonic transonic wind tunnel
• 別稱：亞跨聲速風洞
• 特點：試驗段馬赫數範圍為0.4~1.4
• 包含：亞聲速風洞和跨聲速風洞
• 學科：航空航天

亞聲速風洞

亞聲速風洞（見圖1）的馬赫數範圍從0.3或0.4開始，至馬赫數大約為0.8為止。馬赫數大於0.3以後，氣流的壓縮性必須考慮。當馬赫數比較高，如達到0.8或0. 85左右時，在一般情況下，模型（表面）附近將出現局部的超聲速區域，同時產生激波。此時，試驗段來流馬赫數已超過模型的臨界馬赫數。馬赫數繼續提高，超聲速區域擴大，將導致在模型與洞壁之間形成聲速截面，此時，無論怎樣提高風洞的功率，也不可能再提高試驗段來流的馬赫數。這種現象稱為風洞堵塞或壅塞。風洞發生堵塞時的馬赫數稱為堵塞馬赫數，以Ma_堵表示。解決風洞堵塞的問題，是屬於跨聲速風洞的範疇。

圖1

亞聲速風洞的上限馬赫數，就是不發生堵塞馬赫數，其結構形式和工作原理同低速風洞相仿，風洞所需的功率近似地與試驗段風速的三次方成正比。因而亞聲速風洞的驅動功率要比低速風洞（常規風洞）大得多。為了減小功率，亞聲速風洞的能量比一般都比較高，達到6~11，這就需要精心設計風洞的各個部件。亞聲速風洞尤其需要設法減少試驗段的氣流損失，因為試驗段的風速在整個風洞迴路中是最高的，因而損失較大，所以一般都採用閉口試驗段。試驗段的截面形狀同低速風洞類似，一般是採取長方形。但有些風洞為了減小氣流的損失，採用圓形截面。這是因為，在同樣的截面積下網的周線最短。

亞聲速風洞另一個特點是氣流定常流動時，巨大的輸入功率最終全部轉化為熱，使氣流及風洞洞體的溫度隨著試驗的延續而上升，因此風洞必須要有比較完善的冷卻裝置，這也是亞聲速風洞相對於低速風洞的一個重要特點。由於動力系統的功率很大，一級風扇難以輸送那么多的能量，一般需要採用兩級風扇。兩級風扇一般設計成同軸的，但旋轉方向相反。亞聲速氣流屬於可壓縮氣流，在可壓縮氣流中，主要的相似準則，除表征黏性影響的雷諾數以外，便是馬赫數，亞聲速風洞對氣流性能的主要要求是達到均勻的馬赫數分布，這裡指的是垂直於氣流方向的平面內的分布。試驗段模型區的橫截面上，應該達到的標準是各點馬赫數與平均馬赫數之差ΔMa≤±0.002。

跨聲速風洞

跨聲速風洞試驗馬赫數的範圍大致在0.8~1.4，其馬赫數上限主要受動力限制。跨聲速風洞所消耗的動力是十分巨大的，而且隨馬赫數提高而迅速增大。當馬赫數達到1.4左右時，繞模型（如機翼）的流動已全部或基本變成超聲速流了，氣動特性隨馬赫數的變化已趨於平穩。在跨聲速範圍內，流動是比較複雜的，流場中既有亞聲速區，又有超聲速區，而且經常是不穩定的，氣動力和力矩都隨馬赫數的變化而劇烈變化。在飛機發展歷史中出現過的所謂聲障問題，就與這種流動的複雜性有關。現代戰鬥機進行空戰的主要速度範圍是高亞聲速和低超聲速的跨聲速範圍，大中型旅客機的飛行速度也是在高亞聲速或跨聲速範圍。超聲速飛機以及速度更高的火箭、飛彈等飛行器，雖然速度早已大於或遠大於聲速，但其加速過程中，仍然必須經過跨聲速範圍。因此，所有這些飛行器的跨聲速性能，仍是必須研究和待解決的問題。

關鍵問題

跨聲速風洞必須解決產生跨聲速流的幾個問題：①解決風洞的堵塞現象；②產生均勻的低超聲速流動；③減少或消除亞聲速洞壁干擾；④減少或消除激波反射的影響。經過試驗和研究，若試驗段洞壁採用開孔或開槽的通氣壁板，並且開得合適，這4個問題都可以解決。

圖2

研究發現，試驗段採用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使試驗段內的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產生低超聲速流動。這種有透氣壁的試驗段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產生的激波，在實壁上反射為激波，而在自由邊界上反射為膨脹波，若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。為了在各種試驗情況下有效地減弱反射波，發展出可變開閉比（開孔或開縫占試驗段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分布的透氣壁。第一座跨聲速風洞是NACA在1947年建成的，它是一座開閉比為12.5%、試驗段直徑為0.308m的開縫壁風洞。此後跨聲速風洞發展很快，到50年代就已建設了一大批試驗段口徑大於1m的生產型風洞。跨聲速風洞通氣壁試驗段見圖2。

特點

跨聲速風洞在風洞洞體的布局方面，除驅動裝置、噴管和試驗段以外，同亞聲速風洞和連續式超聲速風洞比並沒有十分顯著的差別。跨聲速風洞設計的主要問題是改進通氣壁試驗段，減小洞壁和支架干擾、提高風洞動態氣流品質，降低氣流的湍流度和噪聲以適應非定常試驗的需要。跨聲速時飛行器的氣動特性對雷諾數十分敏感，提高風洞試驗雷諾數一直是跨聲速風洞試驗的努力目標，各國相繼建造了一批增壓風洞和低溫風洞。對於大量的跨聲速飛行器研究試驗，應使試驗雷諾數高到足以預測雷諾數的影響。對於典型的運輸機機翼，邊界層轉捩點在機翼前緣，邊界層全部是湍流，因而所確定的跨聲速雷諾數日標為3×10⁷。為了消除洞壁干擾，發展了自適應壁試驗段，通過調整壁麵條件，使模型處於無限流場，從而既模擬了模型周圍的複雜流動又得到了沒有洞壁干擾的氣動數據。

跨聲速風洞多是連續式的，但有些暫沖式風洞設計成亞聲速、跨聲速、超聲速三種速度範圍都能運行，成為三聲速風洞。風洞有一個氣源、一些不需要更換的管道、穩定段以及收縮段的前半段等。進行超聲速試驗時，採用拉瓦爾噴管、固壁試驗段和第二喉道。進行跨聲速或亞聲速試驗時，採用單一收縮的聲速噴管、開孑L或開槽的試驗段，其四周利用駐室包嗣，駐室中的壓力根據試驗馬赫數需求調節控制壓力。

跨聲速風洞消耗的動力是十分巨大的，如何在滿足試驗要求的條件下，儘可能減小功率消耗是十分重要的問題。影響動力消耗的第一個因素是如何排除駐室中的氣體，採用輔助吸氣裝置要比利用主氣流引射更為節省總功率。可以節約功率20%~25%。根據一個3m風洞的計算，若Ma1.2，採用輔助吸氣裝置，功率消耗為3040千瓦每平方米氣流面積，而採用主氣流引射，功率消耗為3680~ 3840千瓦每平方米。影響動力消耗的第二個因素是風洞的相對排氣量，跨聲速風洞通過增加排氣量來提高馬赫數，是很消耗功率的，所以，風洞最高馬赫數不宜過高，一般達到1.2~1.4就足夠了。若風洞採用超聲速噴管，則可以大大減小排氣量，因而節省功率。利用噴管產生一定馬赫數的低超聲速流，然後配之以通氣壁排除部分流量。在這種情下，馬赫數增大，排氣量基本上保持不變。當然，如果所採用的超聲速噴管是柔壁的，能夠產生各種馬赫數的流動。