基本介紹
- 中文名：亞跨聲速風洞
- 外文名：subsonic and transonic wind tunnel
- 領域：空氣動力學
- 屬性：風洞
- 性質：馬赫數在0.3-1.4
- 相關名詞：跨聲速風洞
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簡介
馬赫數
概述
馬赫數是表示聲速倍數的數，在物理學上一般稱為馬赫數，是一個無量綱數。一馬赫即一倍音速：馬赫數小於1者為亞音速，近乎等於1為跨聲速，大於1為超聲速馬赫在從1887年起發表的三篇關於研究彈丸在空氣中運動的論文中指出，當氣體速度大於或小於聲速時，彈丸引起的擾動波形是不同的（見馬赫錐）。1929年德國空氣動力學家J.阿克萊特首次把比值v/c同馬赫的姓氏聯繫起來；直到1939年，馬赫數這個名詞才在世界範圍內廣泛套用。馬赫數是討論可壓縮氣體運動的一個重要的無量綱相似準數。在流體密度不變的不可壓縮流中，聲速c=∞,Ma=0。大約從馬赫數等於0.3起，就不能忽略流體的壓縮性影響。在可壓縮流中，氣體流速相對變化dv/v同密度相對變化之間的關係是dp/p=-Ma2dv/v，即在流動過程中，馬赫數愈大，氣體表現出的可壓縮性就愈大。另外，馬赫數大於或小於1時，擾動在氣流中的傳播情況也大不相同。因此，從空氣動力學的觀點來看，馬赫數比流速能更好地表示流動的特點。按照馬赫數的大小，氣體流動可分為低速流動、亞聲速流動、跨聲速流動、超聲速流動和高超聲速流動等不同類型。馬赫數小於1者為亞聲速，近乎等於1為跨聲速，大於1為超聲速；一般情況下，若馬赫數大於5左右，為高超聲速；其值越大，空氣（或其它氣體）的壓縮性影響越顯著。
分類
依照馬赫數的不同，流體分為幾種類型：
不可壓縮流：
亞聲速不可壓縮流：M<0.3
可壓縮流：
亞聲速可壓縮流：0.3≤M≤0.8
跨聲速流：0.8≤M≤1.2
超聲速流：1.2≤M≤5
高超聲速流：M≥5
風洞
概述
風洞（wind tunnel）即風洞實驗室，是以人工的方式產生並且控制氣流，用來模擬飛行器或實體周圍氣體的流動情況，並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，它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的工具之一。
風洞實驗是飛行器研製工作中的一個不可缺少的組成部分。它不僅在航空和航天工程的研究和發展中起著重要作用，隨著工業空氣動力學的發展，在交通運輸、房屋建築、風能利用等領域更是不可或缺的。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覆吹風，通過測控儀器和設備取得實驗數據。
為使實驗結果準確，實驗時的流動必須與實際流動狀態相似，即必須滿足相似律的要求。但由於風洞尺寸和動力的限制，在一個風洞中同時模擬所有的相似參數是很困難的，通常是按所要研究的課題，選擇一些影響最大的相似參數進行模擬。
結構
洞體
它有一個能對模型進行必要測量和觀察的實驗段。實驗段上游有提高氣流勻直度、降低湍流度的穩定段和使氣流加速到所需流速的收縮段或噴管。實驗段下游有降低流速、減少能量損失的擴壓段和將氣流引向風洞外的排出段或導回到風洞入口的回流段。有時為了降低風洞內外的噪聲，在穩定段和排氣口等處裝有消聲器。
驅動系統
驅動系統共有兩類。
一類是由可控電機組和由它帶動的風扇或軸流式壓縮機組成。風扇旋轉或壓縮機轉子轉動使氣流壓力增高來維持管道內穩定的流動。改變風扇的轉速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調節氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控矽整流設備供電。它的運轉時間長，運轉費用較低，多在低速風洞中使用。使用這類驅動系統的風洞稱連續式風洞，但隨著氣流速度增高所需的驅動功率急劇加大，例如產生跨聲速氣流每平方米實驗段面積所需功率約為4000千瓦，產生超聲速氣流則約為16000～40000千瓦。
另一類是用小功率的壓氣機事先將空氣增壓貯存在貯氣罐中，或用真空泵把與風洞出口管道相連的真空罐抽真空，實驗時快速開啟閥門，使高壓空氣直接或通過引射器進入洞體或由真空罐將空氣吸入洞體，因而有吹氣、引射、吸氣以及它們相互組合的各種形式。使用這種驅動系統的風洞稱為暫沖式風洞。暫沖式風洞建造周期短，投資少，一般[[雷諾數]]較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用於跨聲速、超聲速和高超聲速風洞。對於實驗時間小於 1秒的脈衝風洞還可通過電弧加熱器或激波來提高實驗氣體的溫度，這樣能量消耗少，模擬參數高。
測量控制系統
其作用是按預定的實驗程式，控制各種閥門、活動部件、模型狀態和儀器儀表，並通過天平、壓力和溫度等感測器，測量氣流參量、模型狀態和有關的物理量。隨著電子技術和計算機的發展，20世紀40年代後期開始，風洞測控系統，由早期利用簡陋儀器，通過手動和人工記錄，發展到採用電子液壓的控制系統、實時採集和處理的數據系統。
分類
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。
低速風洞：
許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風洞。基本上有兩種形式，一種是法國人A.-G.艾菲爾設計的直流式風洞；另一種是德國人L.普朗特設計的回流式風洞，圖1是這兩種風洞結構示意圖。現在世界上最大的低速風洞是美國國家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風洞。這個風洞建成後又增加了一個24.4米× 36.6米的新實驗段，風扇電機功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。
高速風洞：
跨聲速風洞：
風洞的馬赫數為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後，即使再增大驅動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產生的跨聲速區進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。後來研究發現，實驗段採用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實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。這種有透氣壁的實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。
