4.7 风 洞 | 风洞是为了研究流动空气和物体之间的相互作用的装置，它用来测量作用在飞行器上的空气动力,是一种飞行器研制中的重要设备。
风洞实际上是一个其中有人工造成的气流通过的通道，把飞行器模型或者飞行器实物放在通道内,让气流吹过静止的模型可以测得气流对模型的作用。这与模型在静止的空气中以同样的速度运动的状态是这样的。
为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符,必须做到下列三点:
首先,必须把实验模型的形状做得跟真实飞机尽可能相似即把模型各部分的几何只寸按真飞的只寸.以同一比例缩小。这叫做“几何相似”。
其次必须使真飞机同模型的各对应部分的气流速度大小成同一比例,而且流动方向也要相同。也就是二者在气流中相对位置必须相同。例如攻角必须相等。此外,实验时风洞中的气流扰动情况也要与实际飞行时的气流扰动情况相同。这叫做“运动相似”。
但是仅仅做到这两种“相似"还是不够。还应该做到“动力相似"。这就是:必须使作用于模型上的空气动力一升力和阻力,同作用于真飞机上的空气动力的大小成比例,而且方向相同。要做到“动力相似"的困难之处在于阻力的变化.因为随着速度的增大,升力和阻力中的压差阻力增加得较快,而摩擦阻力增加得较慢。实验时,模型的尺寸一般比真飞机总是小得多,而且风洞中的风速也比真正的飞行速度小得多。因而它的摩擦阻力在总阻力中所占的比例必然大得多。所以要做到“动力相似",必须使模型的摩擦阻力在其总阻力中所占的比例,同真飞机的摩擦阻力在其总阻力中所占的比例一样。为此,就必须使模型试验时的“雷诺"数(用Re代表），同真飞机飞行时的“雷诺"数一样。
雷诺数(Reynolds Nm忱。是用来表明摩擦阻力在模型或真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。雷诺数大,则摩擦阻力所占的比例小;反之,则大。雷诺数可用公式表示: |  | | 式中p为空气密度,v为风洞中的风速或飞行速度,L为飞机或模型的某一具有代表性的几何只寸,如机翼弦长。u为空气的粘性系数。 | | 低速风洞 | | 实验段中的气流速度小于150米/秒的风洞叫低速风洞,它分为直流式风洞和回流式风洞两种。前者比后者具有占地少、投资省的优点,但其最大缺点是受到外界气候条件的影响较大.各类飞行器都需在低速风洞中进行实验,低速风洞的应用极其广泛。目前世界上最大的低速风润是1981年投入运转的阿姆斯(A・m臼)中心的全尺寸风洞,它可以的1:1的飞机模型放进实验段进行实验,具有两个串联的椭圆形截面的实验段,最大风这可达150米/秒,风扇的总功率为9万9千千瓦,投资约1亿美元。 | | 跨音速风洞 | | 实验段中气流的马赫数为0.8~l2的风洞叫跨音速风洞。它的发展仅有四十多年的历史。1947年美国兰利中心研制成了世界上第一座跨音速风洞,正是根据该风洞所取得的资料,贝尔X.1研究机第一次突破音障,成功地实现了超音速飞行。之后跨音速风洞得到了迅速的发展。目前世界上有1米以上口径的大型跨音速风洞30座左右。 | | 超音速度风洞 | 实验段中气流M数为1.5~4.5的风洞叫超音速风洞。它出现得比路音速风洞早,在20年代就有了小型超音速风洞。目前世界上最大超音速风洞是美国阿诺德(AEDC)中心的口径为4.88米×4.88米的风洞。风洞中的超音速是由超音速喷管(又叫“拉瓦尔喷管',)产生的,它是一个两头粗中间细的管道。超音速风洞穴按照工作时间长短,可公为“暂冲式"和“持续式"两种。
暂冲式超音速风洞是靠高压空气和大气之间的压力差来工作的。先用电动机带动空气压缩机把空气加压于储气罐内备用。工作时y打开快速阀门,使气流迅速通过整流格,冲入超音速喷管产生超音速气流,气流经试验段后再通过扩散段流出。暂冲式风洞的最大优点是要求电动机功率较小,但工作时间很短一般只有几分钟。
持续式超音速风洞虽然工作时间长,可是消耗的功率很大。它靠多级压气机来提供超音速气流,它的超音速喷管喉部的只寸可以调节,以便改变气流的马赫数。
实验段中气流M数二巧的风洞叫高起音速风洞。它是为适应导弹、宇宙飞船和航天飞机的研制需要而发展起来的。1945年第二次世界大战尚未结束时,德国设计并开始加工一个实验段尺寸为1米×1米,最高M数达10的连续式高超音速风洞.战争结束后被美国缴获。美国作了适当修改后,一填到1961年才在阿诺德中心建机并设入作用最高马赫数达到M12。 |
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