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风洞离心风机 娱乐风洞设备价格 黑风洞 印度神油 风洞飞行体验 风洞项目招标 风洞 风洞试验 黑风洞【专家解说】：如今"风洞"这个名词已为许多读者，乃至广大青少年所熟悉。风洞，是指在一个管道内，用动力设备驱动一股速度可控的气流，用以对模型进行空气动力实验的一种设备。最常见的是低速风洞。最近位于四川绵阳的中国空气动力学研究和发展中心已建成具有世界水平的2.4米跨声速风洞(风洞常以试验段尺度命名)。这样大尺度的跨声速风洞，世界上只有美国和俄罗斯等少数国家才有。大家知道，风洞是发展航空航天事业的关键设备，研制任何飞机，包括军用飞机、民用飞机以及航天飞机，都必须首先在风洞中进行大量试验，试验飞机能不能飞起来，能飞多高多快和多远以及其他各项飞行性能等。2.4米跨声速风洞的建成表明，我国已进入世界航空航天大国的行列。
风洞--研制飞行器的先行官
决定一架飞机或其他飞行器的飞行性能，如速度、高度等，除飞机重量、发动机推力等要素外，最重要的因素是作用于飞机的空气动力。空气动力主要决定于飞机的外形。在设计和研制飞机时，首先是设计其外形，由此就可以确定作用于飞机的空气动力并推算飞行性能。但是，这个工作只能做在最前，不能在飞机造出来以后。确定飞机空气动力的实验设备主要是风洞。人们把风洞和风洞试验叫做航空航天的先行官是恰如其分的。
风洞实验的基本原理是相对性原理和相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，其试验结果可以推算出其实飞行时作用于飞机的空气动力。
飞行器(包括飞机、直升机、巡航导弹等)在风洞中的试验内容主要有测力试验(测量作用于模型的空气动力，如升力、阻力等，确定飞行性能);测压试验(测量作用于模型表面压力分布，确定飞机载荷和强度);布局选型试验 (模型各部件做成多套，可以更换组合，选择最佳的飞机布局和外形)等等。随着飞行器性能的提高和改进;风洞试验所需要的时间不断增加。40年代，研制一架螺旋桨飞机，风洞试验时间是几百小时。至70年代初，一架喷气式客机的风洞试验时间是4-5万小时。航天器(如洲际导弹、卫星、宇宙飞船等)大部分航行在大气层外，基本上与空气无关，但其发射和返回是在大气层中，仍然需要在风洞中进行试验。如美国的航天飞机，在不同风洞中总共进行了10万小时的试验。
风洞的发展
世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。美国的莱特兄弟 (O.Wright和W.wright)于1901年制造了试验段0.56米见方，风速12/s的风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实用的飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。
为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超声速风洞，试验段面积0.4米×0·4米，马赫数(风速与声速之比)2。适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界最大的跨超声速风洞，试验段面积488米×4.88米，马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的高超声速风洞。
为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放进试验段中吹风)，试验段面积24.4米×12.2米，风速150m/s，功率10万kW。1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米×4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8×106。80年代，美
国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围340-78K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。
我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速风洞，串联双试验段:8米×6米和16米×l2米，风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4米，马赫数0.6-1.2。
风洞应用扩大到一般工业
随着工业技术的发展，从60年代开始，风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展越来越需要空气动力学和风洞试验的参与，已经形成了新的学科:“工业空气动力学”和“风工程学”。
例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必纲模拟实物的刚度 (即弹性模型)，测量"风振特性"。这方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥，一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型，在风洞中进行防止污染和扩散的试验。
为此，应运而生出现了许多"大气边界层风洞"。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟地面"风"的运动情况(称为大气边界层)。国内已出现了十几座这样的风洞。
风洞试验模拟的不足及其修正
风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足主要有以下三个方面。与此同时，相应也发展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
1.边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中，气流是有边界的，边界的存在限制了边界
附近的流线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影响统称为边界效应或边界干扰。克服
的方法是尽量把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)，并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
2.支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场的干扰，称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正支架的影响，但很难修正干净。近来，正发展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在气流中。
3.相似准则不能满足的影响
风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则，或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行，雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。提高风洞雷诺数的方法主要有:
(1)增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的全尺寸风洞。
(2)增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国也正在研制这种高雷诺数风洞。
(3)降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质，在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。