風洞移測裝置設計

❶ 風洞的結構

風洞主要由洞體、驅動系統和測量控制系統組成，各部分的形式因風洞類型而不同。 驅動系統共有兩類。
一類是由可控電機組和由它帶動的風扇或軸流式壓縮機組成。風扇旋轉或壓縮機轉子轉動使氣流壓力增高來維持管道內穩定的流動。改變風扇的轉速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調節氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控硅整流設備供電。它的運轉時間長，運轉費用較低，多在低速風洞中使用。使用這類驅動系統的風洞稱連續式風洞，但隨著氣流速度增高所需的驅動功率急劇加大，例如產生跨聲速氣流每平方米實驗段面積所需功率約為4000千瓦，產生超聲速氣流則約為16000～40000千瓦。
另一類是用小功率的壓氣機事先將空氣增壓貯存在貯氣罐中，或用真空泵把與風洞出口管道相連的真空罐抽真空，實驗時快速開啟閥門，使高壓空氣直接或通過引射器進入洞體或由真空罐將空氣吸入洞體，因而有吹氣、引射、吸氣以及它們相互組合的各種形式。使用這種驅動系統的風洞稱為暫沖式風洞。暫沖式風洞建造周期短，投資少，一般[[雷諾數]]較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用於跨聲速、超聲速和高超聲速風洞。對於實驗時間小於 1秒的脈沖風洞還可通過電弧加熱器或激波來提高實驗氣體的溫度，這樣能量消耗少，模擬參數高。 許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風洞。基本上有兩種形式，一種是法國人A.-G.埃菲爾設計的直流式風洞；另一種是德國人L.普朗特設計的迴流式風洞，圖1是這兩種風洞結構示意圖。現在世界上最大的低速風洞是美國國家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風洞。這個風洞建成後又增加了一個24.4米× 36.6米的新實驗段，風扇電機功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。
低速風洞實驗段有開口和閉口兩種形式，截面形狀有矩形、圓形、八角形和橢圓形等，長度視風洞類別和實驗對象而定。60年代以來，還發展出雙實驗段風洞，甚至三實驗段風洞。
風洞就是用來產生人造氣流(人造風)的管道。在這種管道中能造成一段氣流均勻流動的區域，汽車風洞試驗就在這段風洞中進行。
在低速風洞中，常用能量比Er衡量風洞運行的經濟性。式中v0和A0分別為實驗段氣流速度和截面積；ρ為空氣密度；η和N 分別為驅動裝置系統效率和電機的輸入功率。對於閉口實驗段風洞Er為3～6。雷諾數Re是低速風洞實驗的主要模擬參數，但由於實驗對象和項目不同，有時尚需模擬另一些參數，在重力起作用的一些場合下（如尾旋、投放和動力模型實驗等）還需模擬弗勞德數Fr，在直升機實驗中尚需模擬飛行馬赫數和旋翼翼尖馬赫數等。
低速風洞的種類很多，除一般風洞外，有專門研究飛機防冰和除冰的冰風洞，研究飛機螺旋形成和改出方法的立式風洞，研究接近飛行條件下真實飛機氣動力性能的全尺寸風洞，研究垂直短距起落飛機(V/STOL)和直升機氣動特性的V/STOL風洞，還有高雷諾數增壓風洞等。為了研究發動機外部雜訊，進行動態模型實驗，一些風洞作了改建以適應聲學實驗和動態實驗要求。為了開展工業空氣動力學研究，除了對航空風洞進行改造和增加輔助設備外，各國還建造了一批專用風洞，如模擬大氣流動的速度剖面、湍流結構和溫度層結的長實驗段和最小風速約為0.2米/秒的大氣邊界層風洞，研究全尺寸汽車性能、模擬氣候條件的汽車風洞，研究沙粒運動影響的沙風洞等。
直流式閉口實驗段低速風洞是典型的低速風洞。在這種風洞中，風扇向右端鼓風而使空氣從左端外界進入風洞的穩定段。穩定段的蜂窩器和阻尼網使氣流得到梳理與和勻，然後由收縮段使氣流得到加速而在實驗段中形成流動方向一致、速度均勻的穩定氣流。在實驗段中可進行飛機模型的吹風實驗，以取得作用在模型上的空氣動力實驗數據。這種風洞的氣流速度是靠風扇的轉速來控制的。中國氣動力研究和發展中心已建成一座開路式閉口串列雙試段大型低速風洞，第一實驗段尺寸為12×16×25米3,最大風速為25米/秒，第二實驗段尺寸為8×6×25米3，最大風速為100米/秒。
迴流式風洞實際上是將直流式風洞首尾相接，形成封閉迴路。氣流在風洞中循環迴流，既節省能量又不受外界的干擾。風洞也可以採用別的特殊氣體或流體來代替空氣，用壓縮空氣代替常壓空氣的是變密度風洞，用水代替空氣的稱為水洞（見水槽和水洞）。 風洞的馬赫數為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後，即使再增大驅動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產生的跨聲速區進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。後來研究發現，實驗段採用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實驗段內的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產生低超聲速流動。這種有透氣壁的實驗段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產生的激波，在實壁上反射為激波，而在自由邊界上反射為膨脹波，若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。
為了在各種實驗情況下有效地減弱反射波，發展出可變開閉比（開孔或開縫占實驗段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分布的透氣壁。第一座跨聲速風洞是美國航空咨詢委員會(NACA)在1947年建成的。它是一座開閉比為12.5%、實驗段直徑為 308.4毫米的開縫壁風洞。此後跨聲速風洞發展很快，到50年代就已建設了一大批實驗段口徑大於1米的模型實驗風洞。 洞內氣流馬赫數為1.5～4.5的風洞。風洞中氣流在進入實驗段前經過一個拉瓦爾管而達到超聲速。只要噴管前後壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度只取決於實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。通常採用由兩個平面側壁和兩個型面組成的二維噴管。
噴管的構造型式有多種，例如：兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連接的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連接而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調節的柔壁噴管（圖3）。實驗段下游的超聲速擴壓器由收縮段、第二喉道和擴散段組成(圖4),通過喉道面積變化使超聲速流動經過較弱的激波系變為亞聲速流動，以減小流動的總壓損失。第一座超聲速風洞是普朗特於1905年在德國格丁根建造的，實驗馬數可達到1.5。
1920年A.布澤曼改進了噴管設計，得到了均勻超聲速流場。1945年德國已擁有實驗段直徑約 1米的超聲速風洞。50年代，世界上出現了一批供飛行器模型實驗的超聲速風洞，其中最大的是美國的4.88米×4.88米的超聲速風洞。
建設的許多風洞，往往突破了上述亞聲速、跨聲速和超聲速單一速度的范圍，可以在一個風洞內進行亞聲速、跨聲速和超聲速實驗。這種風洞稱為三聲速風洞。中國氣動力研究與發展中心的1.2米×1.2米跨聲速、超聲速風洞（圖5）是一座三聲速風洞。
60年代以來，提高風洞的雷諾數 受到普遍重視。跨聲速風洞的模型實驗雷諾數通常小於1×109，大型飛行器研製需要建造雷諾數更高（例如大於4×109）的跨聲速風洞，因而出現了增高駐點壓力的路德維格管風洞，用噴注液氮降低實驗氣體溫度、提高雷諾數的低溫風洞等新型風洞。低溫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。 馬赫數大於 5的超聲速風洞。主要用於導彈、人造衛星、太空梭的模型實驗。實驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風洞主要有常規高超聲速風洞、低密度風洞、激波風洞、熱沖風洞等形式。
高超音速風洞 如要在風洞中獲得更高 M數的氣流(例如M≥5),一般來說單靠上游高壓空氣的吹沖作用還不能產生足夠的壓力差，這時在風洞下游出口處接上一隻容積很大的真空容器，靠上沖下吸便可形成很大的壓差，從而產生M≥5的高超音速氣流。不過氣流在經過噴管加速到高超音速的過程中會急劇膨脹，溫度會隨之急劇下降，從而引起氣體的自身液化。為避免液化或模擬需要的溫度，必須在高超音速風洞中相當於穩定段處裝設加熱裝置。高超音速風洞依加熱原理和用途的不同有多種型式。暫沖式常規高超音速風洞 較為典型，它很像常規的超音速風洞。其他型式的風洞有激波風洞、炮風洞、熱沖風洞、長沖風洞、氣體活塞式風洞、電弧風洞等（見超高速實驗設備）。中國氣動力研究和發展中心的高壓－引射驅動的暫沖式常規高超音速風洞實驗段直徑為 0.5米。這個中心還建成一座實驗段直徑為2米的激波風洞。 它是在超聲速風洞的基礎上發展起來的。圖6為高超聲速風洞示意圖。圖7為一座實驗段直徑為0.5米的暫沖式高超聲速風洞照片。
常規高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在於前者須給氣體加熱。因為在給定的穩定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數增加而降低，以致實驗段氣流會出現液化。實際上，由於氣流膨脹過程很快，在某些實驗條件下，存在不同程度的過飽和度。
所以，實際使用的穩定段溫度可比根據空氣飽和曲線得到的溫度低。根據不同的穩定段溫度，對實驗氣體採用不同的加熱方法。在通常情況下，氣體燃燒加熱器加熱溫度可達750開；鎳鉻電阻加熱器可達1000開；鐵鉻鋁電阻加熱器可達1450開；氧化鋁卵石床加熱器可達1670開；氧化鋯卵石床加熱器可達2500開；以高純度氮氣為實驗氣體的鎢電阻加熱器可達2200開；石墨電阻加熱器可達2800開。
早期常規高超聲速風洞常採用二維噴管。在高馬赫數條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，後期大多數高超聲速風洞安裝了錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易，但產生錐型流場，所以後來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大於 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。
常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表徵。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14,每米雷諾數的量級為3×106。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾數，採用凝結溫度極低（4 開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數可達到25；加熱到1000開時馬赫數可達到42。
世界上第一座常規高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰時建造的。這是一座暫沖式風洞。馬赫數上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰敗，風洞未能完全建成。戰後，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規高超聲速風洞，少數為連續式，大多為暫沖式。 利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產生高超聲速實驗氣流的風洞。它由一個激波管和連接在它後面的噴管等風洞主要部件組成。在激波管和噴管之間用膜片（第二膜片）隔開，噴管後面被抽成真空。圖9為反射型激波風洞原理示意圖。激波風洞的工作過程是：風洞啟動時主膜片先破開，引起驅動氣體的膨脹，產生向上游傳播的膨脹波，並在實驗氣體中產生激波。當此激波向下游運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，因而經過激波壓縮達到高溫高壓的實驗氣體即進入噴管膨脹加速，流入實驗段供實驗使用。當實驗條件由於波系反射或實驗氣體流完而遭到破壞時，實驗就結束。
激波風洞的實驗時間短，通常以毫秒計。激波風洞的名稱是赫茲伯格於1951年提出的。它的發展與中、遠程導彈和航天器的發展密切相關。50年代初至60年代中期，由於急需研究高超聲速飛行中出現的高溫真實氣體效應，激波風洞主要用於模擬高溫條件。60年代中期以後，由於需要戰略彈頭在低空作機動飛行，它即轉向於模擬高雷諾數，並於1971年首先實現了這種模擬的運行。早期的激波風洞採用直通型（入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運行，因而實驗時間非常短（甚至短於1毫秒），難以應用，因此又發展出反射型激波風洞。這種風洞有不同的運行方法，如適當選擇運行條件，通常可取得5～25毫秒的實驗時間。激波風洞實驗已確立為一種標準的高超聲速實驗技術，並已成為高超聲速氣動力數據的主要來源。
實驗項目通常是傳熱、壓力、氣動力測量和流場顯示，此外還有電子密度測量等特殊項目。現有激波風洞運行的最高參數是：驅動壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等於101325帕）；可以模擬 6.7千米/秒的飛行速度；氣流馬赫數達24；雷諾數達108（當馬赫數為8時）。 利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產生高超聲速氣流的風洞。基本結構如圖10所示。運行前儲能裝置儲存電能，弧室充入一定壓力的氣體，膜片下游各部位被抽吸到真空狀態(一般不低於105帕)。運行時，儲存的電能以千分之一毫秒到幾十毫秒的時間在弧室內通過電弧放電釋放，以加熱和壓縮氣體；當弧室中壓力升高到某個預定值時，膜片被沖破；氣體經過噴管膨脹加速，在實驗段中形成高超聲速氣流；然後通過擴壓器排入真空箱內。
與常規高超聲速風洞和激波風洞不同，熱沖風洞的實驗氣流是準定常流動(見非定常流動),實驗時間約20～200毫秒；實驗過程中弧室氣體壓力和溫度取決於實驗條件和時間，與高超聲速風洞和激波風洞相比大約要低10～50%。所以要瞬時、同步地測量實驗過程中實驗段的氣流參量和模型上的氣動力特性，並採用一套專門的數據處理技術。熱沖風洞的研製開始於20世紀50年代初，略後於激波風洞。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅動段，後來就演變成熱沖風洞。「熱沖」這個詞是 R.W.佩里於1958年提出來的。
熱沖風洞的一個技術關鍵是將材料燒損和氣體污染減少到可接受的程度。採取的措施有：以氮氣代替空氣作為實驗氣體；減小暴露在熱氣體中的弧室絕緣面積；合理設計析出材料燒損生成微粒的電極和喉道擋板結構；適當選取引弧用的熔斷絲；限制風洞在弧室氣體溫度低於4000開下運行等。熱沖風洞的儲能裝置有電容和電感兩種方式。前者常用於儲存10兆焦耳以下的能量，後者多用於儲存5～100兆焦耳的能量。
還有一種方式是電網直接供電，其能量一般為10兆焦耳量級，不同的電能利用方式要求有相應的充電放電系統。熱沖風洞的模擬范圍一般可以達到：馬赫數 8～22，每米雷諾數1×105～2×108。長達上百毫秒的實驗時間，不僅使它一次運行能夠完成模型的全部攻角的靜態風洞實驗，而且可以進行風洞的動態實驗，測量動穩定性，以及採用空氣作實驗氣體（溫度一般在3000開以下）進行高超聲速沖壓發動機實驗。
除上述風洞外，高超聲速風洞還有氮氣風洞、氦氣風洞、炮風洞（輕活塞風洞）、長沖風洞(重活塞風洞)、氣體活塞風洞、膨脹風洞和高超聲速路德維格管風洞等。 自然風洞指的是大自然形成的天然山洞，洞口往外有風刮出，具體位置有湖南省新化縣游家鎮新塘村源頭壠老屋上的風洞，秋冬季節和春季，風洞會停止刮風，只有夏天才會刮風，風溫很低，只有幾度，洞口寸草不生，人在洞口不能久留，否則會全身冰涼，一到晚上會聽到嗚嗚的風鳴聲，由於風聲過於強大，老一輩們在五六十年代將洞口堵住，但風仍然吹開一個口子，不過風速明顯減小，但風的溫度不變。洞內生活一種類似貓的動物，全身花紋酷似斑馬。對於風洞的形成還沒有人解開謎底，在當地成為一種陰影，有不祥之徵兆。

陽春3月，記者走進中國自主設計建造的亞洲最大的立式風洞，領略風洞里獨特的風景。
置身人造「天空」
秦嶺之巔還殘雪點點，山腳之下已是桃花吐艷。汽車駛過一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然開朗：翠綠的山林間，一座5層高的建築拔地而起。
「我們到了，這就是亞洲最大的立式風洞。」聽到陪同人員介紹，記者感到有些失望，因為眼前的景象與想像中完全不一樣。新建成的立式風洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市裡常見的摩天大樓。
從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建築身上「背」著一根粗大的鐵管。技術人員對記者介紹：「可不能小瞧這鐵傢伙，它是產生氣流的主要通道。」
其實，風洞普通的外表下有著神奇的「心臟」。步入其中，記者發現這片人造「天空」完全是用高科技的成果堆砌而成。
風洞建設是一個涉及多學科、跨專業的系統集成課題，囊括了包括氣動力學、材料學、聲學等20餘個專業領域。整個立式風洞從破土動工到首次通氣試驗僅用了2年半，創造了中國風洞建設史上的奇跡。
大廳里，螺旋上升的旋梯簇擁著兩節巨大的管道，好不壯觀！與其說它是試驗設備，不如說是風格前衛的建築藝術品。
一路參觀，記者發現該風洞「亮點」多多：實現了兩個攝像頭同時採集試驗圖像，計算機自動判讀處理；率先將世界最先進的中壓變頻調速技術用於風洞主傳動系統控制，電機轉速精度提高50%……
負責人介紹說，立式風洞是中國龐大風洞家族中最引人矚目的一顆新星，只有極少數發達國家擁有這種風洞。
感受「風」之神韻
風，來無影去無蹤，自由之極。可在基地科研人員的手中，無影無蹤無所不在的風被梳理成循規蹈矩、各種強度、各種「形狀」的氣流。
記者趕得巧，某飛行器模型自由尾旋改進試驗正在立式風洞進行。
何謂尾旋？它是指飛機在持續的失速狀態下，一面旋轉一面急劇下降的現象。在人們尚未徹底了解它之前，尾旋的後果只有一個：機毀人亡。資料顯示，1966年至1973年，美國因尾旋事故就損失了上百架F-4飛機。
控制中心裡，值班員輕啟電鈕，巨大的電機開始轉動。記者不由自主地用雙手捂住耳朵，以抵擋將要到來的「驚雷般的怒吼」。可沒想到，想像中的巨響沒有到來，只有空氣穿流的淺唱低吟。30米/秒、50米/秒……風速已到極至，記者站在隔音良好的試驗段旁，卻沒有領略到「大風起兮」的意境。
你知道50米/秒風速是什麼概念？勝過颶風！值班員告訴記者，如果把人放在試驗段中，可以讓你體驗被風吹起、乘風飛翔的感覺。
中國首座立式風洞已形成強大的試驗能力。負責人告訴記者：該型風洞除可完成現有水平式風洞中的大多數常規試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛星及載人飛船回收過程中空氣動力穩定性測試等。

❷ 風洞測試儀器的氣動力測量

直接測量風洞中作用於模型上的氣動力和力矩（見空氣動力）的裝置主要是風洞天平。通常天平設計成測量直角坐標系中沿三個軸的力和繞三個軸的力矩（或只測其中一個或兩個力和力矩）。風洞天平是由一般分析天平演變而來的，早期的掛線式天平（圖1）就與分析天平相似。它用金屬線將模型懸掛起來，模型所受載荷通過金屬線送到天平杠桿元件上，加減砝碼使其平衡。但分析天平一次只能測一個力，且要求力的方向和作用點是已知的。風洞天平則可同時測氣動力的幾個分量，氣動力合力的作用點和方向一般是待測的。因此，風洞天平的構造也不同於一般分析天平。 風洞天平的分類方法很多，按測量原理可分為機械式天平、應變式天平、壓電晶體天平、電磁懸掛天平等。

圖1 掛線式三分力天平示意圖 一種通過貼在彈性元件上的應變片，在氣動力作用下，因變形而產生的輸出信號變化來測量力和力矩的儀器。一般在彈性元件的拉伸和壓縮表面上，分別並排安放兩塊應變片。然後將這四塊應變片接入電橋，加上電壓即可進行測量。應變式天平按元件布置形式分為浮框式和復合式兩種。浮框式天平是將模型固定在套筒上,可拆卸的各測量元件和支桿安裝在套筒內,各分量都是通過兩個並聯(平行)的測力元件來測量。復合式天平的各個測力元件由串聯- 並聯混合結構組成。應變天平的應變片大多數都用電阻絲片。它是用很細的導線或很薄的金屬箔製成的。有時也用半導體材料。
用半導體應變片裝成的天平,滯後小，靈敏度高,頻響高，疲勞壽命長。可在熱沖風洞和炮風洞等工作時間較長的高超聲速風洞中使用。有時也在常規高超聲速風洞中使用，這是為了增加天平剛度，提高天平承受啟動載荷的能力。 工作原理是：用電磁力把由軟鐵製成的模型懸掛在風洞中，模型的任何位移都會引起光電管光通量變化，再由伺服反饋控制系統在模型上產生一個反抗擾動力的磁力，使模型回到正確位置。由各磁力線圈的電流量，或磁場的磁通量，換算出氣動力。這類天平最大的優點是不受模型支架的干擾影響。
上述各天平都有一個校準問題。天平校準分為靜校和動校兩種。利用校正裝置對天平進行靜態標定稱為天平靜校。天平靜校的目的是：證明天平能夠受多大載荷；測定每個分量的校準系數、靈敏度；測定天平的干擾和變形；校驗載荷數據的重復性，從而確定天平使用公式和天平的精度、剛度和強度。在風洞內把標准模型裝在經過靜校的天平上進行吹風實驗稱為天平動校，其目的是檢驗天平的性能，確定天平的精度。

❸ 請問風洞的原理是什麼具體的操作是怎麼樣的

在流體力學和昆蟲化學生態學方面兩個相同的名詞。它們都叫做「風洞實驗」。

可以指飛行器（包括飛機）的流體力學設計實驗；而昆蟲上則是在一個有流通空氣的矩形空間中，觀察活體蟲子對氣味物質的行為反應。
分類和原理

空氣動力學實 驗分實物實驗和模型實驗兩大類 。實物實驗如飛機飛行實驗和導彈實彈發射實驗等，不會發生模型和環境等模擬失真問題，一直是鑒定飛行器氣動性能和校準其他實驗結果的最終手段，這類實驗的費用昂貴，條件也難控制，而且不可能在產品研製的初始階段進行，故空氣動力學實驗一般多指模型實驗。空氣動力學實驗按空氣（或其他氣體）與模型（或實物）產生相對運動的方式不同可分為3類：①空氣運動，模型不動，如風洞實驗 。②空氣靜止，物體或模型運動，如飛行實驗、模型自由飛實驗（有動力或無動力飛行器模型在空氣中飛行而進行實驗）、火箭橇實驗（用火箭推進的在軌道上高速行駛的滑車攜帶模型進行實驗）、旋臂實驗（旋臂機攜帶模型旋轉而進行實驗）等。③空氣和模型都運動，如風洞自由飛實驗（相對風洞氣流投射模型而進行實驗）、尾旋實驗（在尾旋風洞上升氣流中投入模型，並使其進入尾旋狀態而進行實驗）等。進行模型實驗時，應保證模型流場與真實流場之間的相似，即除保證模型與實物幾何相似以外，還應使兩個流場有關的相似准數，如雷諾數、馬赫數、普朗特數等對應相等（見流體力學相似准數）。實際上，在一般模型實驗（如風洞實驗）條件下，很難保證這些相似准數全部相等，只能根據具體情況使主要相似准數相等或達到自准范圍。例如涉及粘性或阻力的實驗應使雷諾數相等；對於可壓縮流動的實驗，必須保證馬赫數相等，等等。應該滿足而未能滿足相似准數相等而導致的實驗誤差，有時也可通過數據修正予以消除，如雷諾數修正。洞壁和模型支架對流場的干擾也應修正。空氣動力學實驗主要測量氣流參數，觀測流動現象和狀態，測定作用在模型上的氣動力等。實驗結果一般都整理成無量綱的相似准數，以便從模型推廣到實物。
風洞和風洞實驗 風洞是進行空氣動力學實驗的一種主要設備，幾乎絕大多數的空氣動力學實驗都在各種類型的風洞中進行。風洞的原理是使用動力裝置在一個專門設計的管道內驅動一股可控氣流，使其流過安置在實驗段的靜止模型，模擬實物在靜止空氣中的運動。測量作用在模型上的空氣動力，觀測模型表面及周圍的流動現象。根據相似理論將實驗結果整理成可用於實物的相似准數。實驗段是風洞的中心部件，實驗段流場應模擬真實流場，其氣流品質如均勻度、穩定度（指參數隨時間變化的情況）、湍流度等，應達到一定指標。風洞主要按實驗段速度范圍分類，速度范圍不同，其工作原理、型式、結構及典型尺寸也各異。低速風洞：實驗段速度范圍為0～100 米／秒或馬赫數Ma＝0～0.3左右 ；亞聲速風洞：Ma＝0.3～0.8左右；跨聲速風洞：Ma＝0.8 ～1.4（或1.2）左右；超聲速風洞：Ma＝1.5～5.0左右；高超聲速風洞Ma＝5.0～10（或12)；高焓高超聲速風洞Ma＞10（或12）。風洞實驗的主要優點是：①實驗條件（包括氣流狀態和模型狀態兩方面）易於控制。②流動參數可各自獨立變化。③模型靜止，測量方便而且容易准確。④一般不受大氣環境變化的影響 。⑤ 與其他空氣動力學實驗手段相比，價廉、可靠等。缺點是難以滿足全部相似准數相等，存在洞壁和模型支架干擾等，但可通過數據修正方法部分或大部克服。
風洞實驗的主要項目有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動態模型實驗和流態觀測實驗等。測力和測壓實驗是測定作用於模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表

❹ 風洞測試儀器的氣流速度測量

主要有皮托-靜壓管、熱線風速儀和激光多普勒測速儀。
皮托-靜壓管
測量氣流速度最常用的儀器,是由皮託管演變而來的。皮託管是一根圓柱形管子，一端開口，另一端連在壓力計上，用以測量氣流總壓。這種管子是H.皮托在1872年用來測量河流的水深和流速關系的。皮托-靜壓管除了象皮託管一樣，可以感受氣流總壓外,還可同時測量氣流靜壓。圖5是低亞聲速時使用的一根典型的皮托- 靜壓管結構示意圖。它有內管和外管。內管測量總壓。靜壓孔開在外管上同頭部有一定距離處。根據伯努利方程（見伯努利定理）由總壓孔和靜壓孔測得的壓差經過換算即可得到流速。它可用於從1～2米/秒到臨界速度以下范圍內的速度測量。這種管子的前端多為半球形，總壓孔在軸線上，它對管子形狀不敏感。靜壓孔則受端頭和後面的支桿影響很大。由於兩者的影響相反，只要精心設計就可以減小這種影響。為減少氣流方向偏斜的影響，有時可沿圓周方向開多個靜壓孔。為了避免設計和加工引起的誤差，在使用前要進行校正。


圖5 皮托－靜壓管示意圖
熱線風速儀
依據非電量電測法的原理測量氣流速度、溫度和密度的儀器，已有70多年的使用歷史。它的感測器（俗稱探頭）是一條長度遠大於直徑的細金屬絲，簡稱熱絲,或是一片厚度非常薄的金屬膜,簡稱熱膜。測量時，將此熱絲或熱膜置於待測氣流中，同時又連接於電橋的一臂，用電流加熱，使熱絲或熱膜本身溫度高於待測氣流介質的溫度。氣流狀態變化，引起熱絲或熱膜與氣流介質之間的熱傳遞發生變化，從而使熱絲或熱膜兩端的電壓發生變化，由此可測得氣流的速度、溫度或密度的平均值和瞬時值。熱線風速儀的電路有兩種類型：一是維持熱線溫度不變的恆溫式；一是維持熱線電流不變的恆流式。熱線兩端的電壓變化一般經放大、補償後才進行測量。從前測得的電信號都是用電模擬法來處理。近年來，熱線或熱膜測得的電信號輸入到電子計算機處理，使測量精度更高，因而應用范圍更廣。熱絲直徑僅有1～5微米;長度僅0.5～1毫米。熱膜厚度僅為5～10納米。熱絲材料為鉑或鎢，或含銠的鉑銠合金絲，或包銀的渥拉斯頓絲。熱膜材料多是鉑或鎳，有時還在上面噴鍍一層2～5微米的石英，以便用於導電液體中的測量。
激光多普勒測速計
利用光的多普勒頻移效應，用激光作光源，測量氣體、液體、固體速度的一種裝置。1842年奧地利物理學家C.多普勒發現了聲波的多普勒效應。1905年A.愛因斯坦在狹義相對論中指出，多普勒效應也能在光波中發生。光照射到運動的粒子上發生散射時，散射光的頻率相對入射光的頻率發生變化。頻率的偏移量與運動粒子的速度成正比。當流場中散射粒子的直徑與入射光的波長為同一量級，且散射粒子的重量與周圍流場粒子重量相近時，散射粒子的運動速度基本上代表流場的局部流速。美國Y.耶和H.卡明斯於1964年第一次報道利用激光多普勒頻移效應進行流體速度測量。
激光多普勒測速計包括光學系統和信號處理系統。光學系統將激光束照射到跟隨流體運動的粒子上，並使被測點（體積）的散射光會聚進入光電接收器。按接受散射光的方式光學系統可分為前向散射型、後向散射型和混合散射型。按光學結構可分為參考光型、雙散射型、條紋型和偏振光型。圖6為前向雙散射型原理圖。 光電接收器（光電倍增管、硅光二極體等）接收隨時間變化的兩束散射光波，經混頻後輸出信號的頻率是兩部分光波的頻率差，與流速成正比。採用信號處理系統把反映流速的真正信息從各種雜訊中檢測出來,並轉換成模擬量或數字量,作進一步處理或顯示。常用的信號處理器有頻率分析儀、頻率跟蹤器、計數式處理器等。從原理上講，激光多普勒測速計是直接測量速度的唯一手段。在風洞實驗中可用它測量局部速度、平均速度、湍流強度、速度脈動等，適用於研究激波和邊界層的分離干擾區、旋翼速度場、有引射的邊界層以及高溫流等。測速儀器或裝置的測速范圍從0.05厘米/秒到2000米/秒。測量高速時受光電器件頻率響應范圍的限制。實驗中，有時需要用專門的粒子播發裝置把不同大小的粒子摻入氣流中。由於散射粒子慣性等的影響，粒子運動速度滯後於流體，因而測速精度較低，湍流度高時精度更低。

圖6 激光多普勒測速計(前向雙散射型)原理圖
巡迴檢測裝置
按一定次序或隨機採集多個電壓或電流信號（稱為模擬量），並把這些模擬量轉化為二進制或十進制數字量的裝置（簡稱檢測裝置）。
巡迴檢測裝置的輸入模擬量由受感轉換器件（如感測器、測力天平等）通過傳輸線送入，它的輸出數字量送入計算機處理或其他記錄設備（如列印機、穿孔機、磁帶等）記錄。它在風洞測試系統中的位置見圖7。巡迴檢測裝置一般由采樣器、數據放大器、模數轉換器、濾波器、顯示器、介面和控制器等部件組成（圖8）。采樣器是一個通過程序控制的電子或機械開關，能以周期性的時間間隔或任意時間間隔採集某一連續變數值。采樣器由采樣開關、通道計數器、通道解碼器、循環次數計數器、時鍾等部件組成。采樣器的工作速度，從每秒幾十次到每秒幾萬次。數據放大器是放大輸入信號的部件,一般能把幾毫伏信號放大成幾伏,然後送入模數轉換器，還能抑制干擾信號並從中拾取有用信號。模數轉換器 (A/D)可將被測電壓模擬量（連續）轉換為數字量（離散）。它的種類很多，最常用的一種叫反饋比較型模數轉換器，由比較器、模數轉換器（有解碼開關、電阻網路、數碼寄存器）、節拍產生器、轉換控制器、基準電壓源、脈沖源等組成。 濾波器的作用是濾去信號源中無用信號。由電阻電容或電感電容組成的濾波器稱無源濾波器；由電阻電容和放大器組成的濾波器稱有源濾波器；由計算機進行處理而消除干擾信號的稱數字濾波器。顯示器是顯示測量參數的部件，由選點顯示開關、二進制變成十進制的運算器、解碼器和數碼管組成。介面是兩個不同設備互聯時的交接部分。檢測裝置中所有部件間的信息傳遞和相互協調都由控制器完成。

圖7 巡迴檢測裝置在風洞測試系統中的位置

圖8 巡迴檢測裝置方框圖

❺ 風洞的作用

如今"風洞"這個名詞已為許多讀者，乃至廣大青少年所熟悉。風洞，是指在一個管道內，用動力設備驅動一股速度可控的氣流，用以對模型進行空氣動力實驗的一種設備。最常見的是低速風洞。最近位於四川綿陽的中國空氣動力學研究和發展中心已建成具有世界水平的2.4米跨聲速風洞(風洞常以試驗段尺度命名)。這樣大尺度的跨聲速風洞，世界上只有美國和俄羅斯等少數國家才有。大家知道，風洞是發展航空航天事業的關鍵設備，研製任何飛機，包括軍用飛機、民用飛機以及太空梭，都必須首先在風洞中進行大量試驗，試驗飛機能不能飛起來，能飛多高多快和多遠以及其他各項飛行性能等。2.4米跨聲速風洞的建成表明，我國已進入世界航空航天大國的行列。
風洞——研製飛行器的先行官
決定一架飛機或其他飛行器的飛行性能，如速度、高度等，除飛機重量、發動機推力等要素外，最重要的因素是作用於飛機的空氣動力。空氣動力主要決定於飛機的外形。在設計和研製飛機時，首先是設計其外形，由此就可以確定作用於飛機的空氣動力並推算飛行性能。但是，這個工作只能做在最前，不能在飛機造出來以後。確定飛機空氣動力的實驗設備主要是風洞。人們把風洞和風洞試驗叫做航空航天的先行官是恰如其分的。
風洞實驗的基本原理是相對性原理和相似性原理。根據相對性原理，飛機在靜止空氣中飛行所受到的空氣動力，與飛機靜止不動、空氣以同樣的速度反方向吹來，兩者的作用是一樣的。但飛機迎風面積比較大，如機翼翼展小的幾米、十幾米，大的幾十米(波音747是60米)，使迎風面積如此大的氣流以相當於飛行的速度吹過來，其動力消耗將是驚人的。根據相似性原理，可以將飛機做成幾何相似的小尺度模型，氣流速度在一定范圍內也可以低於飛行速度，其試驗結果可以推算出其實飛行時作用於飛機的空氣動力。
飛行器(包括飛機、直升機、巡航導彈等)在風洞中的試驗內容主要有測力試驗(測量作用於模型的空氣動力，如升力、阻力等，確定飛行性能)；測壓試驗(測量作用於模型表面壓力分布，確定飛機載荷和強度）；布局選型試驗 (模型各部件做成多套，可以更換組合，選擇最佳的飛機布局和外形)等等。隨著飛行器性能的提高和改進；風洞試驗所需要的時間不斷增加。40年代，研製一架螺旋槳飛機，風洞試驗時間是幾百小時。至70年代初，一架噴氣式客機的風洞試驗時間是4-5萬小時。航天器(如洲際導彈、衛星、宇宙飛船等)大部分航行在大氣層外，基本上與空氣無關，但其發射和返回是在大氣層中，仍然需要在風洞中進行試驗。如美國的太空梭，在不同風洞中總共進行了10萬小時的試驗。
風洞的發展
世界上公認的第一個風洞是英國人於1871年建成的。美國的萊特兄弟 (O.Wright和W.wright)於1901年製造了試驗段0.56米見方，風速12/s的風洞，從而於1903年發明了世界上第一架實用的飛機。風洞的大量出現是在20世紀中葉。
為了試驗炮彈的氣動力作用和研究超聲速流動，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)於1932年建成了世界第一座超聲速風洞，試驗段面積0.4米×0·4米，馬赫數(風速與聲速之比）2。適應跨超聲速飛行器的發展，1956年美國建成世界最大的跨超聲速風洞，試驗段面積488米×4.88米，馬赫數0.8-4.88，功率為16.1萬kW。1958年，美國航天局建成試驗段直徑0.56米，馬赫數可高達18-22的高超聲速風洞。
為了提高風洞實驗的雷諾數(模擬尺度或粘性效應的相似准則)，1980年，美國將一座舊的低速風洞改造成為世界最大的全尺寸風洞(可以直接把原形飛機放進試驗段中吹風)，試驗段面積24.4米×12.2米，風速150m/s，功率10萬kW。1975年，英國建成一座低速壓力風洞，試驗段5米×4.2米，風速95-110m/s，壓力3個大氣壓，功率1.4萬kW，試驗雷諾數(它是一個無量綱數)8×106。80年代，美
國建成一座低溫風洞，以氮氣(氮氣凝固點低，適於低溫下工作)為工作介質，溫度范圍340-78K，壓力可達9個大氣壓，試驗段2.5米×2.5米，馬赫數0.2-1.2，雷諾數高達120×106。
我國的風洞建設發展迅速。1977年，中國空氣動力研究與發展中心建成亞洲最大的低速風洞，串聯雙試驗段：8米×6米和16米×l2米，風速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成具有世界規模的跨聲速風洞，試驗段口徑2.4米，馬赫數0.6-1.2。
風洞應用擴大到一般工業
隨著工業技術的發展，從60年代開始，風洞試驗(主要是低速風洞)從航空航天領域擴大到一般工業部門。反映各行各業的發展越來越需要空氣動力學和風洞試驗的參與，已經形成了新的學科：「工業空氣動力學」和「風工程學」。
例如，當汽車速度達到180km/h時，空氣阻力可占總阻力的1/3。對小汽車模型進行風洞試驗，合理修形。可使氣動阻力減小75%。對建築物模型進行風載荷試驗，從根本上改變了傳統的設計方法和規范，大型建築物如大橋、電視塔、大型水壩、高層建築群等，己規定必須要進行風洞試驗，而且模型必綱模擬實物的剛度 (即彈性模型)，測量"風振特性"。這方面已有教訓。1940年，美國塔科馬(Tacoma)大橋，一座大型鋼索吊橋，因為並不很大的風載荷，導致橋體強迫振動和共振，引起斷塌，因而受到學界廣泛重視。對於大型工廠、礦山群，也要做成模型，在風洞中進行防止污染和擴散的試驗。
為此，應運而生出現了許多"大氣邊界層風洞"。在這種風洞中，試驗段的氣流並不是均勻的，從風洞底板向上，速度逐漸增加，模擬地面"風"的運動情況(稱為大氣邊界層)。國內已出現了十幾座這樣的風洞。
風洞試驗模擬的不足及其修正
風洞試驗既然是一種模擬試驗，不可能完全准確。概括地說，風洞試驗固有的模擬不足主要有以下三個方面。與此同時，相應也發展了許多克服這些不足或修正其影響的方法。
1.邊界效應或邊界干擾
真實飛行時，靜止大氣是無邊界的。而在風洞中，氣流是有邊界的，邊界的存在限制了邊界
附近的流線彎曲，使風洞流場有別於真實飛行的流場。其影響統稱為邊界效應或邊界干擾。克服
的方法是盡量把風洞試驗段做得大一些(風洞總尺寸也相應增大)，並限制或縮小模型尺度，減小邊界干擾的影響。但這將導致風洞造價和驅動功率的大幅度增加，而模型尺度太小會便雷諾數變小。近年來發展起一種稱為"自修正風洞"的技術。風洞試驗段壁面做成彈性和可調的。試驗過程中，利用計算機，粗略而快速地計算相當於壁面處流線應有的真實形狀，使試驗段壁面與之逼近，從而基本上消除邊界干擾。
2.支架干擾

風洞試驗中，需要用支架把模型支撐在氣流中。支架的存在，產生對模型流場的干擾，稱為支架干擾。雖然可以通過試驗方法修正支架的影響，但很難修正干凈。近來，正發展起一種稱為"磁懸模型"的技術。在試驗段內產生一可控的磁場，通過磁力使模型懸浮在氣流中。

3.相似准則不能滿足的影響
風洞試驗的理論基礎是相似原理。相似原理要求風洞流場與真實飛行流場之間滿足所有的相似准則，或兩個流場對應的所有相似准則數相等。風洞試驗很難完全滿足。最常見的主要相似准則不滿足是亞跨聲速風洞的雷諾數不夠。以波音737飛機為例，它在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飛行，雷諾數為2.4×107，而在3米亞聲速風洞中以風速100m/s試驗，雷諾數僅約為1.4×106，兩者相距甚遠。提高風洞雷諾數的方法主要有:
(1)增大模型和風洞的尺度，其代價同樣是風洞造價和風洞驅動功率都將大幅度增加。如上文所說美國的全尺寸風洞。
(2)增大空氣密度或壓力。已出現很多壓力型高雷諾數風洞，工作壓力在幾個至十幾個大氣壓范圍。我國也正在研製這種高雷諾數風洞。
(3)降低氣體溫度。如以90K(-1830C)的氮氣為工作介質，在尺度和速度相同時，雷諾數是常溫空氣的9倍多。世界上已經建成好幾個低溫型高雷諾數風洞。我國也研製了低溫風洞，但尺度還比較小。

❻ 蟲洞、風洞、黑洞有什麼區別

蟲洞
60多年前，阿爾伯特·愛因斯坦提出了「蟲洞」理論。那麼，「蟲洞」是什麼呢？簡單地說，「蟲洞」是連接宇宙遙遠區域間的時空細管。它可以把平行宇宙和嬰兒宇宙連接起來，並提供時間旅行的可能性。

早在20世紀50年代，已有科學家對「蟲洞」作過研究，由於當時歷史條件所限，一些物理學家認為，理論上也許可以使用「蟲洞」，但「蟲洞」的引力過大，會毀滅所有進入的東西，因此不可能用在宇宙航行上。

隨著科學技術的發展，新的研究發現，「蟲洞」的超強力場可以通過「負質量」來中和，達到穩定「蟲洞」能量場的作用。科學家認為，相對於產生能量的「正物質」，「反物質」也擁有「負質量」，可以吸去周圍所有能量。像「蟲洞」一樣，「負質量」也曾被認為只存在於理論之中。不過，目前世界上的許多實驗室已經成功地證明了「負質量」能存在於現實世界，並且通過航天器在太空中捕捉到了微量的「負質量」。

據美國華盛頓大學物理系研究人員的計算，「負質量」可以用來控制「蟲洞」。他們指出，「負質量」能擴大原本細小的「蟲洞」，使它們足以讓太空飛船穿過。他們的研究結果引起了各國航天部門的極大興趣，許多國家已考慮撥款資助「蟲洞」研究，希望「蟲洞」能實際用在太空航行上。

宇航學家認為，「蟲洞」的研究雖然剛剛起步，但是它潛在的回報，不容忽視。科學家認為，如果研究成功，人類可能需要重新估計自己在宇宙中的角色和位置。現在，人類被「困」在地球上，要航行到最近的一個星系，動輒需要數百年時間，是目前人類不可能辦到的。但是，未來的太空航行如使用「蟲洞」，那麼一瞬間就能到達宇宙中遙遠的地方。

據科學家觀測，宇宙中充斥著數以百萬計的「蟲洞」，但很少有直徑超過10萬公里的，而這個寬度正是太空飛船安全航行的最低要求。「負質量」的發現為利用「蟲洞」創造了新的契機，可以使用它去擴大和穩定細小的「蟲洞」。

科學家指出，如果把「負質量」傳送到「蟲洞」中，把「蟲洞」打開，並強化它的結構，使其穩定，就可以使太空飛船通過。

蟲洞的概念最初產生於對史瓦西解的研究中。物理學家在分析白洞解的時候，通過一個阿爾伯特·愛因斯坦的思想實驗，發現宇宙時空自身可以不是平坦的。如果恆星形成了黑洞，那麼時空在史瓦西半徑，也就是視界的地方與原來的時空垂直。在不平坦的宇宙時空中，這種結構就意味著黑洞視界內的部分會與宇宙的另一個部分相結合，然後在那裡產生一個洞。這個洞可以是黑洞，也可以是白洞。而這個彎曲的視界，就叫做史瓦西喉,它就是一種特定的蟲洞。

自從在史瓦西解中發現了蟲洞，物理學家們就開始對蟲洞的性質發生了興趣。

蟲洞連接黑洞和白洞，在黑洞與白洞之間傳送物質。在這里，蟲洞成為一個阿爾伯特·愛因斯坦—羅森橋，物質在黑洞的奇點處被完全瓦解為基本粒子，然後通過這個蟲洞（即阿爾伯特·愛因斯坦—羅森橋）被傳送到白洞並且被輻射出去。

蟲洞還可以在宇宙的正常時空中顯現，成為一個突然出現的超時空管道。

蟲洞沒有視界，它只有一個和外界的分界面，蟲洞通過這個分界面進行超時空連接。蟲洞與黑洞、白洞的介面是一個時空管道和兩個時空閉合區的連接，在這里時空曲率並不是無限大，因而我們可以安全地通過蟲洞，而不被巨大的引力摧毀。理論推出的蟲洞還有許多特性，限於篇幅，這里不再贅述。

黑洞、白洞、蟲洞仍然是目前宇宙學中「時空與引力篇章」的懸而未解之謎。黑洞是否真實存在，科學家們也只是得到了一些間接的旁證。當前的觀測及理論也給天文學和物理學提出了許多新問題，例如，一顆能形成黑洞的冷恆星，當它坍縮時，其密度已然會超過原子核、核子、中子……，如果再繼續坍縮下去，中子也可能被壓碎。那麼，黑洞中的物質基元究竟是什麼呢？有什麼斥力與引力對抗才使黑洞停留在某一階段而不再繼續坍縮呢？如果沒有斥力，那麼黑洞將無限地坍縮下去，直到體積無窮小，密度無窮大，內部壓力也無窮大，而這卻是物理學理論所不允許的。

總之，目前我們對黑洞、白洞和蟲洞的本質了解還很少，它們還是神秘的東西，很多問題仍需要進一步探討。目前天文學家已經間接地找到了黑洞，但白洞、蟲洞並未真正發現，還只是一個經常出現在科幻作品中的理論名詞。

蟲洞也是霍金構想的宇宙期存在的一種極細微的洞穴。美國科學家對此做了深入的研究。目前的宇宙中，「宇宙項」幾乎為零。所謂的宇宙項也稱為「真空的能量」，在沒有物質的空間中，能量也同樣存在其內部，這是由愛因斯坦所導入的。宇宙初期的膨脹宇宙，宇宙項是必須的，而且，在基本粒子論里，也認為真空中的能量是自然呈現的。那麼，為何目前宇宙的宇宙項變為零呢？柯爾曼說明：在爆炸以前的初期宇宙中，蟲洞連接著很多的宇宙，很巧妙地將宇宙項的大小調整為零。結果，由一個宇宙可能產生另一個宇宙，而且，宇宙中也有可能有無數個這種微細的洞穴，它們可通往一個宇宙的過去及未來，或其他的宇宙。

風洞
風洞，簡單地說，就是根據運動的相對性原理，用以模擬各種飛行器在空中飛行的龐大試驗設備。風洞是我國航空航天飛行器的「搖籃」，所有的飛機、火箭、衛星、導彈、飛船都是被風洞「吹」上天空的。

陽春3月，記者走進我國自主設計建造的亞洲最大的立式風洞，領略風洞里獨特的風景。

置身人造「天空」

秦嶺之巔還殘雪點點，山腳之下已是桃花吐艷。汽車駛過一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然開朗：翠綠的山林間，一座5層高的建築拔地而起。

「我們到了，這就是亞洲最大的立式風洞。」聽到陪同人員介紹，記者感到有些失望，因為眼前的景象與想像中完全不一樣。新建成的立式風洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市裡常見的摩天大樓。

從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建築身上「背」著一根粗大的鐵管。技術人員對記者介紹：「可不能小瞧這鐵傢伙，它是產生氣流的主要通道。」

其實，風洞普通的外表下有著神奇的「心臟」。步入其中，記者發現這片人造「天空」完全是用高科技的成果堆砌而成。

風洞建設是一個涉及多學科、跨專業的系統集成課題，囊括了包括氣動力學、材料學、聲學等20餘個專業領域。整個立式風洞從破土動工到首次通氣試驗僅用了2年半，創造了中國風洞建設史上的奇跡。

大廳里，螺旋上升的旋梯簇擁著兩節巨大的管道，好不壯觀！與其說它是試驗設備，不如說是風格前衛的建築藝術品。

一路參觀，記者發現該風洞「亮點」多多：實現了兩個攝像頭同時採集試驗圖像，計算機自動判讀處理；率先將世界最先進的中壓變頻調速技術用於風洞主傳動系統控制，電機轉速精度提高50%……

負責人介紹說，立式風洞是我國龐大風洞家族中最引人矚目的一顆新星，目前只有極少數發達國家擁有這種風洞。

感受「風」之神韻

風，來無影去無蹤，自由之極。可在基地科研人員的手中，無影無蹤無所不在的風被梳理成循規蹈矩、各種強度、各種「形狀」的氣流。

記者趕得巧，某飛行器模型自由尾旋改進試驗正在立式風洞進行。

何謂尾旋？它是指飛機在持續的失速狀態下，一面旋轉一面急劇下降的現象。在人們尚未徹底了解它之前，尾旋的後果只有一個：機毀人亡。資料顯示，1966年至1973年，美國因尾旋事故就損失了上百架F-4飛機。

控制中心裡，值班員輕啟電鈕，巨大的電機開始轉動。記者不由自主地用雙手捂住耳朵，以抵擋將要到來的「驚雷般的怒吼」。可沒想到，想像中的巨響沒有到來，只有空氣穿流的淺唱低吟。30米/秒、50米/秒……風速已到極至，記者站在隔音良好的試驗段旁，卻沒有領略到「大風起兮」的意境。

你知道50米/秒風速是什麼概念？勝過颶風！值班員告訴記者，如果把人放在試驗段中，可以讓你體驗被風吹起、乘風飛翔的感覺。

我國首座立式風洞已形成強大的試驗能力。負責人告訴記者：該型風洞除可完成現有水平式風洞中的大多數常規試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛星及載人飛船回收過程中空氣動力穩定性測試等。

資料鏈接

世界上公認的第一個風洞是英國人於1871年建成的。美國的萊特兄弟於1901年建造了風速12米／秒的風洞，從而發明了世界上第一架飛機。風洞的大量出現是在20世紀中葉。到目前為止，我國已經擁有低速、高速、超高速以及激波、電弧等風洞。

黑洞
黑洞是密度超大的星球,吸納一切,光也逃不了.(現在有科學家分析,宇宙中不存在黑洞,這需要進一步的證明,但是我們在學術上可以存在不同的意見)

首先,對黑洞進行一下形象的說明:

黑洞有巨大的引力,連光都被它吸引.黑洞中隱匿著巨大的引力場，這種引力大到任何東西，甚至連光，都難逃黑洞的手掌心。黑洞不讓任何其邊界以內的任何事物被外界看見，這就是這種物體被稱為「黑洞」的緣故。我們無法通過光的反射來觀察它，只能通過受其影響的周圍物體來間接了解黑洞。據猜測，黑洞是死亡恆星或爆炸氣團的剩餘物，是在特殊的大質量超巨星坍塌收縮時產生的。
再從物理學觀點來解釋一下:
黑洞其實也是個星球(類似星球),只不過它的密度非常非常大, 靠近它的物體都被它的引力所約束(就好像人在地球上沒有飛走一樣),不管用多大的速度都無法脫離。對於地球來說，以第二宇宙速度（11.2km/s）來飛行就可以逃離地球，但是對於黑洞來說，它的第三宇宙速度之大，竟然超越了光速，所以連光都跑不出來，於是射進去的光沒有反射回來，我們的眼睛就看不到任何東西，只是黑色一片。

因為黑洞是不可見的，所以有人一直置疑，黑洞是否真的存在。如果真的存在，它們到底在哪裡？

黑洞的產生過程類似於中子星的產生過程；恆星的核心在自身重量的作用下迅速地收縮，發生強力爆炸。當核心中所有的物質都變成中子時收縮過程立即停止，被壓縮成一個密實的星球。但在黑洞情況下，由於恆星核心的質量大到使收縮過程無休止地進行下去，中子本身在擠壓引力自身的吸引下被碾為粉末，剩下來的是一個密度高到難以想像的物質。任何靠近它的物體都會被它吸進去，黑洞就變得像真空吸塵器一樣

為了理解黑洞的動力學和理解它們是怎樣使內部的所有事物逃不出邊界，我們需要討論廣義相對論。廣義相對論是愛因斯坦創建的引力學說，適用於行星、恆星，也適用於黑洞。愛因斯坦在1916年提出來的這一學說，說明空間和時間是怎樣因大質量物體的存在而發生畸變。簡言之，廣義相對論說物質彎曲了空間，而空間的彎曲又反過來影響穿越空間的物體的運動。

讓我們看一看愛因斯坦的模型是怎樣工作的。首先，考慮時間（空間的三維是長、寬、高）是現實世界中的第四維（雖然難於在平常的三個方向之外再畫出一個方向，但我們可以盡力去想像）。其次，考慮時空是一張巨大的綳緊了的體操表演用的彈簧床的床面。

愛因斯坦的學說認為質量使時空彎曲。我們不妨在彈簧床的床面上放一塊大石頭來說明這一情景：石頭的重量使得綳緊了的床面稍微下沉了一些，雖然彈簧床面基本上仍舊是平整的，但其中央仍稍有下凹。如果在彈簧床中央放置更多的石塊，則將產生更大的效果，使床面下沉得更多。事實上，石頭越多，彈簧床面彎曲得越厲害。

同樣的道理，宇宙中的大質量物體會使宇宙結構發生畸變。正如10塊石頭比1塊石頭使彈簧床面彎曲得更厲害一樣，質量比太陽大得多的天體比等於或小於一個太陽質量的天體使空間彎曲得厲害得多。

如果一個網球在一張綳緊了的平坦的彈簧床上滾動，它將沿直線前進。反之，如果它經過一個下凹的地方 ，則它的路徑呈弧形。同理，天體穿行時空的平坦區域時繼續沿直線前進，而那些穿越彎曲區域的天體將沿彎曲的軌跡前進。

現在再來看看黑洞對於其周圍的時空區域的影響。設想在彈簧床面上放置一塊質量非常大的石頭代表密度極大的黑洞。自然，石頭將大大地影響床面，不僅會使其表面彎曲下陷，還可能使床面發生斷裂。類似的情形同樣可以宇宙出現，若宇宙中存在黑洞，則該處的宇宙結構將被撕裂。這種時空結構的破裂叫做時空的奇異性或奇點。

現在我們來看看為什麼任何東西都不能從黑洞逃逸出去。正如一個滾過彈簧床面的網球，會掉進大石頭形成的深洞一樣，一個經過黑洞的物體也會被其引力陷阱所捕獲。而且，若要挽救運氣不佳的物體需要無窮大的能量。

我們已經說過，沒有任何能進入黑洞而再逃離它的東西。但科學家認為黑洞會緩慢地釋放其能量。著名的英國物理學家霍金在1974年證明黑洞有一個不為零的溫度，有一個比其周圍環境要高一些的溫度。依照物理學原理，一切比其周圍溫度高的物體都要釋放出熱量，同樣黑洞也不例外。一個黑洞會持續幾百萬萬億年散發能量，黑洞釋放能量稱為：霍金輻射。黑洞散盡所有能量就會消失。

處於時間與空間之間的黑洞，使時間放慢腳步，使空間變得有彈性，同時吞進所有經過它的一切。1969年，美國物理學家約翰 阿提 惠勒將這種貪得無厭的空間命名為「黑洞」。

我們都知道因為黑洞不能反射光，所以看不見。在我們的腦海中黑洞可能是遙遠而又漆黑的。但英國著名物理學家霍金認為黑洞並不如大多數人想像中那樣黑。通過科學家的觀測，黑洞周圍存在輻射，而且很可能來自於黑洞，也就是說，黑洞可能並沒有想像中那樣黑。霍金指出黑洞的放射性物質來源是一種實粒子，這些粒子在太空中成對產生，不遵從通常的物理定律。而且這些粒子發生碰撞後，有的就會消失在茫茫太空中。一般說來，可能直到這些粒子消失時，我們都未曾有機會看到它們。

❼ 風洞實驗的分類

流體力學方面的風洞實驗的主要分類有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動態模型實驗和流態觀測實驗等。測力和測壓實驗是測定作用於模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表面壓強分布，多用於為飛行器設計提供氣動特性數據。傳熱實驗主要用於研究超聲速或高超聲速飛行器上的氣動加熱現象。動態模型實驗包括顫振、抖振和動穩定性實驗等 ，要求模型除滿足幾何相似外還能模擬實物的結構剛度、質量分布和變形。流態觀測實驗廣泛用於研究流動的基本現象和機理。高速計算機在在以上風洞實驗中的應用極大地提高了實驗的自動化、高效率和高精度的水平。 測力實驗是利用風洞天平（見風洞測試儀器）測量作用在模型上的空氣動力和力矩的風洞實驗。它是風洞實驗中最重要的實驗項目之一。測力實驗主要有：全模型和部件的縱向和橫向測力實驗、噴流實驗、靜氣動彈性實驗、外掛物測力和投放軌跡實驗等。
全模型和部件的縱向和橫向測力實驗是測量沿模型上三個互相垂直軸的力和繞三個軸的力矩的實驗，其中無測滑的實驗為縱向實驗，有測滑的為橫向實驗。模型由腹部支桿或尾支桿支撐於風洞中（圖1和圖2）。
為研究各部件的貢獻和干擾，除採用全模和部件組拆實驗外，更精確的方法是在模型內安裝多台天平，同時測量全機和部件的氣動力。對於有對稱面的飛行器，在繞流對稱的條件下，可以洞壁或反射平板為對稱面，取模型的一半做實驗。這種實驗稱為半模實驗，其優點是模型可做得大些，雷諾數可以高些，無尾支桿干擾，製造方便和經濟。缺點是存在洞壁邊界層和縫隙的影響以及僅能進行縱向實驗。噴流實驗是測量飛行器發動機噴流對飛行器機體氣動特性影響的實驗。在風洞中要精確模擬噴流是很困難的。除模擬自由流馬赫數Mα∞、比熱比γ和噴管幾何形狀外，還要模擬出口與自由流靜壓比pj/p∞、出口馬赫數Mαj、噴流比熱比γ1、普適氣體常數與熱力學溫度乘積比(RT)j/(RT)∞等相似參數。通常只能有選擇地模擬其中一些項目，例如，一般當噴口處於飛行器底部時，可用冷空氣模擬噴流。當噴口處於飛行器底部上游時，還應模擬γ1和(RT)j/(RT)∞。火箭發動機噴流模擬以用縮尺火箭發動機為宜。噴流實驗的關鍵在於研製高精度天平、小干擾的支架和不傳力的輸氣密封系統。
靜氣動彈性實驗是測量模型剛度對氣動特性影響的實驗。通常風洞實驗中的模型都是用強度和剛度較大的金屬製作的，而真實飛行器的剛度比模型低得多。因此，需製造一種由金屬作骨架、用輕木或塑料作填料、能模擬飛行器各部件彎曲和扭轉剛度的彈性模型，把它放在風洞中作模擬飛行條件的高動壓實驗，測量對模型剛度的影響，修正剛體模型實驗的數據。
外掛物測力和投放軌跡實驗是測量飛行器外掛油箱、炸彈或其他物體的氣動力和外掛物投放軌跡的實驗。由於風洞尺寸的限制，風洞中外掛物模型很小，測量很困難。早期的實驗是設計專門的外掛物天平。天平可以放在外掛物模型或者它的掛架內直接測量。外掛物投放軌跡是用高速攝影或多次曝光技術對自由投放的模型進行照相記錄。圖3是在低速風洞中用多次曝光法拍攝的外掛物投放軌跡照片。這種方法簡便、直觀，但要模擬弗勞德數，所以模型設計和調整很困難。20世紀60年代以來，發展出一種雙天平測量系統，母機模型和外掛物分別支撐在各自的天平上。實驗時首先測量外掛物和母機的氣動力，輸入計算機，由運動方程和給定的時間間隔算出外掛物在氣動力作用下運動的下一個位置，然後操縱外掛物運動到計算位置再進行測量。一直到所要求的軌跡測出為止。這時，母機和外掛物所有瞬間的氣動力也同時測出。這種方法不要求模型動力相似，模型可多次使用。同時，這套裝置也可以用於其他雙體實驗或大攻角失速後運動軌跡測量等。缺點是精度要求較高，製造費用大。
除上述實驗外，還有一些專門的測力實驗，如鉸鏈力矩測量、摩阻測量、進氣道阻力測量、馬格納斯力和力矩（見馬格納斯效應）測量等，這些都要有專門設計的天平。
測壓實驗 風洞洞壁、模型表面上各點和氣流中各點的當地壓力參數測量。對應於流場的每一點，有一個總壓p0和一個靜壓p∞。總壓是假想氣流等熵絕熱地滯止，最後流速降為零時所能達到的壓力。靜壓是氣流內部相互作用的流層之間的法向力。在不可壓縮流體中，總壓和靜壓之差，即該流動點上由於氣流動力效應引起的壓力增高（p0－p∞），稱為動壓或速壓q∞。氣流壓力的測量，是空氣動力實驗中最基本的測量項目之一。
1738年，丹尼爾第一·伯努利就確立了無粘性不可壓縮流體中壓力與速度之間的關系，後稱為伯努利定理。這個定理後來被推廣到可壓縮流體。因為測量氣流壓力比較容易，故風洞實驗中常藉助測量氣流的壓力來推求速度。
物體表面某一點（如第i點）的壓力pi，常以無量綱形式的壓力系數Cρii表示。如果p∞和q∞分別代表遠前方未擾動氣流的靜壓和動壓，則Cρii是該點的剩餘壓力（pi－q∞）與動壓q∞之比。
風洞中最常見的測壓實驗是模型表面壓力分布測量。模型表面上直接開有測壓孔。通過實驗，可以了解局部流動特性並積分出總的氣動特性。常見的有飛行器測壓、汽車測壓和建築物測壓等。進氣道測壓實驗是通過進氣道表面測壓孔和管道內排管的壓力測量，以得到進氣道的流量- 總壓恢復特性。風洞流場校測中速度場、壓力場、方向場的測量也是通過測壓進行的。此外，邊界層壓力測量也是經常進行的實驗項目。有時還通過二元物體尾流壓力測量來推算物體的阻力。所以風洞測壓實驗在工程設計和研究工作中得到廣泛應用。
風洞中氣流總壓、靜壓測量用總壓、靜壓探測管和壓力計或壓力感測器。圖4和圖5示出一般總壓管和靜壓管的結構。總壓或靜壓排管可同時獲得許多測壓數據。但管與管之間的相互影響要小。模型表面壓力測量孔要求垂直當地物面，孔緣處平滑不得有毛刺。靜壓探測管上靜壓孔位置的選擇特別重要，應使它受靜壓管頭部和支柄的綜合影響最小。測壓設備中壓力傳輸的管路不能太長，否則管內壓力達到平衡要用很長時間。 在氣流和模型作相對高速運動的條件下，測定氣流沿模型繞流所引起的對模型表面氣動加熱的一種實驗。當飛行器飛行馬赫數大於3時，必須考慮氣動加熱對飛行器外形、表面粗糙度和結構的影響。風洞傳熱實驗的目的是為飛行器防熱設計提供可靠的熱環境數據，實驗項目包括：光滑和粗糙表面的熱流實驗，邊界層過渡、質量注入對熱流影響的實驗，台階、縫隙、激波和邊界層等分離流熱流實驗等。在風洞傳熱實驗中一般略去熱輻射，只考慮對流加熱，要模擬的是馬赫數、雷諾數、壁溫比、相對粗糙度（粗糙度與邊界層位移厚度之比）、質量注入率、自由湍流度等參數。在一般高超聲速風洞、脈沖風洞、激波風洞、電弧加熱器、低密度風洞和彈道靶中都能進行傳熱實驗，但都不能全面模擬上述參數。因此，必須對不同設備的實驗數據進行綜合分析。風洞傳熱實驗的方法有兩類：一類是確定熱流密度分布的熱測繪技術，如在模型表面塗以相變材料，通過記錄等溫線隨時間的擴展過程進行熱測繪；又如在模型表面塗以漆和粉末磷光材料的混合物，通過記錄磷光體的亮度分布轉求熱流密度分布（後一方法響應快，靈敏度高）。熱測繪技術可以提供豐富的氣動加熱資料，但精度較低。另一類是熱測量技術，利用量熱計進行分散點的熱測量，一般是在一維熱傳導的假定下通過測量溫度隨時間的變化率測量熱流密度。在一般高超聲速風洞中常用的量熱計有兩種：①薄壁量熱計，使用它時要求模型的壁做得很薄，以使模型在受熱時，內外表面的溫度接近相等，在內表面安裝溫差電偶，用以測量溫度隨時間的變化來推算熱流密度。②加登計，是R.加登在1953年提出的，它是基於受熱元件的中心和邊緣之間的溫度梯度和熱流密度有一定的關系進行測量的。薄壁量熱計和加登計由於達到溫度平衡需要較長的時間，不能用於脈沖風洞。在脈沖風洞中，可採用塞形量熱計和薄膜電阻溫度計進行測量。塞形量熱計是利用量熱元件吸收傳入其中的熱量，然後測量元件的平均溫度變化率再計算表面熱流密度。
風洞傳熱實驗必須恰當地解決模型設計、防護、冷卻和信號傳輸等問題，還要研究模擬技術，縮小感測器尺寸，解決感測器的穩定性問題，以及確定實驗中各種不確定因素對實驗結果精度的影響。 確定模型對氣流的相對運動和模型上的氣動力隨時間變化的實驗，包括顫振實驗、抖振實驗、動穩定性實驗、操縱面嗡鳴實驗、非定常壓力測量等。
顫振實驗 顫振是飛行器在氣動力、結構彈性力和慣性力相互作用下從氣流中吸取能量而引起的自激振動。它一旦發生，就很可能造成結構的破壞。進行風洞顫振試驗，旨在選擇對防顫振有利的結構方案（見顫振試驗）。
抖振實驗 抖振是氣流分離所激起的飛行器結構振動。作低速大攻角飛行時，舉力面上氣流分離達一定程度後就會出現抖振，這類抖振稱為舉力型抖振。作跨聲速飛行時由於激波的誘導作用，使抖振起始攻角明顯減小。此外，還有由於氣流分離造成的非舉力型抖振。抖振影響飛機的結構強度和疲勞壽命，會使武器系統和電子儀器的工作不正常，使乘員不舒適。抖振起始攻角所對應的舉力系數（見舉力）隨馬赫數的變化曲線，稱為抖振邊界。抖振邊界越高，飛機的最小平飛速度越低，飛行中的機動性和安全性越好。抖振實驗是要測定抖振邊界和抖振載荷。測定抖振邊界可採用方均根彎矩法和後緣靜壓發散法等。所謂方均根彎矩法，就是在模型翼根粘貼應變片，測定某一馬赫數不同攻角下與翼根彎矩成比例的方均根電平值，將電平值開始急劇增大的轉變點所對應的攻角確定為抖振起始攻角的方法。所謂後緣靜壓發散法，就是利用氣流分離後翼面後緣靜壓迅速增加的原理來進行測量的方法。除要求模型與實物保持氣動力相似外，還要求模擬一階彎曲頻率。抖振實驗對風洞雜訊級、湍流度以及模型表面的邊界層狀態都有較嚴格的要求。
動穩定性實驗 測定動導數的實驗。動導數是氣動力和力矩對運動參量時間變化率的導數，例如是滾轉力矩mx對滾轉角速度ωx的導數，通常起阻尼作用，又稱滾轉阻尼導數。動導數實驗一般採用剛性模型，除氣動力相似外，還要求減縮頻率ωL/v與實物相同，其中ω為振動頻率；L為特徵長度；v為氣流速度。在風洞中測量動導數一般採用自由振動法或受迫振動法。自由振動法是給模型以一定的初始位移後把它釋放出去，使它在氣流中作自由衰減振動，根據所記錄的模型位移時間歷程來確定動導數。此法設備簡單，但受風洞背景雜訊等外界干擾影響較大，准確度不高。受迫振動法是對模型系統施加一定頻率的正弦激振力矩，在此過程中，通過測量儀器，測定它的激振力矩和模型振動角位移之間的相位差，從而確定動導數。此外，還可以用風洞模型自由飛的方法測量動導數。
操縱面嗡鳴實驗 操縱面嗡鳴是飛行器作跨聲速飛行時由於翼面上的激波、波後的邊界層分離和操縱面偏轉的相互作用而產生的單自由度不穩定運動。操縱面嗡鳴對馬赫數很敏感。發生嗡鳴會降低操縱效率甚至使操縱失效，嚴重時將導致結構的疲勞破壞。通過嗡鳴實驗，可以確定飛行器操縱面振動的性質，提供排除振動的方法和確定剛度指標。嗡鳴實驗模型由剛性主翼和操縱面組成，可用彈簧片模擬操縱系統剛度。操縱系統結構阻尼應大致和實物相當。實驗時用應變測量系統測定振動波形，也可用方均根電平記錄儀測量振動強度。
非定常壓力測量 這種測量是研究非定常氣動力的基本手段。測量方法有兩種：一種是用埋在模型里的微型壓力感測器同時測量許多點的非定常壓力；另一種是在模型里安置許多壓力管，通過壓力管測量非定常壓力，而壓力管則通過掃描閥與感測器相連。採用後一種方法，必須作吹風狀態下管路動態傳遞特性的修正。
在動態實驗中，風洞背景雜訊對實驗結果的准確度有很大的影響，因此，除對風洞的雜訊級作出限制外，還必須在實驗技術上減小風洞雜訊的影響，如在數據處理中，採用相關濾波、總體平均等方法。配備能進行快速傅里葉變換的動態分析設備，可以明顯提高動態實驗的能力，實現實時分析。
流態觀察實驗 藉助物理和化學的手段使風洞中無色透明的氣流成為可見氣流的實驗方法。利用這種技術能夠用肉眼或其他輔助手段直接觀察到氣體流動的物理圖像，從而加深對氣體流動機理的了解並及時發現氣體流動中存在的問題。還可以用觀察的結果驗證一些理論、假說並幫助建立復雜流動問題的數學模型。這種技術是空氣動力實驗的一種基該方法。
自然界中存在著許多能顯示流體流動的現象。水面飄浮物體的運動往往表明水流方向；生火時產生的煙則顯示了熱空氣上升和擴散的圖形。在實驗室內用流態顯示技術進行科學研究始於19世紀末。1883年O.雷諾把一股染色水引入管流中，根據染色水是色彩清晰的規則流動還是紊亂流動來判別管中流動是層流還是湍流。1893年，L.馬赫在風洞中用絲線和煙流觀察了氣流繞垂直安放的一塊平板流動的情況。隨著風洞的發展和科學技術的進步，流態觀察方法也越來越多。
風洞中流態觀察方法大致為分兩類：第一類是示蹤方法；第二類是光學方法。
示蹤方法
是在流場中添加物質，如有色液體、煙、絲線和固體粒子等，通過照相或肉眼觀察添加物隨流體運動的圖形。只要添加物足夠小，而且比重和流動介質接近，顯示出來的添加物運動的圖形就表示出氣流的運動。這是一種間接顯示法，特別適合於顯示定常流動。常用的有絲線法、煙流法、油流法、升華法、蒸汽屏法和液晶顯示法等六種：
①絲線法將絲線、羊毛等纖維粘貼在要觀察的模型表面或模型後的網格上，由絲線的運動（絲線轉動、抖動或倒轉） 可以判明氣流的方向和分離區的位置以及空間渦的位置、轉向等。圖6為一個模型實驗時機翼的絲線顯示氣體流動圖。現在又發展到用比絲線更細的尼龍絲，有時細到連肉眼都看不清。將尼龍絲用熒光染料處理後再粘在模型上。這種絲線在紫外線照射下顯示出來，並且可以拍攝下來。粘絲很細，對模型沒有影響，可同時進行測力實驗。此法稱為熒光絲線法。
②煙流法用風洞中特製煙管或模型上放出的煙流顯示氣體繞模型的流動圖形。這是一種很好的觀測方法。世界各國建設了不少煙風洞。通常是在風洞外把不易點燃的礦物油用金屬絲通電加熱而產生的煙引入風洞；也有將塗有油的不銹鋼或鎢絲放在模型前，實驗時通電將鎢絲加熱，產生細密的煙霧。為了保證煙束清晰不散，必須採用大收縮比的收縮段、穩定段或風洞入口加裝抗湍流網和採用吸振性能好的材料製造洞壁等措施，保持煙流為層流狀態。煙流法除用於觀察繞模型的流動，還可用來測量邊界層過渡點位置和研究渦流結構。圖7為模型煙流實驗中拍攝的照片。
③油流法在粘性的油中摻進適量指示劑（如炭黑）並滴入油酸，配製成糊狀液態物，均勻地塗在模型表面。實驗時通過指示劑顆粒沿流向形成的紋理結構，顯示出模型表面的流動圖形。如果油中加入少量熒光染料，則在紫外線照射下可以顯現出熒光條紋圖，稱為熒光油流圖。它可以顯示模型表面氣流流動方向、邊界層過渡點位置、氣流分離區、激波與邊界層相互干擾等流動現象。圖8為模型油流實驗照片。
④升華法將揮發性的液體或容易升華的固體噴塗在模型表面，依據塗料從模型上散失的速度與邊界層狀態有關的原理（在湍流邊界層內由於氣流的不規則運動導致該處蒸發量或升華量大於層流處）來區分邊界層狀態，確定過渡點的位置。
⑤蒸汽屏法在風洞中形成過飽和的蒸汽，在需要觀察的截面，垂直氣流方向射入一道平行光，氣流經過光面時，由於離心力的作用，旋渦內外蒸汽的含量是不同的，光的折射率因此不同，便能顯示出渦核的位置。此法多用來觀察大攻角脫體渦的位置。
⑥液晶顯示法利用液晶顏色隨溫度而改變的特性來識別層流、湍流邊界層和激波。液晶是一種油狀有機物，溫度較低時，無色透明，隨著溫度上升，便以紅、黃、綠、藍、無色的順序改變，能鑒別有微小溫差的層流和湍流邊界層流動以及激波前後的溫差。它適用於高速和超聲速流態觀察。液晶的塗法與漆類似，先稀釋，再噴塗。液晶對污物雜質敏感，噴塗時，模型表面必須干凈。 根據光束在氣體中的折射率隨氣流密度不同而改變的原理製造出來的光學儀器，如陰影儀、紋影儀、干涉儀（見風洞測試儀器）和全息照相裝置等，都可用來觀察氣體流動圖形。這種方法不在流場中添加其他物質，不會干擾氣體流動，而且可以在短時間內採集大量的空間數據。它是一種直接顯示方法，特別適合於觀察可壓縮流動和非定常流動，如激波、尾流和邊界層過渡等。
除了以上兩大類方法外，還有一種向流場中注入能量的方法。如在低密度風洞中向氣流發射電子束，使氣體分子激發出熒光，熒光的光通量與氣流密度大小有關。根據光通量的變化，就可以顯示出氣流密度的變化，這種方法可以顯示高超聲速稀薄氣體流動的激波位置和形狀以及用於定量測量流場密度。
70年代後期，發展出一種彩色照相圖示流態觀察技術。它用總壓探管在所測流場區域掃描，並將感受的壓力轉換成電壓值。根據不同的電壓觸發不同顏色的光，在照相機上曝光。通過多種顏色信號光記錄的流場等壓線圖，可以清晰地看到渦旋分布和飛機模型後的渦流圖像。這項技術最近發展成為直接把感測器感受的壓力信號記錄在磁帶上，並輸入計算機處理。感測器探頭可以用壓力探頭也可以用熱絲或熱膜或其他探頭。處理後的數據可由彩色電視顯示。因為不用照相裝置，而代之以計算機，這就帶來了很大的方便：可以一次處理很多數據（可以是一個也可以是好幾個探頭感受的數據）；顯示的顏色可多達4096種（但由於人眼解析度的限制，常用的也只有20～30種）；對於特別有興趣的區域可以放大和增加顏色詳細顯示；此外，還可以根據需要，旋轉顯示的數據平面，以得到從不同角度觀察的流場彩色顯示圖像。例如，可以在垂直風洞軸線的平面觀察，也可以在平行風洞軸線的平面或其他任意平面觀察。高解析度的彩色電視屏幕可以用顏色和箭頭表示流動方向。

❽ 什麼是風洞試驗

什麼是風洞

風洞一般稱之為風洞試驗。簡單地講，就是依據運動的相對性原理，將飛行器的模型或實物固定在地面人工環境中，人為製造氣流流過，以此模擬空中各種復雜的飛行狀態，獲取試驗數據。這是現代飛機、導彈、火箭等研製定型和生產的「綠色通道」。簡單的說，風洞就是在地面上人為地創造一個「天空」。至於我們國家的風洞為什麼會選擇建在大山深處，那是歷史原因造成的。

發達國家如何發展空氣動力學

空氣動力學是目前世界科學領域里最為活躍、最具有發展潛力的學科之一。世界各發達國家對空氣動力學的發展都給予了高度重視，不惜花費巨額資金建設空氣動力試驗設施並開展研究工作。

美國早在80年代中期出台的震撼全球的超級跨世紀工程——「星球大戰」計劃中，就曾把作為基礎學科的空氣動力學放在非常突出的重要位置上。的確，如果不先在空氣動力學上獲得重大突破，這個將耗資1萬億美元的超級工程，很多關鍵技術將無法解決。緊接著在1985年發表的「美國航空航天2000年」中，也把空氣動力學列為需要解決的七個問題中的第一個。而剩下的六個問題中還有四個與空氣動力學有關。這使美國花費巨額投資研製了每秒20億次的超級計算機專門為空氣動力學研究服務。

前蘇聯在「十月革命」勝利後的第二年，列寧就下令組建了國家空氣動力研究機構——中央流體動力研究院，並任命「俄羅斯航空之父」茹可夫斯基擔任院長，這一決策為前蘇聯成為世界上另一個航天大國奠定了堅實的基礎。二次大戰之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用於進行整架飛機試驗的全尺寸風洞。與美國相比，前蘇聯在空氣動力學的整體水平上毫不遜色，甚至在許多方面都領先於美國，它在航空航天領域取得的一系列成就足以說明這一點。

英、法兩國在二次大戰前均為名列前茅的老牌航空先進國家，然而戰後他們突然發現自己比美、蘇等國落後了一截，於是兩國重振旗鼓、奮起直追。在戰後第二年，法國政府便決定把因戰爭和被佔領分散到全國各地的研究機構組織到一起，組建了國家空氣動力研究機構，並在阿爾卑斯山腹地開始創建莫當試驗中心，堪稱世界一流的大功率空氣動力試驗風洞設備。曾經發明了世界上第一座風洞的英國人更是不甘落後，除了政府加強對空氣動力學的領導規劃之外，充分利用大學進行基礎學科的研究。據有關資料透露，在英國的46所大學里，至少有30個以上高水平的空氣動力研究試驗室。

日本在戰後受到限制的情況下，航空工業曾有過長達8年的空白。但在此期間，其基礎研究——空氣動力學則進展神速。僅60年代，就先後仿製出11種飛機，自行設計8種飛機。

❾ 什麼是風洞試驗

結冰風洞（英icing
wind
tunnel）是一種性能復雜的大型特種風洞，是研究飛機在結冰氣象條件下飛行時，不同部件迎風表面和探測儀器的機外感測部分的結冰形態、結冰容限及其防（除）冰技術的地面試驗設備。
實踐表明，飛機結冰是飛機安全飛行的致命弱點之一，在世界軍、民用飛機失事案例中佔60%以上。西方發達國家建成十餘座這種風洞，而我國尚屬空白；早在上世紀70年代初，我國風洞人就開始搜集資料，對結冰風洞進行探索性研究。
在飛機設計階段，通過結冰風洞試驗，可取得防（除）冰設計所必需的數據，即通過確定飛機各部件結冰形態的試驗，以確定結冰的冰形及其結冰區、結冰量和結冰速率，從而確定結冰容限及必須防冰的表面，為飛機防（除）冰提供安全設計的依據，確定防（除）冰系統的方案形式及最小需用功率。

飛機防（除）冰系統完成設計和研製後，可在結冰風洞進行驗證試驗，即在結冰狀態檢查系統防（除）冰功能，判斷設計的正確性、合理性，並對飛機結冰探測儀器進行驗證試驗。
通過結冰風洞還可以進行飛機結冰機理和模擬方法或縮尺定律的試驗研究，為確定縮尺模擬准則和發展數值計算方法提供依據；進行飛機防冰新概念和新型防（除）冰技術研究，可大大促進飛機防冰技術的發展。
結冰風洞試驗最重要的內容，是確定飛機的防（除）冰設計所需要的臨界冰型和結冰區的范圍，而要將臨界冰做成模型貼在飛機模型上進行風洞氣動力試驗，還要根據結冰對飛機性能的影響程度，確定該表面是否需要防（除）冰；對於確定的防冰區也要根據結冰的情況，來把握防冰的有效性和除冰時機等，因此，深入開展新概念新技術研究十分有益。
總之，結冰風洞是為保證飛機在結冰氣象條件下飛行安全、擴大現代軍用飛機在惡劣氣象條件下執行任務的能力，同時保障民用或通用飛機完成結冰適航合格審定、為適航取證提供依據性文件的基本試驗裝置，是新機研製、特別是大型運輸機等研製必不可少的重要地面試驗設備，所以這方面研究已愈來愈得到各國的廣泛重視。