大型低温跨声速风洞
杨卫主任在讲话中指出：“国家决策在‘十三五’期 间启动大型低温高雷诺数风洞、大型连续式跨声速风洞、 大型低速风洞等一批世界顶尖风洞建设，全面提升我国航 空航天技术自主创新能力。 深入开展新一代风洞建设与应用领域的基础问题研究 和关键技术研发，对我国国家战略意义十分重大”
2017年8月2日基金委新闻
敬请各位老师批评指正……
1 风洞概述
1.4 风洞的分类 按实验段马赫数范围划分 按风洞的结构特点划分
按风洞的运行方式划分
按风洞的用途划分 最常用的是按马赫数范围分类
1 风洞概述
1.4 风洞的分类
风洞按实验段气流马赫数分为：
低速风洞
Ma < 0.4
0.4 ≤ Ma <
0.8 ≤ Ma < 1.4 ≤ Ma < 5
大型低温跨声速风洞
水动力实验设备
水洞、水槽、水池
流体力学实 验模拟设备
空气动力实验设备
各种类型的风洞
其它实验设备
火箭撬、弹道靶
一、风洞概述 二、为什么要建低温跨声速风洞 三、低温跨声速风洞的发展现状 四、低温跨声速风洞的技术难点
1 风洞概述
1.1 风洞的概念
风洞是利用相对运动的原理，通过人工产生和控制气 流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流 对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备， 是进行空气动力地面实验最常用、最有效的设备。
3.2 欧洲ETW风洞
ETW低温风洞结构示意图
3 大型低温跨声速风洞发展现状
3.1欧洲ETW风洞
ETW低温风洞液氮喷注装置和液氮储罐
一、风洞概述 二、为什么要建低温跨声速风洞 三、低温跨声速风洞的发展现状 四、低温跨声速风洞的技术难点
4 大型低温跨声速风洞主要技术难点
（1）温度控制，包括液氮注入系统、保温系统、气态氮排出， 一方面要精确的控制温度达到设定值，另一方面还要保证温度在 试验段空间变化小； （2）系统综合运行，低温风洞系统复杂，可以控制的环节多， 简单列一下，风洞总压、试验段抽吸、第二喉道、液氮注入流量、 喷注喷嘴控制、风扇转速、气态氮排出，需要各系统协同运行；
2 低温跨声速风洞
2.1 跨声速风洞概况
飞行器跨声速飞行时，流动现象非常复杂，出现了亚、跨、超混
合流场，并且在翼面上产生了激波。激波位置随扰动变化而变化，导 致非定常脉动。 跨声速流动的计算很难准确模拟，实验显得特别重要； 风洞中建立跨声速流场存在壅塞、壁面反射干扰和洞壁干扰等困难 需克服；
声障
2 低温跨声速风洞
2.1 跨声速风洞概况
实验段气流速度：0.8≤Ma<1.4 动力装置：多级轴流式风扇、引射
结构类似亚声速风洞
实验段壁为通气壁，通气壁外为驻室，驻 室压力可调
2 低温跨声速风洞
2 低温跨声速风洞
2.2 相似准则
2 低温跨声速风洞
2.2 相似准则
2 低温跨声速风洞
实际飞行的状态
气流静止，飞行器运动
风洞实验的状态
气流运动，飞行器静止
1 风洞概述
1.2 风洞模拟的飞行环境
飞行环境：飞行器飞行时所处的环境条件。
航空飞行器飞行环境 Ma: 0~3
高度: < 20km 温度: < 700K 低温、稠密大气
航天运载器飞行环境 Ma : 3~25
高度: 20-100km 温度: 1500K（航天飞 机）、 7000K（运 载飞船） 高温、稀薄气体
亚声速风洞 0.8
跨声速风洞 1.4
超声速风洞
高超声速风洞
Ma≥5
1 风洞概述
1.5 风洞的地位和作用 风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的 组成部分。 风洞的种类和规模可以衡量一个国家的航空航 天事业的水平。 美国：风洞是国家的重要战略资源。
把包含风洞技术在内的空气动力技术作为仅次于核技术 的关键技术，对其他国家采取限制和封锁。
L
增大试验段尺寸
试验段直径：8m 驱动功率：88MW
法国S1MA跨声速风洞
ρ
2 低温跨声速风洞
增大运行总压
德荷联合风洞DNW的HDG风洞
总压：最高100个大气压，洞体采用70mm厚钢板
2 低温跨声速风洞
2.4 我国跨声速风洞的水平
2 低温跨声速风洞
2.4 我国跨声速风洞的水平 绵阳FL-26跨声速风洞
（3）流场品质，其实第一点温度控制也是流场品质重要的一 方面，这里的品质还包括湍流度、马赫数空间分布、压力脉动 （涉及到液氮注入和气态氮排出）、噪声水平等; （4）大型连续跨声速风洞的设计、运行、管理，轴流压气机、 防喘振等;
4 大型低温跨声速风洞主要技术难点
（5）洞体结构和材料、轴流压气机、天平、压力温度 传感器等，各个组件和测试系统在极低温条件下的长时间 稳定运行（约100K）；
2 低温跨声速风洞
uL Re =
现有常规跨声速风洞
2 低温跨声速风洞
2.5 降低总温来提高雷诺数
μ
降低粘性系数
uL Re =
2 低温跨声速风洞
2.5 降低总温来提高雷诺数
2 低温跨声速风洞
2.5 降低总温来提高雷诺数
提高了实验 Re 数 ，扩大了风洞实验能力 ,并在获得高Re 数 的同时 ,动压和驱动功率可以接受 。
1 风洞概述
一、风洞概述 二、为什么要建低温跨声速风洞 三、低温跨声速风洞的发展现状 四、低温跨声速风洞的技术难点
一则新闻 一则旧闻
我国已经建立这么多气动试验机构和设备，
能力是不是已经完全满足试验要求?
2017年5月5日国产大飞机C919首飞成功
《民用飞机设计与研究》 2012年第1期 C919高雷诺数试验
降低了动压和驱动功率 ,节省了运行费用；
低温风洞可以独立地控制温度、压力、马赫数 ，具有唯一独 立确定各参数对模型气动特性 影响的能力。
一、风洞概述 二、为什么要建低温跨声速风洞 三、低温跨声速风洞的发展现状 四、低温跨声速风洞的技术难点
3 大型低温跨声速风洞发展现状
NTF（National Transonic Facility） 美国Langley研究中心，最低总温 78K 最大总压9atm，建成于1982年 ETW（European Transonic Windtunnel） 德英法荷四国合建，位于德国科隆 最低总温110K，最大总压4.5atm 建成于1993年 KKK（Kryo Kanal Köln） 德国DLR，最低总温100K 最大马赫数0.4
2.ห้องสมุดไป่ตู้ 雷诺数
雷诺数是流体力学中表征粘性影响的相似准则；
雷诺数物理上表示惯性力和粘性力量级的比。
在惯性力和粘性力起重要作用的流动中，欲使二几何相似的流动，
满足动力相似条件，必须保证模型和实物的雷诺数相等；
uL Re =
μ ρ u L
降低粘性系数
增大运行总压
提高运行速度 增大试验段尺寸
3 大型低温跨声速风洞发展现状
3.2 欧洲ETW风洞
ETW风洞主要参数 尺寸： 2.0m（高）x 2.4m （宽） 马赫数：0.13~1.3
总压范围： 115kPa~450kPa
ETW低温跨声速风洞
温度范围： 110K~313K
3 大型低温跨声速风洞发展现状
3.2 欧洲ETW风洞
3 大型低温跨声速风洞发展现状
大型低温跨 声速风洞
3 大型低温跨声速风洞发展现状
3.1 美国NTF风洞
美国Langley研究中心NTF低温跨声速风洞
3 大型低温跨声速风洞发展现状
马赫数：0.2~1.2 试验段尺寸：2.5m×2.5m 总温：340K~78K
总压：1~9大气压
流体介质：低温氮气 雷诺数： 1.3e+7/m~4.8e+8/m
1 风洞概述
1.3 风洞实验的优点
风洞中的气流参数（如速度、压力、密度温度等）能够 比较准确地控制，并且随时可以改变；
风洞实验一般不易受大气环境（如季节、昼夜、风雨、
气温等）变化的影响； 风洞实验时，数据测量方便、准确，安全性高； 风洞实验费用比较低廉； 风洞不仅可以进行整机实验，还可以进行各部件（如机 翼、机身等）和组合体的实验研究；
第2讲-风洞
定常流动
29
30
1. 风洞的构成与分类 2. 风洞实验技术 3. 风洞实验技术之－－流动显示 4. 模型实验与实际流动问题间的相似性 5. 风洞应用举例
航空航天、一般工业、体育、科学研究
31
模型实验
相似准则
几何相似 运动学相似 动力学相似
主要因素
实际问题
32
CD
=
1
FD
ρV 2 A
=
f (Re)
2
风速100m/s 功率7800kW
冷战期间70年代，美国人获准参 观，赞叹之余，连呼难以置信， 认为我们得到苏联人的帮助。
冷战结束后90年代，俄罗斯人获 准来到绵阳参观，赞叹之余，认 为我们一定得到了美国的技术支 持。
中国人自己的创造力 11
Sketch of the Wright brothers' 1901 wind tunnel
1. 风洞的构成与分类 2. 风洞实验测量 3. 风洞实验之一 流动显示 4. 模型实验与实际流动问题间的相似性 5. 风洞应用举例
航空航天、一般工业、体育、科学研究
22
迹线、流线和脉线
——用于显示和描述流场的 迹线：同一流体质点 的运动轨迹。
实验中： 给流体作标记，如着色，然后随之运动连续曝光拍照。
关心的 (可用脉线或迹线显示流场)
27
定常流动 染色线（脉线）＝流线
28
外加物质法(烟风洞,烟线法,烟屏法和蒸汽屏法,粒子图像法, 氦气泡法,氢气泡法,染色法,水面撒播法;表面流动显示—— 丝线法,油膜法,升华法,液晶法等 )
光学法(阴影法,纹影法,干涉法,激光测速仪,粒子图像速度仪, 全息干涉 ) 注入能量法－辉光放电法和电子束法
大型风洞PIV试验的关键技术
计算机测量与控制．２０２２．３０（１） 犆狅犿狆狌狋犲狉犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋牔犆狅狀狋狉狅犾 ·２７３ ·收稿日期：２０２１０６０７； 修回日期：２０２１０７２０。
作者简介：岳廷瑞（１９８３），男，四川南部县人，硕士，工程师，主要从事风洞测控技术及ＰＩＶ试验技术方向研究。
通讯作者：李付华（１９８３），男，四川筠连县人，硕士，工程师，主要从事风洞应变天平方向的研究。
引用格式：岳廷瑞，李付华，张 鑫，等．大型风洞ＰＩＶ试验的关键技术［Ｊ］．计算机测量与控制，２０２２，３０（１）：２７３２８１．文章编号：１６７１４５９８（２０２２）０１０２７３０９ ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０２２．０１．０４２ 中图分类号：ＴＰ３文献标识码：Ａ大型风洞犘犐犞试验的关键技术岳廷瑞，李付华，张 鑫，覃 晨，张 逊，肖亚琴（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 ６２１０００）摘要：从粒子产生及投放技术、图像拼接技术、反光处理技术、时序调整技术、设备标定技术五个方面深入探讨了大型风洞ＰＩＶ试验的关键问题及处理方法；提出了在大型风洞试验中开展粒子投放，应选择经济实用的材料，研制足量可控且可持续供应的粒子发生装置，同时要在适当的位置进行投放；在进行大视场图像拼接时，应选择先分别计算再进行速度场结果进行拼接的方法，并在图像采集前做拼接标定，以获得拼接参数；在反光处理时，应根据实际情况选择最佳的反光处理方法，如选择移动相机的方法，应在图像处理时进行变形修正；在大型风洞中，应掌握快速高效的时序调整及设备标定方法，提高试验效率。
关键词：ＰＩＶ；关键技术；大型风洞犓犲狔犜犲犮犺狀狅犾狅犵犻犲狊狅犳犘犐犞犜犲狊狋犻狀犔犪狉犵犲犠犻狀犱犜狌狀狀犲犾ＹＵＥＴｉｎｇｒｕｉ，ＬＩＦｕｈｕａ，ＺＨＡＮＧＸｉｎ，ＱＩＮＣｈｅｎｇ，ＺＨＡＮＧＸｕｎ，ＸＩＡＯＹａｑｉｎ（ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ，Ｍｉａｎｙａｎｇ ６２１０００，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｔｈｅｋｅｙｐｒｏｂｌｅｍｓａｎｄｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｏｆｐａｒｔｉｃａｌｉｍａｇｅｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ（ＰＩＶ）ｔｅｓｔｉｓｄｉｓｃｕｓｓｅｄｉｎｌａｒｇｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｆｒｏｍｆｉｖｅａｓｐｅｃｔｓ：ｐａｒｔｉｃｌｅｇｅｎｅｒａｔｉｏｎａｎｄｄｅｌｉｖｅｒｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｉｍａｇｅｍｏｓａｉｃｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｒｅｆｌｅｃｔｉｖｅｐｒｏ ｃｅｓｓｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｔｉｍｉｎｇａｄｊｕｓｔｍｅｎｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄｅｑｕｉｐｍｅｎｔｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｌａｕｎｃｈｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｎｌａｒｇｅ－ｓｃａｌｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔ，ｉｔｉｓｎｅｃｅｓｓａｒｙｔｏｓｅｌｅｃｔｅｃｏｎｏｍｉｃａｎｄｐｒａｃｔｉｃａｌｍａｔｅｒｉａｌｓ，ｄｅｖｅｌｏｐｓｕｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｎｔｒｏｌｌａ ｂｌｅａｎｄｓｕｓｔａｉｎａｂｌｅｓｕｐｐｌｙｏｆｐａｒｔｉｃｌｅｇｅｎｅｒａｔｉｏｎｄｅｖｉｃｅｓ，ａｎｄｌａｕｎｃｈｐａｒｔｉｃｌｅｓａｔａｐｐｒｏｐｒｉａｔｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓ；Ａｓｓｔｉｔｃｈｉｎｇｌａｒｇｅｆｉｅｌｄｏｆｖｉｅｗｉｍａｇｅｓ，ｗｅｓｈｏｕｌｄｃｈｏｏｓｅｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇｓｅｐａｒａｔｅｌｙａｎｄｔｈｅｎｓｔｉｔｃｈｉｎｇｔｈｅｖｅｌｏｃｉｔｙｆｉｅｌｄｒｅｓｕｌｔｓ，ａｎｄｄｏｓｔｉｔｃｈｉｎｇｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｂｅｆｏｒｅｉｍａｇｅａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎｔｏｏｂｔａｉｎｓｔｉｔｃｈｉｎｇｐａｒａｍｅｔｅｒｓ；Ｉｎｒｅｆｌｅｃｔｉｖｅｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ，ｔｈｅｂｅｓｔｒｅｆｌｅｃｔｉｖｅｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｈｏｕｌｄｂｅｓｅｌｅｃｔｅｄａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｃｔｕａｌｓｉｔｕａｔｉｏｎ．Ｆｏｒｅｘａｍｐｌｅ，ｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆｍｏｖｉｎｇｃａｍｅｒａｓｈｏｕｌｄｂｅｓｅｌｅｃｔｅｄ，ａｎｄｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｓｈｏｕｌｄｂｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｉｎｉｍａｇｅｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ；Ｉｎｌａｒｇｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ，ｉｔｉｓｎｅｃｅｓｓａｒｙｔｏｍａｓｔｅｒｆａｓｔａｎｄｅｆｆｉｃｉｅｎｔｔｉｍｉｎｇａｄｊｕｓｔｍｅｎｔａｎｄｅｑｕｉｐｍｅｎｔｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｓｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｅｓｔｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｐａｒｔｉｃａｌｉｍａｇｅｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ（ＰＩＶ）；ｋｅｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ；ｌａｒｇｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ０ 引言粒子图像测速（ＰＩＶ）技术自２０世纪８０年代问世以来，经过近４０年的技术发展，在硬件设备、系统集成和软件算法上取得了大量重要的进步，其成熟的测量技术被国内外研究人员广泛认可并应用到以流体力学为代表的大量研究领域。
NF-6连续式跨声速风洞马赫数控制方式比较与研究
NF-6连续式跨声速风洞马赫数控制方式比较与研究张永双;陈旦;陈娇【摘要】ln the NF-6 wind tunnel, Mach number is coarsely adjusted by means of compressor stator vane adjusting, and in fine adjustment, both the compressor rotational speed and the choke finger which lies downstream of the test section can be used. The two methods are compared in adjustment range, adjustment precision, regulating speed and system safety. When the choke finger is used for Mach number adjusting, it has some advantages in the adjustment range and adjustment precision, yet both the two fine adjustment modes can well meet the requirements, and using rotational speed of the compressor is prior in system safety and more concise. Finally the compressor rotational speed method is accepted and based on this, the process of Mach number control is given. The test result indicates that in the whole range of wind tunnel running Mach number, the Mach number control error is under ±0. 002 .%NF-6风洞通过压缩机静叶角预置进行马赫数粗调,而马赫数精确调节包括压缩机转速调节与试验段下游栅指位置调节两种方式.从调节范围、调节精度、调节速度与安全性4个方面对两种调节方式进行了对比研究.栅指调节在调节范围、调节精度方面具有一定优势,但两种精调方式均能很好地满足指标要求,而利用压缩机转速细调马赫数则具有安全性较好,且系统更简洁等特点.风洞最终选定了利用压缩机转速精调马赫数的控制方式,并确定了马赫数控制的流程.测试结果表明,风洞在全运行范围内马赫数控制精度优于±0.002.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2013(027)002【总页数】5页(P95-99)【关键词】连续式跨声速风洞;马赫数;控制方式;压缩机;转速;栅指【作者】张永双;陈旦;陈娇【作者单位】总装备部驻绵阳地区军事代表室,四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.720 引言NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞，风洞试验气流马赫数设计范围为0.2～1.2，洞内气压可从常压增至0.55MPa，通过增压和喷液氮降温的方法可以实现实验雷诺数达到1.5×107以上，风洞具有固定马赫数变雷诺数和固定雷诺数变马赫数的能力。
哈尔滨空气动力研究所及风洞简介
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
简介风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。
用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。
实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。
这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济地取得实验数据。
为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。
关于风洞
风洞（英语：Wind tunnel）是空气动力学的研究工具。
风洞是一种产生人造气流的管道，用于研究空气流经物体所产生的气动效应。
风洞除了主要应用于汽车、飞行器、导弹（尤其是巡航导弹、空对空导弹等）设计领域，也适用于建筑物、高速列车、船舰的空气阻力、耐热与抗压试验等。
简介风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。
这种方法，流动条件容易控制，可重要依据是运动的相对性原理。
实验时，常将模型或实物固定在风复地、经济地取得实验数据。
为使实验结果准确，实验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似律的要求。
但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。
此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。
历史1871年，弗朗西斯〃赫伯特〃韦纳姆和约翰〃布朗宁设计并建造了世界上第一座风洞1901年，莱特兄弟为研究飞机及得到正确的飞行资料，发明了风洞隧道进行测试[1]。
1902年莱特兄弟以风洞隧道的测试与前两架滑翔机的经验，建造第三架滑翔机，为当时最大的双翼滑翔机，并在机尾加装垂直尾翼，以防止转向时发生翻转，并进行了上千次的试飞。
而最终在1903年发明了世界上第一架带有动力的载人飞行器——莱特飞行器。
1945年，第二次世界大战尚未结束时，德国设计并开始建造一个实验段直径1米，最高风速达10马赫的连续式高超音速风洞。
战争结束后被美国缴获，美国仿制并作了适当修改后，一直到1961年才在阿诺德中心建立最高风速达12马赫的高超音速风洞。
因为风洞的控制性佳，可重复性高，现今风洞广泛用于汽车空气动力学和风工程（Wind Engineering）的测试，譬如结构物的风力荷载（Wind load）和振动、建筑物通风（Ventilation）、空气污染（Air pollution）、风力发电（Wind power）、环境风场（Pedestrian level wind）、复杂地形中的流况、防风设施（Wind break）的功效等。
风洞试验
风洞实验科技名词定义中文名称：风洞实验英文名称：wind tunnel testing定义：在风洞中进行模拟飞行器在大气中运动时的空气动力学现象。
应用学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科）本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布流体力学方面的风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法；而在昆虫化学生态学方面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的实验。
目录编辑本段原理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，飞机在静止风洞实验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。
[1]编辑本段优点风洞实验尽管有局限性，但有如下四个优点：①能比较准确地控制实验条风洞实验件，如气流的速度、压力、温度等；②实验在室内进行,受气候条件和时间的影响小,模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；③实验项目和内容多种多样，实验结果的精确度较高；④实验比较安全，而且效率高、成本低。
因此，风洞实验在空气动力学的研究、各种飞行器的研制方面，以及在工业空气动力学和其他同气流或风有关的领域中，都有广泛应用。
编辑本段要求模型的设计和制造是风洞实验的一个关键。
模型应满足如下要求：形状同实风洞实验模拟技术物几何相似或符合所研究问题的需要（如内部流动的模拟等）；大小能保证在模型周围获得所需的气流条件；表面状态（如光洁或粗糙程度、温度、人工边界层过渡措施等）与所研究的问题相适应；有足够的强度和刚度，支撑模型的方式对实验结果的影响可忽略或可作修正；能满足使用测试仪器的要求；便于组装和拆卸。
2.4m 跨声速风洞控制系统的智能运行技术
Ｏ 引 言
２４ 跨 声 速 风 洞 大 型 地 面 模 拟 试 验 设 备 ， 我 ．ｍ 是 国 自行 研 制 的 亚 洲 最 大 跨 声速 风 洞 ， 多年 来 积 累 了 大 量 的 吹 风 过 程 原 始 控 制 数 据 。大 量 数据 存 放 在 硬
盘 中 ， 只 能 用 手 工 翻 阅值 班 记 录 方 法 查 阅 ，无 法 开 展 深 入 高 效 的 数 据 分 析 。 由于 控 制 参 数 依 赖 手 工 操
摘要 ：２ ｍ 跨 声速 风 洞控 制 系统 智 能运 行技 术 ，利 用 历 史试 验 数据 搭 建含 特征 参数 、原 始 数据 及精 选 数据 层 的 ． ４ 数据 仓 库 。对 数据 仓 库 开展 包括数 据 查询 、控 制 曲线仿 真 及数 据 提取 的数据 挖掘 和分 析 。该 系统的 开 车参数 智 能 自
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暂冲式跨超声速风洞设计关键技术
暂冲式跨超声速风洞设计关键技术作者：姚丁夫端木兵雷黄文来源：《智富时代》2017年第06期（中国航空规划设计研究总院有限公司，北京市 100120）【摘要】为研制先进飞行器，除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外，必须建立高性能跨超声速风洞试验设备，解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。
以试验段尺寸0.7m×0.5m（高×宽）暂冲式跨超声速风洞设计为例，给出了风洞总体设计方案。
方案设计主要采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道等新型技术。
【关键词】跨超声速；风洞引言：高速风洞设备作为跨超声速空气动力学研究的主要手段之一，在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下，作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟真实化、测量精细化、试验高效化和手段综合一体化方向发展，对高性能暂冲式跨超声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。
先进飞行器对风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套。
因此，为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题，除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须建造高指标的跨超声速风洞试验设备，解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。
暂冲式跨超声速风洞是一项投资大、周期长、技术难度高的系统工程，在0.7m×0.5m风洞气动总体方案设计中，主要设计采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道。
一、0.7m×0.5m风洞总体性能和总体方案（一）风洞总体设计要求风洞试验段Ma数为0.8～3.5，稳定段总压为（0.13～0.7）×105Pa，风洞试验段流场品质要求为：（a）试验段Ma数分布均匀性：σM≤0.002（0.8≤M≤1.0），σM≤0.005（1.0≤M≤1.2），σM≤0.006（1.3≤M≤1.5），σM≤0.006（M=1.75），σM≤0.007（M=2.0），σM≤0.008（M=2.25），σM≤0.008（M=2.5），σM≤0.009（M=3.0），σM≤0.010（M=3.5）；（b）试验段Ma控制精度：△Mmax=0.0015（M≤0.9）；（c）试验段平均气流偏角：△α≤0.05°，△β≤0.05°；（d）试验段总压控制精度：0.1%；（e）试验段气流湍流度：ε≤0.2%（M≤1.0）；（二）风洞总体方案和运行参数范围本风洞为直流暂冲式高速风洞，主要由风洞主体、气源系统、测控系统和流场校测系统等组成。
HNC100电液智能控制器在2.4米跨声速风洞中的应用
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２ ０ １ ３ — ０ ３
Ｏｒ ｄ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ Ｉ ｎ ｄ ｕｓ ｔ ｒ ｙ Ａ
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Ｈ ＮＣ１ ０ ０电液智 能控 制器 在 ２ ． ４米跨声 速风 洞 中的应 用
杜宁 ，芮伟 ，龙秀虹
（ 中 国空气 动力 研 究与 发展 中心 高速 所 ， 四川 Ｉ绵阳 ６ ２ １ ０ ０ ０ ）
摘要 ：２ ． ４米 风 洞原 电液伺 服驱 动 系统 采用 的 电液伺 服控 制 器 由分 离元件 构 成 ，存在 可 靠性低 、调试 、使用 和 维 护 困难 等 问题 ， 为提 高系统性 能 ， 提 出采用 “ 智 能控 制 器＋ 数 字 总线 ”的 总体技 术方案 进行 改造 升 级 。 方案 用 Ｈ ＮＣ１ ０ ０ 智 能控 制 器替 代 原 电液伺 服控 制器 ，选 用伺 服控 制模 式 实现 单 个 液压轴 的位 置 闭环 控 制 ，在机 器数 据设 置 部分 选择 相 应 的 同步 类型 进行 同步控 制 ，并给 出 了调 试过 程 中应 注意 的 问题 。应 用结 果表 明 ：Ｈ ＮＣｌ ｏ ０ 电液 智 能控 制 器运行 稳 定 ，简便 易行 ， 能够替 代模 拟 电液伺 服控 制 器 ，提 升 电液伺服 系统运 行性 能。
关键 词 ：２ ． ４米 风 洞 ；控 制 系统 ； 智 能 控 制 器 中图分 类号 ：Ｔ Ｊ ０ ３ 文 献 标 志 码 ：Ａ
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2.4m×2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制
ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｉ ｎ ２ ． ４ ｍ× ２ ． ４ ｍ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃ ｗｉ ｎ ｄ ｔ ｕ ｎ ｎ ｅ １ ｖ ｉ ｒ ｔ ｕ ａ １ ｆ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ ｔ ｅ ｓ ｔ ．Ｗ ｅ ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｅ ｄ ａ ｓ ｐ ｅ ｃ ｉ ａ ｌ ｄ ｅ ｄ ｉ ｃ ａ ｔ ｅ ｄ
台， 用 于 获 取 飞 行 器 机 动 飞 行 过 程 中 的非 定 常 气 动 力 特 性 ， 弄 清气 动 ／ 运 动 非 线 性 耦 合 机 理 。２ ． ４ ｍ ×２ ． ４ ｍ 跨 声 速
风洞 （ 以 下 简称 ２ ． ４ ｍ风洞 ） 虚 拟 飞 行 试 验 天 平 研 制 技 术 是 虚拟 飞行 试 验 机理 性 研 究 的 关 键 技 术 之 一 。由 于试 验 模 型 为 两 段 的 细长 结 构 ， 天 平 设 计 空 间受 到 限制 ， 并 且 载 荷 极 不 匹 配 。风 洞 试 验 研 究 要 求 天 平 不 仅 要 实 现 分 段 模 型 气 动 力 的测 量 ， 还 要 实 现 两 段 模 型 的 同步 小 摩 擦 滚 转 运 动 ， 传 统 天 平 无 法 满 足 试 验 要 求 。新 设 计 的 天 平 采 用 一 种
２ ．Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ａｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ａ ｎ ｄ Ｄｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｃ ｅ ｎ ｔ ｅ ｒ ，Ｍ ｉ ａ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ Ｓ ｉ ｃ ｈ ｕ ａ ｎ ６ ２ １ ０ ０ ０，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ） Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｔｈ ｅ ｖ ｉ ｒ ｔ ｕ ａ ｌ ｆ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ ｔ ｅ ｓ ｔ （ ＶＦ Ｔ） ｉ ｓ ａ ｎ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｍｏ ｔ ｈ ｅ ｄ ｆ ｏ ｒ ｇ ｅ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ｕ ｎ ｓ ｔ ｅ ａ ｄ ｙ ａ ｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ ｗｈ ｅ ｎ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ｓ ｍａ ｎ ｅ ｕ ｖ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｕ ｎ ｄ ｅ ｒ ｓ ｔ ａ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ａ ｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ — ｍｏ ｖ ｅ —