七十年代初，Sears等人提出了自適應壁風洞的概念，並從理論上證明了風洞調節到無約束流動狀態的可能性。
自適應壁風洞的原理，概括的講就是通過主動控制洞壁狀態(如洞壁形狀)，使風洞內繞模型的流場成為其無約束流場的一部分，從而得到與自由飛行狀態相同的模型氣動載荷數據。由於自適應壁風洞能有效地消除或大大降低洞壁干擾的影響，因而能在較小口徑的試驗段里進行在相同口徑的常規風洞中無法進行的大尺寸模型試驗，而且能保證所得到的實驗數據具有很高的準度。
基本介紹
- 中文名：自適應壁風洞
- 外文名：adaptive wall wind tunnel
- 學科：航空航天
- 類型：理論術語
- 風洞：飛行器研製中不可缺少的部分
- 作用：消除或大大降低洞壁干擾的影響
背景,原理及可行性,研究和發展現狀,分類,
背景
風洞是能人工產生和控制氣流以模擬飛行器或物體周圍氣體的流動，並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。風洞試驗通常將模型或實物固定在風洞內，使氣體流過模型。這種實驗方法具有流動條件容易控制，可基本上不受外界環境影響，測量方便、精確，可重複地、經濟地取得實驗數據等優點。它是飛行器研製發展過程中最為有效的地面試驗設備和空氣動力研究最為常用、最有效的實驗方法。
然而，風洞設備本身存在的一些固有缺陷到目前尚未完全克服，其中之一就是長期以來一直影響風洞實驗數據準確性的洞壁干擾問題。隨著航空航天事業的不斷發展，空氣動力學研究和飛行器設計對風洞實驗數據的準確度要求越來越高，這就要求尋找行之有效的方法消除風洞實驗的洞壁干擾。解決洞壁干擾的方法有以下幾種：
①增加風洞尺寸，從而可以增大試驗模型的尺寸以提高試驗的雷諾數。然而，隨著試驗段口徑的增大，風洞在建設使用上的技術難度勢必增加，工程投資、風洞運行管理等費用更是成倍增加。
②減小堵塞比。縮小模型從而減小其在風洞中的相對堵塞比，這雖然是減小洞壁干擾的一條有效途徑，但是現代飛行器越來越大，外形日趨複雜，縮小模型將導致實驗雷諾數過小從而不能完全滿足試驗的相似性要求。
③干擾修正計算技術。利用計算方法，對實驗數據進行修正從而得到無干擾數據。低速時此問題解決得較好，跨音速和超音速時，由於流場特性較複雜，數學模型及數學方程不完善，此時模型試驗的數據修正仍存在許多問題未能較好解決。
以上這些方法都是被動的消除洞壁干擾，難以滿足不斷發展的工程技術的要求。針對以上不足，人們在對洞壁干擾進行修正的同時，也對洞壁構型的最佳化進行研究，以期減少洞壁干擾的量級。自適應壁風洞的誕生，表明無約束流動的存在是有可能的，為徹底解決洞壁干擾問題開闢了一條新的努力方向。
原理及可行性
七十年代初，Sears等人提出了自適應壁風洞的概念，並從理論上證明了風洞調節到無約束流動狀態的可能性。
自適應風洞的原理，概括的講就是通過主動控制洞壁狀態(如洞壁形狀)，使風洞內繞模型的流場成為其無約束流場的一部分，從而得到與自由飛行狀態相同的模型氣動載荷數據。由於自適應壁風洞能有效地消除或大大降低洞壁干擾的影響，因而能在較小口徑的試驗段里進行在相同口徑的常規風洞中無法進行的大尺寸模型試驗，而且能保證所得到的實驗數據具有很高的準度。
自適應壁風洞不僅在結構上不同於常規風洞，它的試驗過程也不同於常規風洞，它是一個疊代過程。具體實驗過程為:對一定狀態下的試驗結果進行判定，檢驗是否存在洞壁干擾，若存在，則根據其干擾值計算洞壁變形量並調整壁面，再進行吹風試驗並繼續判斷、調節，直到認為無干擾為止。自適應壁風洞試驗疊代過程的收斂性已得到大量研究者的數值模擬論證及實驗證明。
自適應壁風洞試驗技術概念的提出和研究，為主動控制風洞試驗段中洞壁干擾效應提供了手段，使洞壁干擾效應消除或減小到生產性風洞試驗允許的殘餘值，並可估算其量值，以使飛行器設計人員採用風洞試驗獲得的氣動力係數不會有大的風險。自適應壁風洞由於其所具備的優越性，使得它有著極其廣泛的由於前景，對它的進一步研究也勢在必行。自適應壁風洞實驗技術研究是實驗空氣動力學研究中的一個重要方面。
研究和發展現狀
自適應壁風洞試驗技術可追溯到20世紀30年代末，英國國家物理實驗室(NPL)的科技人員最早用兩個柔壁在高速閉口風洞中試驗二元模型以減輕阻塞效應，並由G. Taylor設計了一個半經驗的洞壁調整方案用於流線壁面形狀的計算。由於當時沒有較好的計算條件及存在調節控制等技術上的困難，Taylor方案未能得到很好發展。此項研究在NPL延續了10年，到50年代初，由於能跨過聲速的通氣壁試驗段的出現，以及採用柔壁試驗段的困難，致使柔壁試驗段方案停頓了近20年。
到了60年代末，自動控制和計算機科學有了顯著的發展，自適應壁風洞潛在的能力得以發揮，以滿足現代實驗空氣動力學領域日益要求改善風洞試驗數據質量的要求，尤其是要求保證吹風試驗時風洞內的流動要準確模擬真實自由飛行狀態的流動，這樣就必需儘量減少跨聲速風洞試驗中的洞壁干擾，並達到可修正的程度。
70年代初，一些氣動研究機構再次致力於自適應壁風洞試驗技術的研究，包括試驗設備和相應的試驗計算程式設計，並進行驗證試驗來證明自適應壁風洞的基本原理在技術上是可行的。早期有代表性的是美國Calspan公司的通氣壁自適應風洞和英國Southampton大學的柔壁自流線型風洞。由於自適應壁風洞的巨大套用價值，開展此項研究的國家和科研單位迅速增加，研究內容不斷擴大和深入。到80年代，二元自適應壁風洞技術已可成功運用於跨音速和低速大阻塞比與高升力模型試驗。三元自適應壁風洞技術成為研究重點，一批三元自適應壁風洞先後問世。具有代表性的由美國空軍萊特航空實驗室(AFWAL)柔性棒壁風洞，德國宇航院(DLR)橡膠管風洞，柏林工業大學八角形柔壁風洞及美國AEDC四壁分段變開閉比通氣壁自適應風洞。
我國的自適應壁風洞研究始於80年代初，中國空氣動力學研究與發展中心，西北工業大學，哈爾濱空氣動力研究所等科研單位開展了自適應壁風洞的研究工作，並取得了一定的成績。1983年，西北工業大學建成了一座低速二元柔壁自適應風洞，對柔壁自適應風洞設計準則，洞壁調整疊代方案和實驗技術進行了研究。NACA001?翼型試驗表明，洞壁自適應後取得了與無干擾數據一致的結果。1988年與德國宇航院合作，開始進行低速二元自適應壁風洞的三元模型實驗技術研究，對原有柔壁試驗段進行了加寬改造，用兩種洞壁調整方案編製程序進行對比實驗。翼身組合體和半模型實驗表明。二元自適應壁風洞在低速實驗時可以有效降低三元模型的洞壁干擾。
分類
自適應壁風洞按繞模型流動狀態的調節方式和可調節流動類型作如下分類：
1、按洞壁狀態的調節方式:分為柔壁自適應風洞和通氣壁自適應風洞。柔壁自適應風洞是主動調節洞壁的有效形狀，使其與繞模型的無約束流場的流線重合。通氣壁自適應風洞把駐室分割成一個個小的單元，對每個單元分別吹氣或抽氣，以控制流經洞壁的氣流，使得繞模型的流動接近無約束流動。與常規風洞相比，它們的優點是都能提供模型近似自由流場的氣動數據。柔壁自適應風洞還有以下特點：
①壁面靜壓作為控制壁面的流動測量參數，可以非常方便、精確地測量而又不會影響到風洞的內流場。測量參數轉換到其他流動參數也易於實現且精度損失較小，流場邊界條件易於快速、精確地調整，並且容易實現自動化。這些優點對工程實驗研究是非常重要的。
②柔壁自適應風洞不使用龐大的駐室機構和抽氣系統，從而一方面降低了能耗和設備造價，並為其他先進技術如磁懸浮天平和低溫風洞技術的採用創造了條件:另一方面，其光滑的洞壁也能很好地降低壁面擾動、減小噪音，得到很好的流動品質。
③試驗模型可進一步增大，以提高模擬精度和試驗R。數，而通氣壁風洞一般要在流場內部設定軸向測壓管或靜壓探頭、方向探頭等，占用試驗段空間並對主流動產生擾動，限制了模型的尺寸。
④柔壁自適應風洞的邊界條件可控性好，可用來進行某些特殊目的的試驗，如地面效應試驗、翼柵流動試驗等。
2、按可調節流動類型:分為二元自適應壁風洞和三元自適應壁風洞。二元自適應壁風洞僅有上下兩個壁面可以調節，對於翼型試驗，它可以模擬無干擾流動;對於三元模型試驗，它由於無法消除側壁干擾而只能近似產生無干擾流動。而三元自適應壁風洞能在四個壁面進行調節，從而可以更好地模擬三元無約束流場。還有一些風洞，每個壁面由多個窄的可調整壁條組成，以便能更精確地模擬三元流場。
