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，並可度量氣體對物體的作用以及觀察物理現象的一種管道狀實驗設備。按風洞試驗段氣流速度大小可將風洞分為低速風洞Ma≤0.4）、高速風洞（Ma=0.4～4.5）和高超聲速風洞（Ma≥5.0）。在高聲速風洞中，通常把 Ma 數為 0.4~0.8 稱為“亞聲速風洞”，Ma 數為 0.4~1.4 稱為“跨聲速風洞” ，把 Ma=0.4~4.5 稱為“超聲速風洞”。
基本介紹
- 中文名：高速風洞
- 外文名：High speed wind tunnel
- 馬赫數範圍：0.4～4.5
- 領域：航空航天
- 分類：亞聲速、跨聲速和超聲速風洞。
- 常見支撐形式：尾部支撐、腹部（背部）支撐等
簡介,地位,高速風洞常見支撐形式,尾部支撐,側壁支撐,腹部支撐或背部支撐,
簡介
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，並可度量氣體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物體固定在風洞內，使氣體流過模型。這種試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。它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的實驗方式。
按風洞試驗段氣流速度大小可將風洞分為低速風洞（Ma≤0.4）、高速風洞（Ma=0.4～4.5）和高超聲速風洞（Ma≥5.0）。在高聲速風洞中，通常把 Ma 數為 0.4~0.8 稱為“亞聲速風洞”，Ma 數為 0.4~1.4 稱為“跨聲速風洞” ，把 Ma=0.4~4.5 稱為“超聲速風洞”。
地位
具有高空高速優良性能的航空器是提高航空科學技術水平的主要標誌。在設計這些航空器時，需要計算氣動性能、穩定性與操縱性、氣動彈性、以及高超音速中的氣動熱等問題。而且還應該把我們初步設計的航空器模型，在高速風洞裡進行試驗，測量出這些模型的各種需要的氣動數據，進行理論分析研究。在進行航空器的設計任務中，只有經過風洞實驗所確定或驗證的設計，才能進行生產。按馬赫數範圍劃分，高速風洞可分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。
高速風洞
高速風洞高速風洞常見支撐形式
模型支撐系統的用途是在風洞中支撐模型，並通過角度機構改變模型的姿態角，即模型的迎角、側滑角或滾轉角。模型支撐系統的機構形式多樣，各風洞都有自己各具特色的支撐系統。高速風洞常見的模型支撐形式有尾部支撐、側壁支撐、腹部（背部）支撐等。
尾部支撐
尾部支撐是目前套用最為廣泛的支撐形式。通過模型底部向下游延伸的尾支桿與支架連線，尾部支撐可分為單支臂與雙支臂支撐形式。尾部支撐的優點是：
1)支撐系統處於模型之後，不會破壞模型表面的流動狀態，測量數據較準確。
2)結構簡單且通用性好，對於大多數飛行器因其底部面積都較大，故都可以採用這種支撐形式。
側壁支撐
側壁支撐最適合半模型試驗，常用的有以下幾種方法：
1）反射板法，為了隔除風洞側壁邊界層的影響，在半模型與風洞側壁之間加一塊反射平板，它與模型同步改變迎角，其形狀和大小因模型而異。
2）墊塊法，同樣是為了消除邊界層的影響，在模型對稱面處加一個與機身形狀相同的墊塊，其厚度隨模型和試驗 M 數的不同而改變。
3）影響法，類似墊塊法，需要加一個映像機身，必要時還應加映像垂尾。
4）直接靠近洞壁法，將模型直接靠近洞壁安裝，這種方法適用遠離洞壁的飛行器部件的試驗。
腹部支撐或背部支撐
對於實現常規尾部支撐形式有困難或是有特殊需要的試驗模型（如噴流模型）可以採用腹部支撐或背部支撐。這是由於支架直接固定在模型腹部（背部），對模型氣動外形有較大破壞，試驗結果受干擾影響較大，因此試驗數據要進行修正。但對於某些特殊試驗，這種支撐形式將是最常用的。
