【流体力学微教材】跨声速风洞

1、概况

跨声速风洞试验段气流的马赫数约为 0.8～1.4。下限之所以为0.8，是因为试验段洞壁（非通气壁）发生壅塞（堵塞）的马赫数一般0.8左右，要使马赫数超过0 .8，需要采取措施解决壅塞向题。马赫数在1.4左右，采用一般的超声速喷管和实壁试验段即可，属超声速风洞的范畴。与一般超声速风洞相比，跨声速风洞有一些不同之处。这些不同之处主要有三个方面。第一，超声速风洞试验段的壁面是实壁，跨声速风洞试验段的壁面是透气壁（开孔或开槽的洞壁），四壁为通气壁或上下两壁为通气壁。通气壁的外面是一个空腔，这个空腔叫做驻室。通气壁包括开孔壁或开槽壁或孔槽兼有的通气壁。通气壁的通气面积与壁面总面积之比，称为开闭比。在一定的条件下，试验段的部分空气通过通气壁流人驻室。第二，超声速风洞试验段之前有一个先收缩后扩张的超声速喷管，风洞工作时在喷管喉道处马赫数为1，在喷管出口处马赫数大于1。而跨声速风洞则不同，在试验段的前面是单纯收缩的管道，管道出口处马赫数最高为1。第三，要在超声速风洞试验段中得到不同的马赫数，需改变喷管的面积比。而在跨声速风洞中只要改变试验段入口处静压与驻室静压之比，就可用同一个单纯收缩管道（即面积比不变）而获得跨声速范围内的不同的马赫数。

世界上第一座实用的跨声速风洞于1947年研制成功。当前跨声速风洞的发展动向有二，一是进一步提高跨声速实验的雷诺数，二是进一步减小跨声速洞壁干扰。随着航空航天事业的发展，当代大型飞机跨声速飞行的雷诺数高达6×10⁷，而一般跨声速风洞的实验雷诺数只能达到飞行雷诺数的1/10，最大也未超过1/6。实验雷诺数与飞行雷诺数之间的差距如此之大，以致使许多实验结果不可靠。例如，由于实验雷诺数低，风洞实验中翼面上激波位置和压强分布，与飞行情况相差甚远。由于实验雷诺数低，难以开展飞机大迎角、高机动性的实验，难以开展对尖峰翼型、超临界翼型等先进翼型的实验研究。如果实验雷诺数提高到大于或等于4×10⁷（以平均气动弦为特征长度），通常认为空气动力系数随雷诺数的变化已不明显。这种实验雷诺数接近飞行雷诺数的风洞，称为高雷诺数风洞。提高实验雷诺数的方法，不外乎以下几种：加大风洞的尺寸；用密度高的气体作为风洞工作介质；提高风洞中气流的总压；降低气流的总温。像低速风洞那样加大风洞尺寸，对于跨声速风洞来说，是不现实的，风洞建设费用太高。更换风洞的工作介质以提高实验雷诺数，理论上是可行的，但目前还找不到比热容与空气相同、密度比空气高而又比较便宜的气体。1966年以来用压力风洞提高实验雷诺数，取得了一定的成效，但引起了动压的增加，带来了模型和支架的强度问题，同时风洞的驱动功率显著增大，限制了雷诺数的进一步提高。二十世纪七十年代以来，一种新型风洞—低温风洞，显示出越来越多的优越性。低温风洞是工作介质温度低于173k的风洞。温度降低，使粘性系数μ和声速a减小，密度ρ增大，雷诺数Re提高。随着温度降低，虽然密度增加了，但由于声速减小，相同马赫数下的风速降低了，因而动压可基本上保持不变，风洞的驱动功率还会略有下降，避免了一般压力风洞中由于提高雷诺数而带来的模型载荷过大和驱动功率过大的问题。与常规的环境温度风洞相比，通过降低总温，可在风洞尺寸不变、气流动压基本不变的情况下，使雷诺数提高6倍之多。如果在降低气流总温的同时适当增大气流的总压，即低温风洞与压力风洞相结合，实验雷诺数将会得到更大的提高。例如，1983年正式运行的世界上最大的高雷诺数跨声速风洞,美国NASA兰利实验中心国家跨声速风洞,试验段横截面尺寸为2.5m×2.5m，试验段气流马赫数范围为0.2～1.2，总压可达9×10⁵Pa，用喷入液氮的方法可使气流温度降到100k，马赫数为1时基于模型弦长0.25m的实验雷诺数可达120 x10⁶，比波声747客机巡航飞行的雷诺数还高一倍。又如，定于1993年建成的欧洲跨声速风洞ETW（European Transonic Wind Tunnel)，试验段尺寸2.4mx2.0m，最低工作温度90K，最高实验雷诺数5×10⁷（Ma=0.9）。

美国NASA兰利实验室国家跨声速风洞（The National Transonic Facility(NTF)是一座1983年建成的由轴流压缩机（或轴流风扇，a aixial fan ）驱动、单回路、连续式、低温增压风洞（如图1～图5所示）。该风洞可以独立控制试验段总温、总压、风扇速度等参数，以便可以分别研究Ma数（压缩性）、Re数（粘性）和气动弹性（动压）效应，通过总温、总压和风扇转速的组合，试验段每米雷诺数范围可获得6.6×10⁶～475.7×10⁶/m，马赫数范围0.1～1.2。试验段宽2.5m、高2.5m、长7.6m，为了防止跨声速流动气流堵塞，试验段顶部和底部分别开6条槽。风洞液氮喷射装置可使风洞试验段在总温116K下运行，试验段总温为116K～338K，试验段总压在101.4KPa～917KPa。其动力系统位于风洞第二拐角段下游，由洞外101MW的变频交流电机和轴流压缩机组成，压缩机直径6.1m，等内外径的流通面积，压缩机采用单级，动叶25片、静叶26片，进口调级片24片，动叶采用玻璃纤维增强塑料桨叶(fabricated of fiberglass-reinforced plastic)。压缩机转速范围60～600rpm，氮气低温运行的最大转速（额定转速）360rpm，常温空气运行的最大转速600rpm。风洞运行时，流量的调整策励是粗调用转速、微调用风扇前置导流片，试验段Ma数调整精度1/1000。为了精细化Ma数控制，可以通过改变进口导流片以取得所需要的压缩比，以便维持试验段所需的马赫数。为了缩短驱动压缩机轮毂长轴长度，压缩机的整流头罩在第二拐角处转弯延伸至第一与第二拐角段之间，同时为了降低压缩机气动噪声，压缩机的整流罩进行声衬处理。

图1  美国国家NFT连续式跨声速低温增压风洞外景

图2  美国国家NFT连续式跨声速低温增压风洞

图3  美国国家NFT风洞试验段Re数与总压曲线

图4  美国NTF风洞试验段透气槽

图5  美国NTF轴流压缩机

（为了缩短长轴，头罩延伸到第二拐角前）

欧洲跨声速风洞ETW（European Transonic Wind Tunnel)也是一座1993年建成的由轴流压缩机驱动、单回路、连续式、低温增压风洞（如图6～图10所示）。该风洞可以独立控制试验段总温、总压、风扇速度等参数，以便可以分别研究Ma数（压缩性）、Re数（粘性）和气动弹性（动压）效应，通过总温、总压和风扇转速的组合，试验段每米雷诺数范围可获得6.6×10⁶～230×10⁶/m，马赫数范围0.15～1.35。试验段宽2.4m、高2.0m、长9.0m，为了防止跨声速流动气流堵塞，试验段顶部和底部分别开6条槽。风洞液氮喷射装置可使风洞试验段在总温110K下运行，试验段总温为110K～313K，试验段总压在115KPa～450KPa。动力系统位于风洞第二拐角段下游，由洞外50MW的变频交流电机和轴流压缩机组成，压缩机直径4.5m，压缩机采用双级，动叶32片，动叶采用碳纤维复合材料桨叶（the carbon fibre composite blades）。压缩机转速范围60～830rpm，常温空气运行的最大转速830rpm。风洞运行时，流量的调整策励是粗调用转速、微调用风扇前置导流片，试验段Ma数调整精度1/1000。

图6  欧洲连续式跨声速低温增压风洞（ETW）外貌

图7  欧洲连续式跨声速低温增压风洞（ETW）

图8  欧洲ETW风洞试验段Re数与总压曲线

图9  欧洲ETW试验段

图10  欧洲ETW风洞试验段透气槽

该风洞是一座位于我国绵阳空气动力学研究与发展中心，于1999年投入运行的一座大型亚跨声速风洞，该风洞采用引射驱动、半回流、暂冲型。 试验段截面尺寸为2.4米（宽）×2.4米（高）×7米（长），马赫数范围0.3～1.15， 最高雷诺数为17.00×106。该风洞既可完成全模、半模和部件的常规测力、测压试验，也可进行抖振、颤振、动导数、TPS等特种试验，如图11和图12所示。目前主要承担C919大型客机、ARJ21-700支线客机和MA-700支线客机的高速风洞试验任务。

图11  2.4米×2.4米跨声速风洞

图12  2.4米×2.4米跨声速风洞试验段