大氣壓力風洞

大氣壓力風洞（atmospheric pressure wind tunnel）也叫“壓力風洞”或“高壓風洞”、“低速增壓風洞”，是一種在馬赫數限定較低的情況下，通過增加風洞內大氣壓力來提高風洞試驗雷諾數的風洞。

基本介紹

• 中文名：大氣壓力風洞
• 外文名：atmospheric pressure wind tunnel
• 別名：壓力風洞、高壓風洞
• 特點：試驗段馬赫數較低
• 原理：通過增加風洞壓力提高風洞雷諾數
• 一級學科：航空科技

簡介

大氣壓力風洞（atmospheric pressure wind tunnel）也叫低速增壓風洞（或壓力風洞、變密度風洞、高壓風洞）。20世紀60年代以來，提高風洞的雷諾數受到普遍重視。當代大型運輸機在跨聲速飛行時雷諾數已達60×10，一般飛機的飛行雷諾數也在(20~ 60)×10的範圍內。但目前世界上最大的跨聲速風洞，其試驗雷諾數僅達到10×10，雷諾數不夠已成為風洞模擬是否準確的重要問題，已經影響到跨聲速性能良好的運輸機和機動性較好的戰鬥機的研製。

圖1

低速風洞試驗結果要取得與真實飛行的一致性，必須使試驗雷諾數達到一定的值。從雷諾數的定義可以看出，在風速已經限定不大於馬赫數0.3的前提下，要提高風洞試驗的雷諾數，可以採取三種途徑：一是增加風洞的尺寸，二是增加風洞的壓力，三是降低流動介質的黏性係數。增加風洞的尺寸方面，美國NASA已經建成全尺寸風洞，但隨著現代飛機尺寸越來越大，風洞造價及驅動功率將隨尺寸增加而急劇上升，繼續增加風洞尺寸難度很大。提高風洞壓力，同樣可以增加雷諾數。若壓力增加1倍，密度也增加1倍（溫度保持不變）因而雷諾數增加1倍，這就可以避免設計特大尺寸的風洞。

優點

壓力風洞相比普通大氣風洞有以下優點：提高壓力從而提高雷諾數，可以節省風洞的驅動功率。增壓風洞可以區別雷諾數效應和馬赫數效應的影響，在有的增壓風洞中還可以將壓力調節到低於大氣的值，保持風洞在低壓下運轉，相同馬赫數下，功率將大大降低，當然雷諾數也比較低。

國內風洞

中國航空工業空氣動力研究院的FL -9低速增壓風洞為單迴路連續式閉口風洞（見圖1），主要用於飛機的選型和定型的低速高雷諾數試驗。該風洞矩形迴路軸線之間的距離為78m x18m，最大外圍尺寸為86. 2m×28m，風洞容積為13000m。

圖2

按照雷諾數和馬赫數給出的FL -9低速增壓風洞的運行包線（T=288. 15K）如圖2所示，其中雷諾數的參考長度是試驗段橫截面積平方根的1/10。

FL -9低速增壓風洞主要性能（見圖2和圖3）：

①試驗段尺寸：4.5m（寬）×3.5m（高）×10m（長）；

②最大風速：130m/s（常壓），90m/s (0.4MPa)；

③風洞壓力範圍：常壓~0. 4MPa。

與常規低速風洞不同，FL -9低速增壓風洞採用了兩個弧形門將試驗段與風洞其他部分的迴路隔開，這樣可以在風洞其餘部分保持增壓狀態下單獨減少試驗段的壓力，使工作人員能快速進入試驗段模型區更換模型，大大節約了增壓狀態的風洞試驗時間和能量消耗。

圖3

該風洞另一項提高試驗效率的辦法是，具有大迎角尾撐、雙轉軸、、腹撐及半模支撐等多個用於試驗模型支撐的架車系統，可以滿足不同試驗的需求。這些架車構成了風洞試驗段下壁板的一部分，能夠隨該風洞的駐室試驗段移動並互換，在架車上能夠進行模型安裝、電氣聯接、數據採集系統調試以及感測器的校測等全部的試驗準備工作，能同時準備多項試驗。

FL -9風洞於2008年完成了全部建設和調試任務，進行了流場校測和模型對比試驗，流場校測試驗結果全面滿足國軍標指標，部分指標接近或達到了國軍標先進指標。與其他風洞的模型對比，試驗結果具有較好的一致性，其重複性精度試驗，常壓試驗結果滿足國軍標指標，增壓狀態的部分試驗結果接近或達到了國軍標先進指標。