风洞移测装置设计

❶ 风洞的结构

风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而不同。 驱动系统共有两类。
一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋转或压缩机转子转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。改变风扇的转速或叶片安装角，或改变对气流的阻尼，可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组或可控硅整流设备供电。它的运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用。使用这类驱动系统的风洞称连续式风洞，但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大，例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为4000千瓦，产生超声速气流则约为16000～40000千瓦。
另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体，因而有吹气、引射、吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂冲式风洞。暂冲式风洞建造周期短，投资少，一般[[雷诺数]]较高，它的工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1秒的脉冲风洞还可通过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这样能量消耗少，模拟参数高。 许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。基本上有两种形式，一种是法国人A.-G.埃菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞，图1是这两种风洞结构示意图。现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。这个风洞建成后又增加了一个24.4米× 36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。
低速风洞实验段有开口和闭口两种形式，截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。
风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。
在低速风洞中，常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积；ρ为空气密度；η和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为3～6。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数，但由于实验对象和项目不同，有时尚需模拟另一些参数，在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数Fr，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。
低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞，研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞，还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。
直流式闭口实验段低速风洞是典型的低速风洞。在这种风洞中，风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀，然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验，以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞，第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒，第二实验段尺寸为8×6×25米3，最大风速为100米/秒。
回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接，形成封闭回路。气流在风洞中循环回流，既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以采用别的特殊气体或流体来代替空气，用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞，用水代替空气的称为水洞（见水槽和水洞）。 风洞的马赫数为0.5～1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波，而在自由边界上反射为膨胀波，若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。
为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12.5%、实验段直径为 308.4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。 洞内气流马赫数为1.5～4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。
喷管的构造型式有多种，例如：两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管；由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管，并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管；由两块柔性板构成喷管型面，且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管（图3）。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动，以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的，实验马数可达到1.5。
1920年A.布泽曼改进了喷管设计，得到了均匀超声速流场。1945年德国已拥有实验段直径约 1米的超声速风洞。50年代，世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。
建设的许多风洞，往往突破了上述亚声速、跨声速和超声速单一速度的范围，可以在一个风洞内进行亚声速、跨声速和超声速实验。这种风洞称为三声速风洞。中国气动力研究与发展中心的1.2米×1.2米跨声速、超声速风洞（图5）是一座三声速风洞。
60年代以来，提高风洞的雷诺数 受到普遍重视。跨声速风洞的模型实验雷诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）的跨声速风洞，因而出现了增高驻点压力的路德维格管风洞，用喷注液氮降低实验气体温度、提高雷诺数的低温风洞等新型风洞。低温风洞具有独立改变马赫数、雷诺数和动压的能力，因此发展很快。 马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。
高超音速风洞 如要在风洞中获得更高 M数的气流(例如M≥5),一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。暂冲式常规高超音速风洞 较为典型，它很像常规的超音速风洞。其他型式的风洞有激波风洞、炮风洞、热冲风洞、长冲风洞、气体活塞式风洞、电弧风洞等（见超高速实验设备）。中国气动力研究和发展中心的高压－引射驱动的暂冲式常规高超音速风洞实验段直径为 0.5米。这个中心还建成一座实验段直径为2米的激波风洞。 它是在超声速风洞的基础上发展起来的。图6为高超声速风洞示意图。图7为一座实验段直径为0.5米的暂冲式高超声速风洞照片。
常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似，主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下，实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流会出现液化。实际上，由于气流膨胀过程很快，在某些实验条件下，存在不同程度的过饱和度。
所以，实际使用的稳定段温度可比根据空气饱和曲线得到的温度低。根据不同的稳定段温度，对实验气体采用不同的加热方法。在通常情况下，气体燃烧加热器加热温度可达750开；镍铬电阻加热器可达1000开；铁铬铝电阻加热器可达1450开；氧化铝卵石床加热器可达1670开；氧化锆卵石床加热器可达2500开；以高纯度氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200开；石墨电阻加热器可达2800开。
早期常规高超声速风洞常采用二维喷管。在高马赫数条件下，喉道尺寸小，表面高热流引起的热变形使喉道尺寸不稳定，边界层分布也非常不均匀，都会影响气流均匀性。所以，后期大多数高超声速风洞安装了锥形或型面轴对称喷管。锥形喷管加工容易，但产生锥型流场，所以后来逐渐被型面喷管代替。在马赫数大于 7的情况下，对高温高压下工作的喷管喉道，一般用水冷却。
常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5～14,每米雷诺数的量级为3×106。为进一步提高实验马赫数和雷诺数，采用凝结温度极低（4 开）的氦气作实验气体，在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫数可达到42。
世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的。这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10，实验段尺寸为1米×1米。德国战败，风洞未能完全建成。战后，美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞，少数为连续式，大多为暂冲式。 利用激波压缩实验气体，再用定常膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。它由一个激波管和连接在它后面的喷管等风洞主要部件组成。在激波管和喷管之间用膜片（第二膜片）隔开，喷管后面被抽成真空。图9为反射型激波风洞原理示意图。激波风洞的工作过程是：风洞启动时主膜片先破开，引起驱动气体的膨胀，产生向上游传播的膨胀波，并在实验气体中产生激波。当此激波向下游运动达到喷管入口处时，第二膜片被冲开，因而经过激波压缩达到高温高压的实验气体即进入喷管膨胀加速，流入实验段供实验使用。当实验条件由于波系反射或实验气体流完而遭到破坏时，实验就结束。
激波风洞的实验时间短，通常以毫秒计。激波风洞的名称是赫兹伯格于1951年提出的。它的发展与中、远程导弹和航天器的发展密切相关。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超声速飞行中出现的高温真实气体效应，激波风洞主要用于模拟高温条件。60年代中期以后，由于需要战略弹头在低空作机动飞行，它即转向于模拟高雷诺数，并于1971年首先实现了这种模拟的运行。早期的激波风洞采用直通型（入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管）运行，因而实验时间非常短（甚至短于1毫秒），难以应用，因此又发展出反射型激波风洞。这种风洞有不同的运行方法，如适当选择运行条件，通常可取得5～25毫秒的实验时间。激波风洞实验已确立为一种标准的高超声速实验技术，并已成为高超声速气动力数据的主要来源。
实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，此外还有电子密度测量等特殊项目。现有激波风洞运行的最高参数是：驱动压力约为3400大气压（1大气压等于101325帕）；可以模拟 6.7千米/秒的飞行速度；气流马赫数达24；雷诺数达108（当马赫数为8时）。 利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体，产生高超声速气流的风洞。基本结构如图10所示。运行前储能装置储存电能，弧室充入一定压力的气体，膜片下游各部位被抽吸到真空状态(一般不低于105帕)。运行时，储存的电能以千分之一毫秒到几十毫秒的时间在弧室内通过电弧放电释放，以加热和压缩气体；当弧室中压力升高到某个预定值时，膜片被冲破；气体经过喷管膨胀加速，在实验段中形成高超声速气流；然后通过扩压器排入真空箱内。
与常规高超声速风洞和激波风洞不同，热冲风洞的实验气流是准定常流动(见非定常流动),实验时间约20～200毫秒；实验过程中弧室气体压力和温度取决于实验条件和时间，与高超声速风洞和激波风洞相比大约要低10～50%。所以要瞬时、同步地测量实验过程中实验段的气流参量和模型上的气动力特性，并采用一套专门的数据处理技术。热冲风洞的研制开始于20世纪50年代初，略后于激波风洞。原来是要利用火花放电得到一个高性能的激波管驱动段，后来就演变成热冲风洞。“热冲”这个词是 R.W.佩里于1958年提出来的。
热冲风洞的一个技术关键是将材料烧损和气体污染减少到可接受的程度。采取的措施有：以氮气代替空气作为实验气体；减小暴露在热气体中的弧室绝缘面积；合理设计析出材料烧损生成微粒的电极和喉道挡板结构；适当选取引弧用的熔断丝；限制风洞在弧室气体温度低于4000开下运行等。热冲风洞的储能装置有电容和电感两种方式。前者常用于储存10兆焦耳以下的能量，后者多用于储存5～100兆焦耳的能量。
还有一种方式是电网直接供电，其能量一般为10兆焦耳量级，不同的电能利用方式要求有相应的充电放电系统。热冲风洞的模拟范围一般可以达到：马赫数 8～22，每米雷诺数1×105～2×108。长达上百毫秒的实验时间，不仅使它一次运行能够完成模型的全部攻角的静态风洞实验，而且可以进行风洞的动态实验，测量动稳定性，以及采用空气作实验气体（温度一般在3000开以下）进行高超声速冲压发动机实验。
除上述风洞外，高超声速风洞还有氮气风洞、氦气风洞、炮风洞（轻活塞风洞）、长冲风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维格管风洞等。 自然风洞指的是大自然形成的天然山洞，洞口往外有风刮出，具体位置有湖南省新化县游家镇新塘村源头垅老屋上的风洞，秋冬季节和春季，风洞会停止刮风，只有夏天才会刮风，风温很低，只有几度，洞口寸草不生，人在洞口不能久留，否则会全身冰凉，一到晚上会听到呜呜的风鸣声，由于风声过于强大，老一辈们在五六十年代将洞口堵住，但风仍然吹开一个口子，不过风速明显减小，但风的温度不变。洞内生活一种类似猫的动物，全身花纹酷似斑马。对于风洞的形成还没有人解开谜底，在当地成为一种阴影，有不祥之征兆。

阳春3月，记者走进中国自主设计建造的亚洲最大的立式风洞，领略风洞里独特的风景。
置身人造“天空”
秦岭之巅还残雪点点，山脚之下已是桃花吐艳。汽车驶过一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然开朗：翠绿的山林间，一座5层高的建筑拔地而起。
“我们到了，这就是亚洲最大的立式风洞。”听到陪同人员介绍，记者感到有些失望，因为眼前的景象与想象中完全不一样。新建成的立式风洞不算高大，也不显得很威武，甚至不如城市里常见的摩天大楼。
从外表看，与普通房屋唯一不同的是，该建筑身上“背”着一根粗大的铁管。技术人员对记者介绍：“可不能小瞧这铁家伙，它是产生气流的主要通道。”
其实，风洞普通的外表下有着神奇的“心脏”。步入其中，记者发现这片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。
风洞建设是一个涉及多学科、跨专业的系统集成课题，囊括了包括气动力学、材料学、声学等20余个专业领域。整个立式风洞从破土动工到首次通气试验仅用了2年半，创造了中国风洞建设史上的奇迹。
大厅里，螺旋上升的旋梯簇拥着两节巨大的管道，好不壮观！与其说它是试验设备，不如说是风格前卫的建筑艺术品。
一路参观，记者发现该风洞“亮点”多多：实现了两个摄像头同时采集试验图像，计算机自动判读处理；率先将世界最先进的中压变频调速技术用于风洞主传动系统控制，电机转速精度提高50%……
负责人介绍说，立式风洞是中国庞大风洞家族中最引人瞩目的一颗新星，只有极少数发达国家拥有这种风洞。
感受“风”之神韵
风，来无影去无踪，自由之极。可在基地科研人员的手中，无影无踪无所不在的风被梳理成循规蹈矩、各种强度、各种“形状”的气流。
记者赶得巧，某飞行器模型自由尾旋改进试验正在立式风洞进行。
何谓尾旋？它是指飞机在持续的失速状态下，一面旋转一面急剧下降的现象。在人们尚未彻底了解它之前，尾旋的后果只有一个：机毁人亡。资料显示，1966年至1973年，美国因尾旋事故就损失了上百架F-4飞机。
控制中心里，值班员轻启电钮，巨大的电机开始转动。记者不由自主地用双手捂住耳朵，以抵挡将要到来的“惊雷般的怒吼”。可没想到，想象中的巨响没有到来，只有空气穿流的浅唱低吟。30米/秒、50米/秒……风速已到极至，记者站在隔音良好的试验段旁，却没有领略到“大风起兮”的意境。
你知道50米/秒风速是什么概念？胜过飓风！值班员告诉记者，如果把人放在试验段中，可以让你体验被风吹起、乘风飞翔的感觉。
中国首座立式风洞已形成强大的试验能力。负责人告诉记者：该型风洞除可完成现有水平式风洞中的大多数常规试验项目，还能完成飞机尾旋性能评估、返回式卫星及载人飞船回收过程中空气动力稳定性测试等。

❷ 风洞测试仪器的气动力测量

直接测量风洞中作用于模型上的气动力和力矩（见空气动力）的装置主要是风洞天平。通常天平设计成测量直角坐标系中沿三个轴的力和绕三个轴的力矩（或只测其中一个或两个力和力矩）。风洞天平是由一般分析天平演变而来的，早期的挂线式天平（图1）就与分析天平相似。它用金属线将模型悬挂起来，模型所受载荷通过金属线送到天平杠杆元件上，加减砝码使其平衡。但分析天平一次只能测一个力，且要求力的方向和作用点是已知的。风洞天平则可同时测气动力的几个分量，气动力合力的作用点和方向一般是待测的。因此，风洞天平的构造也不同于一般分析天平。 风洞天平的分类方法很多，按测量原理可分为机械式天平、应变式天平、压电晶体天平、电磁悬挂天平等。

图1 挂线式三分力天平示意图 一种通过贴在弹性元件上的应变片，在气动力作用下，因变形而产生的输出信号变化来测量力和力矩的仪器。一般在弹性元件的拉伸和压缩表面上，分别并排安放两块应变片。然后将这四块应变片接入电桥，加上电压即可进行测量。应变式天平按元件布置形式分为浮框式和复合式两种。浮框式天平是将模型固定在套筒上,可拆卸的各测量元件和支杆安装在套筒内,各分量都是通过两个并联(平行)的测力元件来测量。复合式天平的各个测力元件由串联- 并联混合结构组成。应变天平的应变片大多数都用电阻丝片。它是用很细的导线或很薄的金属箔制成的。有时也用半导体材料。
用半导体应变片装成的天平,滞后小，灵敏度高,频响高，疲劳寿命长。可在热冲风洞和炮风洞等工作时间较长的高超声速风洞中使用。有时也在常规高超声速风洞中使用，这是为了增加天平刚度，提高天平承受启动载荷的能力。 工作原理是：用电磁力把由软铁制成的模型悬挂在风洞中，模型的任何位移都会引起光电管光通量变化，再由伺服反馈控制系统在模型上产生一个反抗扰动力的磁力，使模型回到正确位置。由各磁力线圈的电流量，或磁场的磁通量，换算出气动力。这类天平最大的优点是不受模型支架的干扰影响。
上述各天平都有一个校准问题。天平校准分为静校和动校两种。利用校正装置对天平进行静态标定称为天平静校。天平静校的目的是：证明天平能够受多大载荷；测定每个分量的校准系数、灵敏度；测定天平的干扰和变形；校验载荷数据的重复性，从而确定天平使用公式和天平的精度、刚度和强度。在风洞内把标准模型装在经过静校的天平上进行吹风实验称为天平动校，其目的是检验天平的性能，确定天平的精度。

❸ 请问风洞的原理是什么具体的操作是怎么样的

在流体力学和昆虫化学生态学方面两个相同的名词。它们都叫做“风洞实验”。

可以指飞行器（包括飞机）的流体力学设计实验；而昆虫上则是在一个有流通空气的矩形空间中，观察活体虫子对气味物质的行为反应。
分类和原理

空气动力学实 验分实物实验和模型实验两大类 。实物实验如飞机飞行实验和导弹实弹发射实验等，不会发生模型和环境等模拟失真问题，一直是鉴定飞行器气动性能和校准其他实验结果的最终手段，这类实验的费用昂贵，条件也难控制，而且不可能在产品研制的初始阶段进行，故空气动力学实验一般多指模型实验。空气动力学实验按空气（或其他气体）与模型（或实物）产生相对运动的方式不同可分为3类：①空气运动，模型不动，如风洞实验 。②空气静止，物体或模型运动，如飞行实验、模型自由飞实验（有动力或无动力飞行器模型在空气中飞行而进行实验）、火箭橇实验（用火箭推进的在轨道上高速行驶的滑车携带模型进行实验）、旋臂实验（旋臂机携带模型旋转而进行实验）等。③空气和模型都运动，如风洞自由飞实验（相对风洞气流投射模型而进行实验）、尾旋实验（在尾旋风洞上升气流中投入模型，并使其进入尾旋状态而进行实验）等。进行模型实验时，应保证模型流场与真实流场之间的相似，即除保证模型与实物几何相似以外，还应使两个流场有关的相似准数，如雷诺数、马赫数、普朗特数等对应相等（见流体力学相似准数）。实际上，在一般模型实验（如风洞实验）条件下，很难保证这些相似准数全部相等，只能根据具体情况使主要相似准数相等或达到自准范围。例如涉及粘性或阻力的实验应使雷诺数相等；对于可压缩流动的实验，必须保证马赫数相等，等等。应该满足而未能满足相似准数相等而导致的实验误差，有时也可通过数据修正予以消除，如雷诺数修正。洞壁和模型支架对流场的干扰也应修正。空气动力学实验主要测量气流参数，观测流动现象和状态，测定作用在模型上的气动力等。实验结果一般都整理成无量纲的相似准数，以便从模型推广到实物。
风洞和风洞实验 风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。风洞的原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。测量作用在模型上的空气动力，观测模型表面及周围的流动现象。根据相似理论将实验结果整理成可用于实物的相似准数。实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。风洞主要按实验段速度范围分类，速度范围不同，其工作原理、型式、结构及典型尺寸也各异。低速风洞：实验段速度范围为0～100 米／秒或马赫数Ma＝0～0.3左右 ；亚声速风洞：Ma＝0.3～0.8左右；跨声速风洞：Ma＝0.8 ～1.4（或1.2）左右；超声速风洞：Ma＝1.5～5.0左右；高超声速风洞Ma＝5.0～10（或12)；高焓高超声速风洞Ma＞10（或12）。风洞实验的主要优点是：①实验条件（包括气流状态和模型状态两方面）易于控制。②流动参数可各自独立变化。③模型静止，测量方便而且容易准确。④一般不受大气环境变化的影响 。⑤ 与其他空气动力学实验手段相比，价廉、可靠等。缺点是难以满足全部相似准数相等，存在洞壁和模型支架干扰等，但可通过数据修正方法部分或大部克服。
风洞实验的主要项目有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动力及表

❹ 风洞测试仪器的气流速度测量

主要有皮托-静压管、热线风速仪和激光多普勒测速仪。
皮托-静压管
测量气流速度最常用的仪器,是由皮托管演变而来的。皮托管是一根圆柱形管子，一端开口，另一端连在压力计上，用以测量气流总压。这种管子是H.皮托在1872年用来测量河流的水深和流速关系的。皮托-静压管除了象皮托管一样，可以感受气流总压外,还可同时测量气流静压。图5是低亚声速时使用的一根典型的皮托- 静压管结构示意图。它有内管和外管。内管测量总压。静压孔开在外管上同头部有一定距离处。根据伯努利方程（见伯努利定理）由总压孔和静压孔测得的压差经过换算即可得到流速。它可用于从1～2米/秒到临界速度以下范围内的速度测量。这种管子的前端多为半球形，总压孔在轴线上，它对管子形状不敏感。静压孔则受端头和后面的支杆影响很大。由于两者的影响相反，只要精心设计就可以减小这种影响。为减少气流方向偏斜的影响，有时可沿圆周方向开多个静压孔。为了避免设计和加工引起的误差，在使用前要进行校正。


图5 皮托－静压管示意图
热线风速仪
依据非电量电测法的原理测量气流速度、温度和密度的仪器，已有70多年的使用历史。它的传感器（俗称探头）是一条长度远大于直径的细金属丝，简称热丝,或是一片厚度非常薄的金属膜,简称热膜。测量时，将此热丝或热膜置于待测气流中，同时又连接于电桥的一臂，用电流加热，使热丝或热膜本身温度高于待测气流介质的温度。气流状态变化，引起热丝或热膜与气流介质之间的热传递发生变化，从而使热丝或热膜两端的电压发生变化，由此可测得气流的速度、温度或密度的平均值和瞬时值。热线风速仪的电路有两种类型：一是维持热线温度不变的恒温式；一是维持热线电流不变的恒流式。热线两端的电压变化一般经放大、补偿后才进行测量。从前测得的电信号都是用电模拟法来处理。近年来，热线或热膜测得的电信号输入到电子计算机处理，使测量精度更高，因而应用范围更广。热丝直径仅有1～5微米;长度仅0.5～1毫米。热膜厚度仅为5～10纳米。热丝材料为铂或钨，或含铑的铂铑合金丝，或包银的渥拉斯顿丝。热膜材料多是铂或镍，有时还在上面喷镀一层2～5微米的石英，以便用于导电液体中的测量。
激光多普勒测速计
利用光的多普勒频移效应，用激光作光源，测量气体、液体、固体速度的一种装置。1842年奥地利物理学家C.多普勒发现了声波的多普勒效应。1905年A.爱因斯坦在狭义相对论中指出，多普勒效应也能在光波中发生。光照射到运动的粒子上发生散射时，散射光的频率相对入射光的频率发生变化。频率的偏移量与运动粒子的速度成正比。当流场中散射粒子的直径与入射光的波长为同一量级，且散射粒子的重量与周围流场粒子重量相近时，散射粒子的运动速度基本上代表流场的局部流速。美国Y.耶和H.卡明斯于1964年第一次报道利用激光多普勒频移效应进行流体速度测量。
激光多普勒测速计包括光学系统和信号处理系统。光学系统将激光束照射到跟随流体运动的粒子上，并使被测点（体积）的散射光会聚进入光电接收器。按接受散射光的方式光学系统可分为前向散射型、后向散射型和混合散射型。按光学结构可分为参考光型、双散射型、条纹型和偏振光型。图6为前向双散射型原理图。 光电接收器（光电倍增管、硅光二极管等）接收随时间变化的两束散射光波，经混频后输出信号的频率是两部分光波的频率差，与流速成正比。采用信号处理系统把反映流速的真正信息从各种噪声中检测出来,并转换成模拟量或数字量,作进一步处理或显示。常用的信号处理器有频率分析仪、频率跟踪器、计数式处理器等。从原理上讲，激光多普勒测速计是直接测量速度的唯一手段。在风洞实验中可用它测量局部速度、平均速度、湍流强度、速度脉动等，适用于研究激波和边界层的分离干扰区、旋翼速度场、有引射的边界层以及高温流等。测速仪器或装置的测速范围从0.05厘米/秒到2000米/秒。测量高速时受光电器件频率响应范围的限制。实验中，有时需要用专门的粒子播发装置把不同大小的粒子掺入气流中。由于散射粒子惯性等的影响，粒子运动速度滞后于流体，因而测速精度较低，湍流度高时精度更低。

图6 激光多普勒测速计(前向双散射型)原理图
巡回检测装置
按一定次序或随机采集多个电压或电流信号（称为模拟量），并把这些模拟量转化为二进制或十进制数字量的装置（简称检测装置）。
巡回检测装置的输入模拟量由受感转换器件（如传感器、测力天平等）通过传输线送入，它的输出数字量送入计算机处理或其他记录设备（如打印机、穿孔机、磁带等）记录。它在风洞测试系统中的位置见图7。巡回检测装置一般由采样器、数据放大器、模数转换器、滤波器、显示器、接口和控制器等部件组成（图8）。采样器是一个通过程序控制的电子或机械开关，能以周期性的时间间隔或任意时间间隔采集某一连续变量值。采样器由采样开关、通道计数器、通道译码器、循环次数计数器、时钟等部件组成。采样器的工作速度，从每秒几十次到每秒几万次。数据放大器是放大输入信号的部件,一般能把几毫伏信号放大成几伏,然后送入模数转换器，还能抑制干扰信号并从中拾取有用信号。模数转换器 (A/D)可将被测电压模拟量（连续）转换为数字量（离散）。它的种类很多，最常用的一种叫反馈比较型模数转换器，由比较器、模数转换器（有解码开关、电阻网络、数码寄存器）、节拍产生器、转换控制器、基准电压源、脉冲源等组成。 滤波器的作用是滤去信号源中无用信号。由电阻电容或电感电容组成的滤波器称无源滤波器；由电阻电容和放大器组成的滤波器称有源滤波器；由计算机进行处理而消除干扰信号的称数字滤波器。显示器是显示测量参数的部件，由选点显示开关、二进制变成十进制的运算器、译码器和数码管组成。接口是两个不同设备互联时的交接部分。检测装置中所有部件间的信息传递和相互协调都由控制器完成。

图7 巡回检测装置在风洞测试系统中的位置

图8 巡回检测装置方框图

❺ 风洞的作用

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。

❻ 虫洞、风洞、黑洞有什么区别

虫洞
60多年前，阿尔伯特·爱因斯坦提出了“虫洞”理论。那么，“虫洞”是什么呢？简单地说，“虫洞”是连接宇宙遥远区域间的时空细管。它可以把平行宇宙和婴儿宇宙连接起来，并提供时间旅行的可能性。

早在20世纪50年代，已有科学家对“虫洞”作过研究，由于当时历史条件所限，一些物理学家认为，理论上也许可以使用“虫洞”，但“虫洞”的引力过大，会毁灭所有进入的东西，因此不可能用在宇宙航行上。

随着科学技术的发展，新的研究发现，“虫洞”的超强力场可以通过“负质量”来中和，达到稳定“虫洞”能量场的作用。科学家认为，相对于产生能量的“正物质”，“反物质”也拥有“负质量”，可以吸去周围所有能量。像“虫洞”一样，“负质量”也曾被认为只存在于理论之中。不过，目前世界上的许多实验室已经成功地证明了“负质量”能存在于现实世界，并且通过航天器在太空中捕捉到了微量的“负质量”。

据美国华盛顿大学物理系研究人员的计算，“负质量”可以用来控制“虫洞”。他们指出，“负质量”能扩大原本细小的“虫洞”，使它们足以让太空飞船穿过。他们的研究结果引起了各国航天部门的极大兴趣，许多国家已考虑拨款资助“虫洞”研究，希望“虫洞”能实际用在太空航行上。

宇航学家认为，“虫洞”的研究虽然刚刚起步，但是它潜在的回报，不容忽视。科学家认为，如果研究成功，人类可能需要重新估计自己在宇宙中的角色和位置。现在，人类被“困”在地球上，要航行到最近的一个星系，动辄需要数百年时间，是目前人类不可能办到的。但是，未来的太空航行如使用“虫洞”，那么一瞬间就能到达宇宙中遥远的地方。

据科学家观测，宇宙中充斥着数以百万计的“虫洞”，但很少有直径超过10万公里的，而这个宽度正是太空飞船安全航行的最低要求。“负质量”的发现为利用“虫洞”创造了新的契机，可以使用它去扩大和稳定细小的“虫洞”。

科学家指出，如果把“负质量”传送到“虫洞”中，把“虫洞”打开，并强化它的结构，使其稳定，就可以使太空飞船通过。

虫洞的概念最初产生于对史瓦西解的研究中。物理学家在分析白洞解的时候，通过一个阿尔伯特·爱因斯坦的思想实验，发现宇宙时空自身可以不是平坦的。如果恒星形成了黑洞，那么时空在史瓦西半径，也就是视界的地方与原来的时空垂直。在不平坦的宇宙时空中，这种结构就意味着黑洞视界内的部分会与宇宙的另一个部分相结合，然后在那里产生一个洞。这个洞可以是黑洞，也可以是白洞。而这个弯曲的视界，就叫做史瓦西喉,它就是一种特定的虫洞。

自从在史瓦西解中发现了虫洞，物理学家们就开始对虫洞的性质发生了兴趣。

虫洞连接黑洞和白洞，在黑洞与白洞之间传送物质。在这里，虫洞成为一个阿尔伯特·爱因斯坦—罗森桥，物质在黑洞的奇点处被完全瓦解为基本粒子，然后通过这个虫洞（即阿尔伯特·爱因斯坦—罗森桥）被传送到白洞并且被辐射出去。

虫洞还可以在宇宙的正常时空中显现，成为一个突然出现的超时空管道。

虫洞没有视界，它只有一个和外界的分界面，虫洞通过这个分界面进行超时空连接。虫洞与黑洞、白洞的接口是一个时空管道和两个时空闭合区的连接，在这里时空曲率并不是无限大，因而我们可以安全地通过虫洞，而不被巨大的引力摧毁。理论推出的虫洞还有许多特性，限于篇幅，这里不再赘述。

黑洞、白洞、虫洞仍然是目前宇宙学中“时空与引力篇章”的悬而未解之谜。黑洞是否真实存在，科学家们也只是得到了一些间接的旁证。当前的观测及理论也给天文学和物理学提出了许多新问题，例如，一颗能形成黑洞的冷恒星，当它坍缩时，其密度已然会超过原子核、核子、中子……，如果再继续坍缩下去，中子也可能被压碎。那么，黑洞中的物质基元究竟是什么呢？有什么斥力与引力对抗才使黑洞停留在某一阶段而不再继续坍缩呢？如果没有斥力，那么黑洞将无限地坍缩下去，直到体积无穷小，密度无穷大，内部压力也无穷大，而这却是物理学理论所不允许的。

总之，目前我们对黑洞、白洞和虫洞的本质了解还很少，它们还是神秘的东西，很多问题仍需要进一步探讨。目前天文学家已经间接地找到了黑洞，但白洞、虫洞并未真正发现，还只是一个经常出现在科幻作品中的理论名词。

虫洞也是霍金构想的宇宙期存在的一种极细微的洞穴。美国科学家对此做了深入的研究。目前的宇宙中，“宇宙项”几乎为零。所谓的宇宙项也称为“真空的能量”，在没有物质的空间中，能量也同样存在其内部，这是由爱因斯坦所导入的。宇宙初期的膨胀宇宙，宇宙项是必须的，而且，在基本粒子论里，也认为真空中的能量是自然呈现的。那么，为何目前宇宙的宇宙项变为零呢？柯尔曼说明：在爆炸以前的初期宇宙中，虫洞连接着很多的宇宙，很巧妙地将宇宙项的大小调整为零。结果，由一个宇宙可能产生另一个宇宙，而且，宇宙中也有可能有无数个这种微细的洞穴，它们可通往一个宇宙的过去及未来，或其他的宇宙。

风洞
风洞，简单地说，就是根据运动的相对性原理，用以模拟各种飞行器在空中飞行的庞大试验设备。风洞是我国航空航天飞行器的“摇篮”，所有的飞机、火箭、卫星、导弹、飞船都是被风洞“吹”上天空的。

阳春3月，记者走进我国自主设计建造的亚洲最大的立式风洞，领略风洞里独特的风景。

置身人造“天空”

秦岭之巅还残雪点点，山脚之下已是桃花吐艳。汽车驶过一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然开朗：翠绿的山林间，一座5层高的建筑拔地而起。

“我们到了，这就是亚洲最大的立式风洞。”听到陪同人员介绍，记者感到有些失望，因为眼前的景象与想象中完全不一样。新建成的立式风洞不算高大，也不显得很威武，甚至不如城市里常见的摩天大楼。

从外表看，与普通房屋唯一不同的是，该建筑身上“背”着一根粗大的铁管。技术人员对记者介绍：“可不能小瞧这铁家伙，它是产生气流的主要通道。”

其实，风洞普通的外表下有着神奇的“心脏”。步入其中，记者发现这片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。

风洞建设是一个涉及多学科、跨专业的系统集成课题，囊括了包括气动力学、材料学、声学等20余个专业领域。整个立式风洞从破土动工到首次通气试验仅用了2年半，创造了中国风洞建设史上的奇迹。

大厅里，螺旋上升的旋梯簇拥着两节巨大的管道，好不壮观！与其说它是试验设备，不如说是风格前卫的建筑艺术品。

一路参观，记者发现该风洞“亮点”多多：实现了两个摄像头同时采集试验图像，计算机自动判读处理；率先将世界最先进的中压变频调速技术用于风洞主传动系统控制，电机转速精度提高50%……

负责人介绍说，立式风洞是我国庞大风洞家族中最引人瞩目的一颗新星，目前只有极少数发达国家拥有这种风洞。

感受“风”之神韵

风，来无影去无踪，自由之极。可在基地科研人员的手中，无影无踪无所不在的风被梳理成循规蹈矩、各种强度、各种“形状”的气流。

记者赶得巧，某飞行器模型自由尾旋改进试验正在立式风洞进行。

何谓尾旋？它是指飞机在持续的失速状态下，一面旋转一面急剧下降的现象。在人们尚未彻底了解它之前，尾旋的后果只有一个：机毁人亡。资料显示，1966年至1973年，美国因尾旋事故就损失了上百架F-4飞机。

控制中心里，值班员轻启电钮，巨大的电机开始转动。记者不由自主地用双手捂住耳朵，以抵挡将要到来的“惊雷般的怒吼”。可没想到，想象中的巨响没有到来，只有空气穿流的浅唱低吟。30米/秒、50米/秒……风速已到极至，记者站在隔音良好的试验段旁，却没有领略到“大风起兮”的意境。

你知道50米/秒风速是什么概念？胜过飓风！值班员告诉记者，如果把人放在试验段中，可以让你体验被风吹起、乘风飞翔的感觉。

我国首座立式风洞已形成强大的试验能力。负责人告诉记者：该型风洞除可完成现有水平式风洞中的大多数常规试验项目，还能完成飞机尾旋性能评估、返回式卫星及载人飞船回收过程中空气动力稳定性测试等。

资料链接

世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。美国的莱特兄弟于1901年建造了风速12米／秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。到目前为止，我国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。

黑洞
黑洞是密度超大的星球,吸纳一切,光也逃不了.(现在有科学家分析,宇宙中不存在黑洞,这需要进一步的证明,但是我们在学术上可以存在不同的意见)

首先,对黑洞进行一下形象的说明:

黑洞有巨大的引力,连光都被它吸引.黑洞中隐匿着巨大的引力场，这种引力大到任何东西，甚至连光，都难逃黑洞的手掌心。黑洞不让任何其边界以内的任何事物被外界看见，这就是这种物体被称为“黑洞”的缘故。我们无法通过光的反射来观察它，只能通过受其影响的周围物体来间接了解黑洞。据猜测，黑洞是死亡恒星或爆炸气团的剩余物，是在特殊的大质量超巨星坍塌收缩时产生的。
再从物理学观点来解释一下:
黑洞其实也是个星球(类似星球),只不过它的密度非常非常大, 靠近它的物体都被它的引力所约束(就好像人在地球上没有飞走一样),不管用多大的速度都无法脱离。对于地球来说，以第二宇宙速度（11.2km/s）来飞行就可以逃离地球，但是对于黑洞来说，它的第三宇宙速度之大，竟然超越了光速，所以连光都跑不出来，于是射进去的光没有反射回来，我们的眼睛就看不到任何东西，只是黑色一片。

因为黑洞是不可见的，所以有人一直置疑，黑洞是否真的存在。如果真的存在，它们到底在哪里？

黑洞的产生过程类似于中子星的产生过程；恒星的核心在自身重量的作用下迅速地收缩，发生强力爆炸。当核心中所有的物质都变成中子时收缩过程立即停止，被压缩成一个密实的星球。但在黑洞情况下，由于恒星核心的质量大到使收缩过程无休止地进行下去，中子本身在挤压引力自身的吸引下被碾为粉末，剩下来的是一个密度高到难以想象的物质。任何靠近它的物体都会被它吸进去，黑洞就变得像真空吸尘器一样

为了理解黑洞的动力学和理解它们是怎样使内部的所有事物逃不出边界，我们需要讨论广义相对论。广义相对论是爱因斯坦创建的引力学说，适用于行星、恒星，也适用于黑洞。爱因斯坦在1916年提出来的这一学说，说明空间和时间是怎样因大质量物体的存在而发生畸变。简言之，广义相对论说物质弯曲了空间，而空间的弯曲又反过来影响穿越空间的物体的运动。

让我们看一看爱因斯坦的模型是怎样工作的。首先，考虑时间（空间的三维是长、宽、高）是现实世界中的第四维（虽然难于在平常的三个方向之外再画出一个方向，但我们可以尽力去想象）。其次，考虑时空是一张巨大的绷紧了的体操表演用的弹簧床的床面。

爱因斯坦的学说认为质量使时空弯曲。我们不妨在弹簧床的床面上放一块大石头来说明这一情景：石头的重量使得绷紧了的床面稍微下沉了一些，虽然弹簧床面基本上仍旧是平整的，但其中央仍稍有下凹。如果在弹簧床中央放置更多的石块，则将产生更大的效果，使床面下沉得更多。事实上，石头越多，弹簧床面弯曲得越厉害。

同样的道理，宇宙中的大质量物体会使宇宙结构发生畸变。正如10块石头比1块石头使弹簧床面弯曲得更厉害一样，质量比太阳大得多的天体比等于或小于一个太阳质量的天体使空间弯曲得厉害得多。

如果一个网球在一张绷紧了的平坦的弹簧床上滚动，它将沿直线前进。反之，如果它经过一个下凹的地方 ，则它的路径呈弧形。同理，天体穿行时空的平坦区域时继续沿直线前进，而那些穿越弯曲区域的天体将沿弯曲的轨迹前进。

现在再来看看黑洞对于其周围的时空区域的影响。设想在弹簧床面上放置一块质量非常大的石头代表密度极大的黑洞。自然，石头将大大地影响床面，不仅会使其表面弯曲下陷，还可能使床面发生断裂。类似的情形同样可以宇宙出现，若宇宙中存在黑洞，则该处的宇宙结构将被撕裂。这种时空结构的破裂叫做时空的奇异性或奇点。

现在我们来看看为什么任何东西都不能从黑洞逃逸出去。正如一个滚过弹簧床面的网球，会掉进大石头形成的深洞一样，一个经过黑洞的物体也会被其引力陷阱所捕获。而且，若要挽救运气不佳的物体需要无穷大的能量。

我们已经说过，没有任何能进入黑洞而再逃离它的东西。但科学家认为黑洞会缓慢地释放其能量。著名的英国物理学家霍金在1974年证明黑洞有一个不为零的温度，有一个比其周围环境要高一些的温度。依照物理学原理，一切比其周围温度高的物体都要释放出热量，同样黑洞也不例外。一个黑洞会持续几百万万亿年散发能量，黑洞释放能量称为：霍金辐射。黑洞散尽所有能量就会消失。

处于时间与空间之间的黑洞，使时间放慢脚步，使空间变得有弹性，同时吞进所有经过它的一切。1969年，美国物理学家约翰 阿提 惠勒将这种贪得无厌的空间命名为“黑洞”。

我们都知道因为黑洞不能反射光，所以看不见。在我们的脑海中黑洞可能是遥远而又漆黑的。但英国著名物理学家霍金认为黑洞并不如大多数人想象中那样黑。通过科学家的观测，黑洞周围存在辐射，而且很可能来自于黑洞，也就是说，黑洞可能并没有想象中那样黑。霍金指出黑洞的放射性物质来源是一种实粒子，这些粒子在太空中成对产生，不遵从通常的物理定律。而且这些粒子发生碰撞后，有的就会消失在茫茫太空中。一般说来，可能直到这些粒子消失时，我们都未曾有机会看到它们。

❼ 风洞实验的分类

流体力学方面的风洞实验的主要分类有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动力及表面压强分布，多用于为飞行器设计提供气动特性数据。传热实验主要用于研究超声速或高超声速飞行器上的气动加热现象。动态模型实验包括颤振、抖振和动稳定性实验等 ，要求模型除满足几何相似外还能模拟实物的结构刚度、质量分布和变形。流态观测实验广泛用于研究流动的基本现象和机理。高速计算机在在以上风洞实验中的应用极大地提高了实验的自动化、高效率和高精度的水平。 测力实验是利用风洞天平（见风洞测试仪器）测量作用在模型上的空气动力和力矩的风洞实验。它是风洞实验中最重要的实验项目之一。测力实验主要有：全模型和部件的纵向和横向测力实验、喷流实验、静气动弹性实验、外挂物测力和投放轨迹实验等。
全模型和部件的纵向和横向测力实验是测量沿模型上三个互相垂直轴的力和绕三个轴的力矩的实验，其中无测滑的实验为纵向实验，有测滑的为横向实验。模型由腹部支杆或尾支杆支撑于风洞中（图1和图2）。
为研究各部件的贡献和干扰，除采用全模和部件组拆实验外，更精确的方法是在模型内安装多台天平，同时测量全机和部件的气动力。对于有对称面的飞行器，在绕流对称的条件下，可以洞壁或反射平板为对称面，取模型的一半做实验。这种实验称为半模实验，其优点是模型可做得大些，雷诺数可以高些，无尾支杆干扰，制造方便和经济。缺点是存在洞壁边界层和缝隙的影响以及仅能进行纵向实验。喷流实验是测量飞行器发动机喷流对飞行器机体气动特性影响的实验。在风洞中要精确模拟喷流是很困难的。除模拟自由流马赫数Mα∞、比热比γ和喷管几何形状外，还要模拟出口与自由流静压比pj/p∞、出口马赫数Mαj、喷流比热比γ1、普适气体常数与热力学温度乘积比(RT)j/(RT)∞等相似参数。通常只能有选择地模拟其中一些项目，例如，一般当喷口处于飞行器底部时，可用冷空气模拟喷流。当喷口处于飞行器底部上游时，还应模拟γ1和(RT)j/(RT)∞。火箭发动机喷流模拟以用缩尺火箭发动机为宜。喷流实验的关键在于研制高精度天平、小干扰的支架和不传力的输气密封系统。
静气动弹性实验是测量模型刚度对气动特性影响的实验。通常风洞实验中的模型都是用强度和刚度较大的金属制作的，而真实飞行器的刚度比模型低得多。因此，需制造一种由金属作骨架、用轻木或塑料作填料、能模拟飞行器各部件弯曲和扭转刚度的弹性模型，把它放在风洞中作模拟飞行条件的高动压实验，测量对模型刚度的影响，修正刚体模型实验的数据。
外挂物测力和投放轨迹实验是测量飞行器外挂油箱、炸弹或其他物体的气动力和外挂物投放轨迹的实验。由于风洞尺寸的限制，风洞中外挂物模型很小，测量很困难。早期的实验是设计专门的外挂物天平。天平可以放在外挂物模型或者它的挂架内直接测量。外挂物投放轨迹是用高速摄影或多次曝光技术对自由投放的模型进行照相记录。图3是在低速风洞中用多次曝光法拍摄的外挂物投放轨迹照片。这种方法简便、直观，但要模拟弗劳德数，所以模型设计和调整很困难。20世纪60年代以来，发展出一种双天平测量系统，母机模型和外挂物分别支撑在各自的天平上。实验时首先测量外挂物和母机的气动力，输入计算机，由运动方程和给定的时间间隔算出外挂物在气动力作用下运动的下一个位置，然后操纵外挂物运动到计算位置再进行测量。一直到所要求的轨迹测出为止。这时，母机和外挂物所有瞬间的气动力也同时测出。这种方法不要求模型动力相似，模型可多次使用。同时，这套装置也可以用于其他双体实验或大攻角失速后运动轨迹测量等。缺点是精度要求较高，制造费用大。
除上述实验外，还有一些专门的测力实验，如铰链力矩测量、摩阻测量、进气道阻力测量、马格纳斯力和力矩（见马格纳斯效应）测量等，这些都要有专门设计的天平。
测压实验 风洞洞壁、模型表面上各点和气流中各点的当地压力参数测量。对应于流场的每一点，有一个总压p0和一个静压p∞。总压是假想气流等熵绝热地滞止，最后流速降为零时所能达到的压力。静压是气流内部相互作用的流层之间的法向力。在不可压缩流体中，总压和静压之差，即该流动点上由于气流动力效应引起的压力增高（p0－p∞），称为动压或速压q∞。气流压力的测量，是空气动力实验中最基本的测量项目之一。
1738年，丹尼尔第一·伯努利就确立了无粘性不可压缩流体中压力与速度之间的关系，后称为伯努利定理。这个定理后来被推广到可压缩流体。因为测量气流压力比较容易，故风洞实验中常借助测量气流的压力来推求速度。
物体表面某一点（如第i点）的压力pi，常以无量纲形式的压力系数Cρii表示。如果p∞和q∞分别代表远前方未扰动气流的静压和动压，则Cρii是该点的剩余压力（pi－q∞）与动压q∞之比。
风洞中最常见的测压实验是模型表面压力分布测量。模型表面上直接开有测压孔。通过实验，可以了解局部流动特性并积分出总的气动特性。常见的有飞行器测压、汽车测压和建筑物测压等。进气道测压实验是通过进气道表面测压孔和管道内排管的压力测量，以得到进气道的流量- 总压恢复特性。风洞流场校测中速度场、压力场、方向场的测量也是通过测压进行的。此外，边界层压力测量也是经常进行的实验项目。有时还通过二元物体尾流压力测量来推算物体的阻力。所以风洞测压实验在工程设计和研究工作中得到广泛应用。
风洞中气流总压、静压测量用总压、静压探测管和压力计或压力传感器。图4和图5示出一般总压管和静压管的结构。总压或静压排管可同时获得许多测压数据。但管与管之间的相互影响要小。模型表面压力测量孔要求垂直当地物面，孔缘处平滑不得有毛刺。静压探测管上静压孔位置的选择特别重要，应使它受静压管头部和支柄的综合影响最小。测压设备中压力传输的管路不能太长，否则管内压力达到平衡要用很长时间。 在气流和模型作相对高速运动的条件下，测定气流沿模型绕流所引起的对模型表面气动加热的一种实验。当飞行器飞行马赫数大于3时，必须考虑气动加热对飞行器外形、表面粗糙度和结构的影响。风洞传热实验的目的是为飞行器防热设计提供可靠的热环境数据，实验项目包括：光滑和粗糙表面的热流实验，边界层过渡、质量注入对热流影响的实验，台阶、缝隙、激波和边界层等分离流热流实验等。在风洞传热实验中一般略去热辐射，只考虑对流加热，要模拟的是马赫数、雷诺数、壁温比、相对粗糙度（粗糙度与边界层位移厚度之比）、质量注入率、自由湍流度等参数。在一般高超声速风洞、脉冲风洞、激波风洞、电弧加热器、低密度风洞和弹道靶中都能进行传热实验，但都不能全面模拟上述参数。因此，必须对不同设备的实验数据进行综合分析。风洞传热实验的方法有两类：一类是确定热流密度分布的热测绘技术，如在模型表面涂以相变材料，通过记录等温线随时间的扩展过程进行热测绘；又如在模型表面涂以漆和粉末磷光材料的混合物，通过记录磷光体的亮度分布转求热流密度分布（后一方法响应快，灵敏度高）。热测绘技术可以提供丰富的气动加热资料，但精度较低。另一类是热测量技术，利用量热计进行分散点的热测量，一般是在一维热传导的假定下通过测量温度随时间的变化率测量热流密度。在一般高超声速风洞中常用的量热计有两种：①薄壁量热计，使用它时要求模型的壁做得很薄，以使模型在受热时，内外表面的温度接近相等，在内表面安装温差电偶，用以测量温度随时间的变化来推算热流密度。②加登计，是R.加登在1953年提出的，它是基于受热元件的中心和边缘之间的温度梯度和热流密度有一定的关系进行测量的。薄壁量热计和加登计由于达到温度平衡需要较长的时间，不能用于脉冲风洞。在脉冲风洞中，可采用塞形量热计和薄膜电阻温度计进行测量。塞形量热计是利用量热元件吸收传入其中的热量，然后测量元件的平均温度变化率再计算表面热流密度。
风洞传热实验必须恰当地解决模型设计、防护、冷却和信号传输等问题，还要研究模拟技术，缩小传感器尺寸，解决传感器的稳定性问题，以及确定实验中各种不确定因素对实验结果精度的影响。 确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。
颤振实验 颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。它一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案（见颤振试验）。
抖振实验 抖振是气流分离所激起的飞行器结构振动。作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。作跨声速飞行时由于激波的诱导作用，使抖振起始攻角明显减小。此外，还有由于气流分离造成的非举力型抖振。抖振影响飞机的结构强度和疲劳寿命，会使武器系统和电子仪器的工作不正常，使乘员不舒适。抖振起始攻角所对应的举力系数（见举力）随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。抖振边界越高，飞机的最小平飞速度越低，飞行中的机动性和安全性越好。抖振实验是要测定抖振边界和抖振载荷。测定抖振边界可采用方均根弯矩法和后缘静压发散法等。所谓方均根弯矩法，就是在模型翼根粘贴应变片，测定某一马赫数不同攻角下与翼根弯矩成比例的方均根电平值，将电平值开始急剧增大的转变点所对应的攻角确定为抖振起始攻角的方法。所谓后缘静压发散法，就是利用气流分离后翼面后缘静压迅速增加的原理来进行测量的方法。除要求模型与实物保持气动力相似外，还要求模拟一阶弯曲频率。抖振实验对风洞噪声级、湍流度以及模型表面的边界层状态都有较严格的要求。
动稳定性实验 测定动导数的实验。动导数是气动力和力矩对运动参量时间变化率的导数，例如是滚转力矩mx对滚转角速度ωx的导数，通常起阻尼作用，又称滚转阻尼导数。动导数实验一般采用刚性模型，除气动力相似外，还要求减缩频率ωL/v与实物相同，其中ω为振动频率；L为特征长度；v为气流速度。在风洞中测量动导数一般采用自由振动法或受迫振动法。自由振动法是给模型以一定的初始位移后把它释放出去，使它在气流中作自由衰减振动，根据所记录的模型位移时间历程来确定动导数。此法设备简单，但受风洞背景噪声等外界干扰影响较大，准确度不高。受迫振动法是对模型系统施加一定频率的正弦激振力矩，在此过程中，通过测量仪器，测定它的激振力矩和模型振动角位移之间的相位差，从而确定动导数。此外，还可以用风洞模型自由飞的方法测量动导数。
操纵面嗡鸣实验 操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用而产生的单自由度不稳定运动。操纵面嗡鸣对马赫数很敏感。发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致结构的疲劳破坏。通过嗡鸣实验，可以确定飞行器操纵面振动的性质，提供排除振动的方法和确定刚度指标。嗡鸣实验模型由刚性主翼和操纵面组成，可用弹簧片模拟操纵系统刚度。操纵系统结构阻尼应大致和实物相当。实验时用应变测量系统测定振动波形，也可用方均根电平记录仪测量振动强度。
非定常压力测量 这种测量是研究非定常气动力的基本手段。测量方法有两种：一种是用埋在模型里的微型压力传感器同时测量许多点的非定常压力；另一种是在模型里安置许多压力管，通过压力管测量非定常压力，而压力管则通过扫描阀与传感器相连。采用后一种方法，必须作吹风状态下管路动态传递特性的修正。
在动态实验中，风洞背景噪声对实验结果的准确度有很大的影响，因此，除对风洞的噪声级作出限制外，还必须在实验技术上减小风洞噪声的影响，如在数据处理中，采用相关滤波、总体平均等方法。配备能进行快速傅里叶变换的动态分析设备，可以明显提高动态实验的能力，实现实时分析。
流态观察实验 借助物理和化学的手段使风洞中无色透明的气流成为可见气流的实验方法。利用这种技术能够用肉眼或其他辅助手段直接观察到气体流动的物理图像，从而加深对气体流动机理的了解并及时发现气体流动中存在的问题。还可以用观察的结果验证一些理论、假说并帮助建立复杂流动问题的数学模型。这种技术是空气动力实验的一种基该方法。
自然界中存在着许多能显示流体流动的现象。水面飘浮物体的运动往往表明水流方向；生火时产生的烟则显示了热空气上升和扩散的图形。在实验室内用流态显示技术进行科学研究始于19世纪末。1883年O.雷诺把一股染色水引入管流中，根据染色水是色彩清晰的规则流动还是紊乱流动来判别管中流动是层流还是湍流。1893年，L.马赫在风洞中用丝线和烟流观察了气流绕垂直安放的一块平板流动的情况。随着风洞的发展和科学技术的进步，流态观察方法也越来越多。
风洞中流态观察方法大致为分两类：第一类是示踪方法；第二类是光学方法。
示踪方法
是在流场中添加物质，如有色液体、烟、丝线和固体粒子等，通过照相或肉眼观察添加物随流体运动的图形。只要添加物足够小，而且比重和流动介质接近，显示出来的添加物运动的图形就表示出气流的运动。这是一种间接显示法，特别适合于显示定常流动。常用的有丝线法、烟流法、油流法、升华法、蒸汽屏法和液晶显示法等六种：
①丝线法将丝线、羊毛等纤维粘贴在要观察的模型表面或模型后的网格上，由丝线的运动（丝线转动、抖动或倒转） 可以判明气流的方向和分离区的位置以及空间涡的位置、转向等。图6为一个模型实验时机翼的丝线显示气体流动图。现在又发展到用比丝线更细的尼龙丝，有时细到连肉眼都看不清。将尼龙丝用荧光染料处理后再粘在模型上。这种丝线在紫外线照射下显示出来，并且可以拍摄下来。粘丝很细，对模型没有影响，可同时进行测力实验。此法称为荧光丝线法。
②烟流法用风洞中特制烟管或模型上放出的烟流显示气体绕模型的流动图形。这是一种很好的观测方法。世界各国建设了不少烟风洞。通常是在风洞外把不易点燃的矿物油用金属丝通电加热而产生的烟引入风洞；也有将涂有油的不锈钢或钨丝放在模型前，实验时通电将钨丝加热，产生细密的烟雾。为了保证烟束清晰不散，必须采用大收缩比的收缩段、稳定段或风洞入口加装抗湍流网和采用吸振性能好的材料制造洞壁等措施，保持烟流为层流状态。烟流法除用于观察绕模型的流动，还可用来测量边界层过渡点位置和研究涡流结构。图7为模型烟流实验中拍摄的照片。
③油流法在粘性的油中掺进适量指示剂（如炭黑）并滴入油酸，配制成糊状液态物，均匀地涂在模型表面。实验时通过指示剂颗粒沿流向形成的纹理结构，显示出模型表面的流动图形。如果油中加入少量荧光染料，则在紫外线照射下可以显现出荧光条纹图，称为荧光油流图。它可以显示模型表面气流流动方向、边界层过渡点位置、气流分离区、激波与边界层相互干扰等流动现象。图8为模型油流实验照片。
④升华法将挥发性的液体或容易升华的固体喷涂在模型表面，依据涂料从模型上散失的速度与边界层状态有关的原理（在湍流边界层内由于气流的不规则运动导致该处蒸发量或升华量大于层流处）来区分边界层状态，确定过渡点的位置。
⑤蒸汽屏法在风洞中形成过饱和的蒸汽，在需要观察的截面，垂直气流方向射入一道平行光，气流经过光面时，由于离心力的作用，旋涡内外蒸汽的含量是不同的，光的折射率因此不同，便能显示出涡核的位置。此法多用来观察大攻角脱体涡的位置。
⑥液晶显示法利用液晶颜色随温度而改变的特性来识别层流、湍流边界层和激波。液晶是一种油状有机物，温度较低时，无色透明，随着温度上升，便以红、黄、绿、蓝、无色的顺序改变，能鉴别有微小温差的层流和湍流边界层流动以及激波前后的温差。它适用于高速和超声速流态观察。液晶的涂法与漆类似，先稀释，再喷涂。液晶对污物杂质敏感，喷涂时，模型表面必须干净。 根据光束在气体中的折射率随气流密度不同而改变的原理制造出来的光学仪器，如阴影仪、纹影仪、干涉仪（见风洞测试仪器）和全息照相装置等，都可用来观察气体流动图形。这种方法不在流场中添加其他物质，不会干扰气体流动，而且可以在短时间内采集大量的空间数据。它是一种直接显示方法，特别适合于观察可压缩流动和非定常流动，如激波、尾流和边界层过渡等。
除了以上两大类方法外，还有一种向流场中注入能量的方法。如在低密度风洞中向气流发射电子束，使气体分子激发出荧光，荧光的光通量与气流密度大小有关。根据光通量的变化，就可以显示出气流密度的变化，这种方法可以显示高超声速稀薄气体流动的激波位置和形状以及用于定量测量流场密度。
70年代后期，发展出一种彩色照相图示流态观察技术。它用总压探管在所测流场区域扫描，并将感受的压力转换成电压值。根据不同的电压触发不同颜色的光，在照相机上曝光。通过多种颜色信号光记录的流场等压线图，可以清晰地看到涡旋分布和飞机模型后的涡流图像。这项技术最近发展成为直接把传感器感受的压力信号记录在磁带上，并输入计算机处理。传感器探头可以用压力探头也可以用热丝或热膜或其他探头。处理后的数据可由彩色电视显示。因为不用照相装置，而代之以计算机，这就带来了很大的方便：可以一次处理很多数据（可以是一个也可以是好几个探头感受的数据）；显示的颜色可多达4096种（但由于人眼分辨率的限制，常用的也只有20～30种）；对于特别有兴趣的区域可以放大和增加颜色详细显示；此外，还可以根据需要，旋转显示的数据平面，以得到从不同角度观察的流场彩色显示图像。例如，可以在垂直风洞轴线的平面观察，也可以在平行风洞轴线的平面或其他任意平面观察。高分辨率的彩色电视屏幕可以用颜色和箭头表示流动方向。

❽ 什么是风洞试验

什么是风洞

风洞一般称之为风洞试验。简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。至于我们国家的风洞为什么会选择建在大山深处，那是历史原因造成的。

发达国家如何发展空气动力学

空气动力学是目前世界科学领域里最为活跃、最具有发展潜力的学科之一。世界各发达国家对空气动力学的发展都给予了高度重视，不惜花费巨额资金建设空气动力试验设施并开展研究工作。

美国早在80年代中期出台的震撼全球的超级跨世纪工程——“星球大战”计划中，就曾把作为基础学科的空气动力学放在非常突出的重要位置上。的确，如果不先在空气动力学上获得重大突破，这个将耗资1万亿美元的超级工程，很多关键技术将无法解决。紧接着在1985年发表的“美国航空航天2000年”中，也把空气动力学列为需要解决的七个问题中的第一个。而剩下的六个问题中还有四个与空气动力学有关。这使美国花费巨额投资研制了每秒20亿次的超级计算机专门为空气动力学研究服务。

前苏联在“十月革命”胜利后的第二年，列宁就下令组建了国家空气动力研究机构——中央流体动力研究院，并任命“俄罗斯航空之父”茹可夫斯基担任院长，这一决策为前苏联成为世界上另一个航天大国奠定了坚实的基础。二次大战之前，斯大林曾下令建造了世界上第一座可用于进行整架飞机试验的全尺寸风洞。与美国相比，前苏联在空气动力学的整体水平上毫不逊色，甚至在许多方面都领先于美国，它在航空航天领域取得的一系列成就足以说明这一点。

英、法两国在二次大战前均为名列前茅的老牌航空先进国家，然而战后他们突然发现自己比美、苏等国落后了一截，于是两国重振旗鼓、奋起直追。在战后第二年，法国政府便决定把因战争和被占领分散到全国各地的研究机构组织到一起，组建了国家空气动力研究机构，并在阿尔卑斯山腹地开始创建莫当试验中心，堪称世界一流的大功率空气动力试验风洞设备。曾经发明了世界上第一座风洞的英国人更是不甘落后，除了政府加强对空气动力学的领导规划之外，充分利用大学进行基础学科的研究。据有关资料透露，在英国的46所大学里，至少有30个以上高水平的空气动力研究试验室。

日本在战后受到限制的情况下，航空工业曾有过长达8年的空白。但在此期间，其基础研究——空气动力学则进展神速。仅60年代，就先后仿制出11种飞机，自行设计8种飞机。

❾ 什么是风洞试验

结冰风洞（英icing
wind
tunnel）是一种性能复杂的大型特种风洞，是研究飞机在结冰气象条件下飞行时，不同部件迎风表面和探测仪器的机外传感部分的结冰形态、结冰容限及其防（除）冰技术的地面试验设备。
实践表明，飞机结冰是飞机安全飞行的致命弱点之一，在世界军、民用飞机失事案例中占60%以上。西方发达国家建成十余座这种风洞，而我国尚属空白；早在上世纪70年代初，我国风洞人就开始搜集资料，对结冰风洞进行探索性研究。
在飞机设计阶段，通过结冰风洞试验，可取得防（除）冰设计所必需的数据，即通过确定飞机各部件结冰形态的试验，以确定结冰的冰形及其结冰区、结冰量和结冰速率，从而确定结冰容限及必须防冰的表面，为飞机防（除）冰提供安全设计的依据，确定防（除）冰系统的方案形式及最小需用功率。

飞机防（除）冰系统完成设计和研制后，可在结冰风洞进行验证试验，即在结冰状态检查系统防（除）冰功能，判断设计的正确性、合理性，并对飞机结冰探测仪器进行验证试验。
通过结冰风洞还可以进行飞机结冰机理和模拟方法或缩尺定律的试验研究，为确定缩尺模拟准则和发展数值计算方法提供依据；进行飞机防冰新概念和新型防（除）冰技术研究，可大大促进飞机防冰技术的发展。
结冰风洞试验最重要的内容，是确定飞机的防（除）冰设计所需要的临界冰型和结冰区的范围，而要将临界冰做成模型贴在飞机模型上进行风洞气动力试验，还要根据结冰对飞机性能的影响程度，确定该表面是否需要防（除）冰；对于确定的防冰区也要根据结冰的情况，来把握防冰的有效性和除冰时机等，因此，深入开展新概念新技术研究十分有益。
总之，结冰风洞是为保证飞机在结冰气象条件下飞行安全、扩大现代军用飞机在恶劣气象条件下执行任务的能力，同时保障民用或通用飞机完成结冰适航合格审定、为适航取证提供依据性文件的基本试验装置，是新机研制、特别是大型运输机等研制必不可少的重要地面试验设备，所以这方面研究已愈来愈得到各国的广泛重视。