風洞的分類與特點

在科學研究和工程實踐中，風洞是開展空氣動力試驗、進行理論驗證和產品設計研發的有效設備之一。風洞誕生于重于空氣的航空器出現后不久，其發展過程始終與航空航天緊密相關，而后在需求的牽引下，在很多領域都發揮著重要作用。從飛機到飛船，從汽車到火車，從大橋到大樓，以及體育運動等，風洞實驗無處不在，與我們的生活密切相關。在國防和軍事領域，風洞的作用就更加重要了。由于飛機、航天器、艦艇、火箭、導彈等尖端武器，要求運動速度快、機動能力好、靜音水平高、生存能力強，它們所面臨的氣動環境要復雜得多，必須利用風洞模擬各種氣流和風速進行試驗，觀察氣動現象和運動特性及噪聲來源等情況。

風洞的種類繁多，如果按照實驗段的氣流速度劃分，可分為低速風洞、高速風洞和高超聲速風洞，高速風洞又分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。其中，低速風洞和高速風洞主要適用于槍彈、炮彈、巡航導彈、近程彈道導彈以及高速航空飛行器等的測試；馬赫數大于5的高超聲速風洞，則可應對各種運載火箭、航天飛行器、空天飛機、高超聲速飛行器、高超聲速武器、中遠程彈道導彈等的測試。

低速風洞

在各類風洞中，低速風洞是出現最早、發展最完備、種類和數量最多的一種風洞，有著廣泛的用途。在航空航天領域，有關低速流動的基礎性研究，各種飛行器的布局和性能研究等都在低速風洞進行。一般情況下，運動物體間的相對速度不超過100米/秒的空氣動力學試驗都屬于低速風洞的實驗范疇。而對于高速飛行器來說，也要經歷起飛/降落階段的低速飛行，所以低速實驗也是不可缺少的。

低速風洞的特點主要有3點。

1.尺寸種類多

生產型低速風洞的實驗段腔室口徑一般在2.5米×2.5米以上，全風洞的長度可達幾十米。此外，低速風洞內的氣流速度較低，單位面積消耗的功率較小，但由于尺寸大，故總功率不低，普通的風洞功率通常為數千千瓦，而大型風洞可達上萬千瓦。

2.持續時間長

低速風洞能夠長時間運轉或多次連續運轉，但長時間運轉會消耗很大能量，引起氣流和風洞的升溫，所以通常需配備氣流冷卻系統。

3.氣流性能相對較低

風洞提供的氣流應是充分均勻的，對于流速較慢的低速風洞，為保證氣流穩定，需要設置很多整流部件，如導流片、蜂窩器、阻尼網等，風洞的設計也要有相應的措施，如增大收縮比等。

低速風洞的構造形式大致可分為兩種，一種是法國人埃菲爾發明的直流式風洞，一種是德國人普朗特發明的回流式風洞。直流式風洞的特點是不能進行能量回收，且受外界環境影響較大。為避免外界氣流影響，建立直流式風洞的實驗室面積至少是風洞實驗段直徑大小的數百倍。其優點是噪聲較小，且制造費用相對便宜?；亓魇斤L洞基本不受外界環境影響，實驗段的氣流品質較好，缺點是造價相對較高。另外，一些特殊的實驗，如煙流實驗、發動機尾噴實驗等，必須使用直流式風洞進行；而采用其他非常規空氣為流體介質的實驗則必須采用回流式風洞。

風洞腔室截面形狀通常有矩形、圓形、八角形和橢圓形等。選取原則主要考慮風洞的建造難易度和輸出氣流的均勻度等。在相同收縮比（收縮段氣流進口面積與出口面積的比值）下，橢圓形洞壁對氣流的影響最小，但施工難度最大。實際來看，通常進行小展弦比或大迎角測試的風洞實驗室使用圓形、方形或八角形截面；進行機翼剖面二元實驗應選擇方形截面風洞；進行大展弦比飛機實驗則優先選擇橢圓截面風洞。

根據功能不同，除可進行飛機的吹風實驗外，還有一些特殊用途的風洞，如專門研究飛機表面積冰與除冰的低溫風洞、研究飛機表面螺旋氣流形成與飛機改出方法的立式風洞、研究真實飛機氣動性能的全尺寸風洞、研究垂直起降飛機和直升機氣動性能的V/STOL風洞等。

高速風洞

高速風洞的氣流流速范圍為0.4～5馬赫。按照具體速度不同，可分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。

1.亞聲速風洞

亞聲速通常指氣流流速在0.4～0.7馬赫的風洞，其結構與低速風洞類似。亞聲速風洞主要解決特定飛行器在特殊環境下的飛行氣動性能問題。如臨近空間飛行器，主要利用低層臨近空間空氣的浮力和飛行器運動產生的升力作長久持續的飛行，包括高空長航時無人機、平流層飛艇等。但在這種低空氣密度下長時間飛行，又會遇到低密度低雷諾數條件下特殊的氣動問題。此時，就需要亞聲速風洞解決低雷諾數的復雜繞流、大尺寸柔性結構的流-固耦合問題和推進系統綜合性能問題。

除航空飛行器外，亞聲速風洞也被用于航天器的相關測試，如美國國家航空航天局（NASA）的MARSWIT風洞和日本的MWT風洞都是針對模擬火星環境而建立的風洞，其實驗段尺寸都比較小，主要用于火星探測器的原理性和驗證性實驗。NASA在蘭利研究中心還建有大型亞聲速風洞，其實驗段尺寸巨大，最高可模擬16.8千米高空的飛行環境，目前主要用于開展氣動、積冰、降雨、聲學等多領域的研究。

2.跨聲速風洞

跨聲速風洞是目前航空領域中進行空氣動力學研究和飛行試驗不可或缺的實驗平臺之一，其具備模擬高速空氣動力學環境、實現離線和在線試驗等諸多優點。飛行器在進行跨聲速飛行時，表面氣體流動現象非常復雜，可能會出現混合流場，且機翼表面會產生位置隨氣流擾動變化而變化的激波，很多測試飛機在這一階段會出現震顫、抖動、結構性能下降等問題。因此，跨聲速階段的氣流流動模擬計算就十分必要了。通常，跨聲速風洞的氣流速度為0.7～1.4馬赫，采用多級軸流式風扇驅動，結構與亞聲速風洞類似。同時，為減少激波產生的影響，提高數據的準確性，跨聲速風洞實驗段內壁通常會挖槽或開孔。另外，根據飛行器在跨聲速段的飛行特點，跨聲速風洞的氣流要進行低溫處理，方法主要是使用液氮：在風洞運行時噴射出的霧狀液氮會瞬間汽化，以保持流場溫度穩定。

3.超聲速風洞

超聲速風洞內的流體速度通常為1.5～4.5馬赫。其利用拉瓦爾管使得氣流達到超聲速，且可通過改變噴管壓力和噴口形狀進行流速調節。1905年德國建立了第一座超聲速風洞，1920年布澤曼對該風洞的噴管進行了優化，使噴出的氣流更加均勻。到20世紀50年代，一些國家開始嘗試利用超聲速風洞進行模型飛機的氣動性能測試。

現代超聲速風洞在流速范圍上往往會橫跨亞聲速、跨聲速和超聲速，因此可稱為三聲速風洞。在提高馬赫數的同時，現代風洞也注意到了雷諾數，尤其是大型飛行器的研制需要高雷諾數風洞支持，為此風洞多采用噴注液氮降低實驗段氣體溫度。這種低溫超聲速風洞具有獨立改變馬赫數、雷諾數和動壓的能力，因此發展很快。

高超聲速風洞

高超聲速風洞指氣流速度在5～15馬赫間的風洞，主要為導彈、火箭、航天飛船、高超聲速飛行器等服務。高超聲速風洞與超聲速風洞的工作原理類似，主要差別在于溫度。高超聲速風洞在穩定運行下，溫度會隨馬赫數增加而降低，導致氣流發生液化，因此需要加裝氣體加熱器，使氣流在噴出前預加熱。此外，與超聲速風洞相比，高超聲速風洞還有以下特點。

1.高超聲速風洞中氣流總溫高，會使噴管喉部過熱，需采取冷卻措施。

2.高超聲速噴管的曲壁形狀變化劇烈，喉部窄小，且高溫下易變性，故通常采用軸對稱型噴管。

3.高超聲速風洞耗能巨大，故多采用間歇式啟動，且以一邊吸氣一邊吹氣的方式提高流體速度。