【跨音速二元风洞】
风洞的一种，主要用于设计飞机翼型剖面的气动性能试验。早在20世纪30～40年代美、英、德、前苏联等国就设计了一系列的翼型，并专门建造了一些亚音速二元风洞来验证所设计的翼型的气动性能。从50年代起，军用飞机的速度提高很快，这使专家曾一度研究超音速最小波阻翼型。60年代开始，为提高民用飞机巡航经济性，迫切需要试验跨音速“尖峰”和超临界等新型翼型。因此，国外在70年代改建和新建了多座跨音速二元风洞，对研究跨音速翼型提供了重要手段。中国在此领域有较大差距。 较早的跨音速二元风洞建于20世纪40～50年代，其中较为著名的有1941年英国国家物理实验室(NPL)建成的50．8×20．32cm吸气式跨音速二元风洞，最大试验马赫数为Ma=0．97，它是在30年代后期NPL的一些较小的跨音速二元预研性风洞的基础上建成的，为解决跨音速翼型试验中的堵塞效应，NPL还曾致力于柔壁试验段的研究。1944年美国宇航局阿姆斯(Ames)研究中心也建成1．067×0．305m2的连续式跨音速二元风洞，试验速度范围Ma=0．5～1．1。同期，法、德、前苏联等国研究机构也建了一些小型跨音速二元风洞，它们对研究跨音速翼型起了一定的作用。但是这些早期的跨音速二元风洞是属于初级阶段的，其共同点是风洞试验段截面形状为长矩形，其高宽比h／b≥≥2．5。为减少上、下壁的洞壁干扰影响，风洞模型的高弦比h／c一般应≥3，但当时还没有有效的消除侧壁效应的措施。因为当时的试验速度基本上处于亚临界状态。试验雷诺数也不高，风洞内的流动还属于线性范畴，因此没有遇到严重的试验技术问题。自60年代开始，由于民用飞机竞争的刺激，使得气动专家致力于研究新型跨音速翼型。英国皮尔塞(H．H．Pearcy)在跨音速风洞试验中得到了绕翼型的无激波流动，设计出了“尖峰”翼型，使得阻力发散马赫数提高约0．02～0．03。美国惠特柯姆(R．T．Whitcomb)也从跨音速风洞试验翼型中得到启发，设计了能获得较高的阻力发散马赫数的“超临界”翼型。这些新进展掀起了设计跨音速翼型的热潮。由于当时尚缺乏较好的跨音速翼型设计理论和计算方法，比较重视从试验着手，一些先进技术国家纷纷着手新建性能较高的跨音速二元风洞。飞机公司出于竞争目的，对此十分敏感，道格拉斯公司于1959年率先建造了1座30．48×30．48cm2的暂冲式跨音速二元风洞，Ma=0．5～1．2，(此风洞于1978年改建成可喷射液氮、降低气流温度的冷冻风洞，又称低温风洞，试验雷诺数可达Re=65．62～196．85×106／m。波音公司也于1965年建成了一座0．91×0．305m的跨音速二元风洞，Ma=0．5～1．2，Re=77×106／m，为公司研制新翼型提供了帮助。60年代末至70年代，国外兴起了建设跨音速二元风洞的热潮，由下表可见一斑。表1
这些风洞各有特点，上述两座美国兰利跨音速二元风洞是因研究跨音速先进翼型的迫切需要，分别由55．88cm跨音速风洞和50．8cm超音速风洞于70年代初期改建的。加拿大设计在二元插入段安装了口径较大的NAE1．52m跨音速风洞试验段，可以较早地在接近自由飞行的雷诺数下进行二元和三元试验，其适应性好，因此罗马尼亚、南斯拉夫、印度等国委托NAE建设了此类风洞。德国宇航院改建的TWB风洞和洛克希德CFT风洞虽然尺寸中等，但总压较高，也可达到较高的试验雷诺数，并适当地增加了风洞宽度，使高宽比h／b＜2，以相对减小侧壁效应。70年代中期为研究高雷诺数气动试验设备而建的美国NASA0．3m TCT低温风洞配置了60．96×20．32cm2的跨音速二元风洞试验段。法国ONERA T2低温风洞的试验段为0．4×0．4m2，口径虽小一些，但由于利用了低温技术及自适应技术，其试验雷诺数与真实飞机自由飞行状态的雷诺数几乎相等，为研究跨音速翼型的高雷诺数气动性能提供了有力的试验手段。日本宇航技术研究所则充分吸收各国经验，于1978年建成了世界上较完善的专用的1×0．3m2大型跨音速二元风洞，其设计方案比较科学，采用了较多的先进技术，除承担本国的研究任务外，还承担了很多欧美的跨音速翼型试验任务。这些风洞的主要特点和技术先进点为：(1)翼型模型支撑于二元试验段两侧壁上，有较好的模型刚度，可在较高的动压下进行试验获得较高的试验雷诺数，能较好地模拟真实自由飞行时的翼型气功性能。(2)风洞的设计试验马赫数范围从0．3～1．2，吹风速度可以从亚音速、跨音速至低超音速。试验数据衔接性好。(3)采取了减小或消除洞壁干扰的措施。在70年代主要用实验方法确定槽壁的合适开闭比。至80年代则有部分风洞采用自适应壁，如TCT和T2风洞等。(4)采用措施减小侧壁效应。如TWB加宽了试验段，使高宽比减小至h／b=1．76，CFT风洞的h／b=1．4，均小于2。如NAE、NAL、TCT均采用了抽吸侧壁附面层来保持流动的二元性。(5)配置了较先进测试系统，如电子压力扫描阀等，来提高风洞效率、经济性和试验精确度。中国西北工业大学于1973年将一座小型高速风洞设计改建成二元插入段型式的试验段，口径300×100mm2，是至今国内唯一的专用跨音速二元风洞。其上、下为开槽壁，两侧壁模型支撑转窗采用透气网板，可以通过向大气排气或用真空泵抽吸侧壁附面层。已为基础研究和飞行器设计试验了近30个跨音速翼型模型，为我国航空事业作出了贡献。并根据试验经验提出了建造1米量级的跨音速二元风洞的方案。从现在至2000年的研究热点仍为继续改进与完善跨音速二元风洞及其试验技术，其目标为高雷诺数。近音速采用自适应壁技术等消除洞壁干扰，进一步探索消除侧壁效应的技术与措施，并相应地发展残余洞壁干扰修正的精确与快速计算方法，提高生产性试验水平，为飞行器设计提供可靠的试验数据。预计常温跨音速二元风洞的发展方向为适当提高总压，保持在1～2m量级。低温跨音速二元风洞约为0．4～0．6m量级。为减小或消除侧壁效应均将采用抽吸侧壁附面层的措施，并向自适应壁发展目标是提供跨音速全范围的高质量的生产性跨音速二元风洞。【参考文献】：1 Beavan J A．Limiting mach number for airfoil testing in the 20 inch by 8 inch rectanglar high speed tunnel，1945，5∶87202 Pope Goin K L．High-speed wind tunnel testing，John wiley，Sons，19653 Pearcy H H．Osborne J．Some problems and feature of transonic aerodynamics，1970，70∶144 Whitcomb R T．ICAS Procecdings，1974，1∶8～185 贺家驹．气动力学杂志，1981，8(3)6 Ponaranda F E，Freda M S．Aeronautical Facilities catalogue，NASA 1985，1(1132)∶288(西北工业大学贺家驹教授撰) |