高雷諾數風洞是用增加氣流總壓，降低氣流總溫或採用重氣體或增大模型尺寸等方法，使試驗雷諾數接近于飛機實際飛行雷諾數的風洞。
雷諾數的變化主要影響邊界層發展和轉抿、邊界層分離、旋渦流動、激波/邊界層干擾、激波/旋渦干擾、底部流動與尾跡和粘性橫流等粘性起支配作用的流動。風洞試驗的雷諾數模擬不足，將會使上述流動現象發生變化，與真實飛行存在差異，導致飛機焦點、最大升力係數和阻力係數等氣動參數預測不準，尤其是影響飛機經濟性的阻力特性和影響飛機安全性的最大升力係數會發生很大偏差。
由於雷諾數效應具有廣泛性、非線性和複雜性等特點，目前LFD方法模型還不夠完善，計算硬體能力不足，還難以準確預測飛行雷諾數下的氣動特性；另外，飛行器試飛只能用於事後驗證，風險大、成本高、周期長，對於現代越來越複雜的飛行器，一旦試飛之後才發現設計問題將造成不可挽回的損失。因此，在高雷諾數風洞中進行飛行雷諾數試驗，是實現飛行器氣動力精細設計和飛行性能準確預測的前提和保證。
基本介紹
- 中文名：高雷諾數風洞
- 外文名：High Reynolds number wind tunnel
- 套用學科：空氣動力學
- 特點：高雷諾數
- 實現方法：重氣體、加尺寸、加壓、降溫
- 主要手段：降低氣流溫度
引言,定義,高雷諾數實現途徑,低溫高雷諾數風洞的現狀,
引言
風洞試驗要遵循一系列相似準則，其中雷諾數是最主要的相似參數之一。雷諾數表征氣體慣性力與粘性力之比，是流動分型與演化的關鍵參數，理論上風洞試驗應該準確模擬飛行器的飛行雷諾數。
雷諾數的變化主要影響邊界層發展和轉抿、邊界層分離、旋渦流動、激波/邊界層干擾、激波/旋渦干擾、底部流動與尾跡和粘性橫流等粘性起支配作用的流動。風洞試驗的雷諾數模擬不足，將會使上述流動現象發生變化，與真實飛行存在差異，導致飛機焦點、最大升力係數和阻力係數等氣動參數預測不準，尤其是影響飛機經濟性的阻力特性和影響飛機安全性的最大升力係數會發生很大偏差。
美國的C-141就是因為風洞試驗雷諾數太低，試驗的焦點位置與飛行相差很大，險些出現機毀人亡的重大事故，不得不投入巨資和花費相當長的時間對飛機進行改進。現代大型客機為了追求更高的經濟性，普遍採用超臨界機翼，其氣動特性對雷諾數尤為敏感。同時，現代大型飛機尺寸也越來越大，雷諾數效應問題更為突出。雷諾數模擬能力的不足，使得基於常規風洞試驗結果的飛行器氣動設計和性能預測會出現偏差，可能導致飛行器設計方案更改，造成經濟損失，延誤研製周期。C-5 A飛機風洞與飛行阻力發散馬赫數相差0.02，改裝77架飛機的機翼，耗費大量時間和經費(約10億美元)。
由於雷諾數效應具有廣泛性、非線性和複雜性等特點，目前LFD方法模型還不夠完善，計算硬體能力不足，還難以準確預測飛行雷諾數下的氣動特性；另外，飛行器試飛只能用於事後驗證，風險大、成本高、周期長，對於現代越來越複雜的飛行器，一旦試飛之後才發現設計問題將造成不可挽回的損失。因此，在高雷諾數風洞中進行飛行雷諾數試驗，是實現飛行器氣動力精細設計和飛行性能準確預測的前提和保證。
定義
用增加氣流總壓，降低氣流總溫或採用重氣體或增大模型尺寸等方法，使試驗雷諾數接近于飛機實際飛行雷諾數的風洞。
高雷諾數實現途徑
由雷諾數的定義可知，在氣流速度一定的情況下，提高風洞試驗雷諾數的方法主要有以下4種：
（1）採用重氣體作為風洞的試驗介質
採用重氣體為試驗介質的方法通過增加氣流密度和降低粘性係數來提高風洞試驗雷諾數，同時模型載荷和風洞運行功率還可以降低。因此，採用重氣體為試驗介質來提高雷諾數是一種不錯的方法。
美國NASA對此也開展了大量的研究工作，1959年改造的跨聲速動力學風洞(簡稱為TDT)就是使用二氯二氟甲烷(即R12)和空氣作為試驗介質，試驗雷諾數分別可以達到
和
，大大提高了試驗雷諾數。根據TDT的運行過程來看，所用重氣體也一直處於發展之中，從最初的R12，考慮過六氟化硫，最終採用了R134a。根據世界製冷劑的發展看，R134a也逐漸處於淘汰過程中。
由於重氣體的比熱比值與空氣不同，當試驗馬赫數較高，氣體壓縮性效應比較明顯，特別是當模型上出現激波時，重氣體中得到的試驗數據與空氣中的數據會有較大的差異，且目前對試驗數據的精確修正還很困難，試驗數據的置信度將大大降低。另外還需要配置氣體回收裝置、氣體分析裝置、氣體報警系統等，將導致設備較為複雜。
（2）增大風洞尺寸
利用增加風洞尺寸從而增加模型尺寸是提高雷諾數最直接的方法之一，風洞雷諾數隨著試驗段尺寸增大而線性提高。工程建設經驗表明風洞造價約以風洞尺寸的2.5次方增加，而且驅動功率也和試驗段尺寸的2次方成正比。如果純粹依靠增大試驗段尺寸來提高雷諾數，那么雷諾數要達到飛行雷諾數
，試驗段尺寸需要達到40m以上，如此大尺寸的風洞，其造價和驅動功率都難以接受。
（3）增大運行壓力
提高風洞運行總壓的方法也就是提高氣流密度，該方法存在的局限是:風洞雷諾數模擬能力隨著壓力增大線性增加的同時，風洞的殼體強度、造價和運行功率也隨著壓力的增大線性增加，而且運行壓力太大會導致飛行器模型因為載荷過大產生嚴重變形，且不能將雷諾數效應與模型變形的影響分離，同時模型支撐系統和天平也因為載荷太大難以設計。
（4）降低風洞內氣流溫度
氣流的溫度降低時其密度增大，粘性係數降低，從而可提高試驗雷諾數。
另外，低溫風洞可以在試驗過程中實現氣流速度、總溫和總壓的獨立調節，它具有常規風洞無法比擬的幾個優點:可得到純馬赫數影響而不引入雷諾數變化或模型彈性變形引起的干擾;可得到純雷諾數影響而不引入馬赫數變化和模型彈性變形效應;可得到模型純彈性變形影響而不引入雷諾數和馬赫數效應。
如圖給出了上述4種提高風洞試驗雷諾數方式下雷諾數、模型載荷和功率與基本類型的比值。可以看出，降低試驗介質的氣流溫度或採用重氣體為試驗介質實現相同的試驗雷諾數時所需的驅動功率較小，優勢明顯。
由上述分析可知，高雷諾數風洞的設計建設，需要以降低氣流溫度為主要手段，並綜合運用其它幾種方式進行。
低溫高雷諾數風洞的現狀
鑒於雷諾數模擬對飛行器研製的重要性，空氣動力學家一直試圖在地面實現飛行雷諾數模擬。1920年，法國著名空氣動力學家Margoulis提出了通過冷卻試驗氣體來增加雷諾數的建議，但並未嘗試將風洞試驗氣體冷卻到低於環境溫度。1945年，英國人Smelt在研究提高風洞雷諾數所帶來的風洞尺寸和驅動功率增大問題的解決方法時，再一次提到了降低試驗氣體總溫的好處，當時的技術瓶頸是缺少冷卻試驗氣體的方法以及合適的洞體結構材料。1971年，英國南安普頓大學教授Uoodye:提出了使用低溫空氣或氮氣的建議，他和蘭利中心的研究者們合作，建成了世界上第一座研究型低溫風洞川。
由於低溫風洞的獨特優勢，許多國家開展了相關低溫技術研究和低溫風洞建設。目前，國外低溫風洞共有20多座，2m以上的大口徑生產型低溫風洞有3座，分別是德國宇航院的KKK低速低溫風洞、美國國家跨聲速設備NTF和歐洲跨聲速風洞ETW(德國、英國、法國及荷蘭4國聯合建造)，其餘均為小型研究型低溫風洞。
