產生低速風場，進行無人機流場測試實驗。

風量：50000-70000m3/h 溫度：常溫 海拔：0m 效率>74% "sup--normal" data-sup="1" data-ctrmap=":1,"> [1]

風洞是進行空氣動力學實驗的一項基本設備，迄今為止的大部分氣動力實驗都是在風洞中完成的。而且，許多空氣動力學方面的重要的理論，如俄國科學家儒科夫斯基的空氣螺旋槳理論，德國科學家普朗特的附面層理論，都是在風洞實驗中經過大量實驗后才總結提出的。

世界風洞的發(fā)展是從低速風洞開始的。世界上公認的第一個風洞是英國人溫罕姆（F.Wenham）于1871年建造的低速風洞。但真正的風洞是在二十世紀初飛機問世以后。世界上己建成具有規(guī)模的常規(guī)實驗風洞和各種特種實驗風洞三百余座。與此同時，風洞實驗技術也得到了迅速發(fā)展，特別是70年代以來高機動性戰(zhàn)斗機的發(fā)展、經濟舒適的先進民用飛機的發(fā)展以及工業(yè)空氣動力學的發(fā)展都對風洞實驗設備和實驗技術提出了新的、更高的要求。此外，隨著電子計算機的迅速發(fā)展和各種高精度微型傳感器的出現，激光、紅外、超導、液晶和微電子等測試技術的問世，使風洞的測量精度越來越高，實驗范圍不斷擴大，風洞效率大大提高。

實驗段氣流的脈動相對量(即湍流度或紊流度)很低的風洞稱低湍流風洞，這是揣流機理性實驗研究的重要設備之一。這種型式風洞可以是二元的或三元的。它的特點之一是實驗段流場湍流度很低，接近于無風時大氣的湍流度。即進行均勻各向同性揣流、剪切湍流、層流轉抉等機理性風洞實驗研究時，需要氣流的背景湍流度很低，氣流穩(wěn)定均勻，以消除因氣流湍流度對轉扳雷諾數的影響，保證實驗結果的準確性和可靠性。它為專門研究受到湍流度影響較大的那些流動規(guī)律，例如物體表面的附面層變化情況等，提供了強有力的試驗平臺。

為了使氣動試驗的雷諾數和馬赫數盡可能接近需要，一些航空發(fā)達國家早在本世紀20至30年代就建成了變密度風洞和全尺寸風洞，但在湍流度不同的風洞中大量對比性試驗使人們認識到。隨著湍流度減小，圓球轉捩的臨界雷諾數明顯增加，平板轉捩的臨界雷諾數也明顯增加；更為人們所重視的是，由于風洞湍流度不同，使翼型、圓球的氣動特性有很大變化，特別是型阻系數有2至4倍的差別。這些重要的氣動現象和航空發(fā)展的實踐使人們越來越認識到，要發(fā)展新的機種、發(fā)展低阻翼型，要研究邊界層、層流化、湍流控制，要深入研究湍流模型理論及驗證新的氣動概念，必須有極低湍流度的、寬范圍變湍流度的風洞。正是在這些科研的推動下，自30年代末國內外又建成了一大批性能極佳的、研究方向各異的低湍流度風洞。國外比較著名的有美國國家航空航天局蘭利研究中心(NASA-Langley)的低湍流度壓力風洞、喬治亞理工學院的低湍流度風洞和德國哥廷根航天研究院的DLR低湍流度風洞;國內有西北工業(yè)大學的低湍流度風洞和南京航空航天大學的NH-3低湍流度風洞。它們的湍流度最低可以達到0.02%，甚至更低。

風洞種類繁多，有不同的分類方法。按實驗段氣流速度大小來區(qū)分，可以分為低速、高速和高超聲速風洞。

風洞低速風洞

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.普朗特設計的回流式風洞，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。這個風洞建成后又增加了一個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(fā)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(qū)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(tǒng)效率和電機的輸入功率。對于閉口實驗段風洞Er為3～6。雷諾數Re是低速風洞實驗的主要模擬參數，但由于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(fā)動機外部噪聲，進行動態(tài)模型實驗，一些風洞作了改建以適應聲學實驗和動態(tài)實驗要求。為了開展工業(yè)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(wěn)定段。穩(wěn)定段的蜂窩器和阻尼網使氣流得到梳理與和勻，然后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(wěn)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(fā)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。

回流式風洞實際上是將直流式風洞首尾相接，形成封閉回路。氣流在風洞中循環(huán)回流，既節(jié)省能量又不受外界的干擾。風洞也可以采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）。

風洞高速風洞

實驗段內氣流馬赫數為0.4～4.5的風洞。按馬赫數范圍劃分，高速風洞可分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。

風洞亞聲速風洞

風洞的馬赫數為0.4～0.7。結構形式和工作原理同低速風洞相仿，只是運轉所需的功率比低速風洞大一些。

風洞跨聲速風洞

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后，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(qū)進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。后來研究發(fā)現，實驗段采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(fā)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。此后跨聲速風洞發(fā)展很快，到50年代就已建設了一大批實驗段口徑大于1米的模型實驗風洞。

風洞超聲速風洞

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。只要噴管前后壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度只取決于實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。通常采用由兩個平面?zhèn)缺诤蛢蓚€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并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，并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(jié)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?yōu)閬喡曀倭鲃樱詼p小流動的總壓損失。第一座超聲速風洞是普朗特于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(fā)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于1×109，大型飛行器研制需要建造雷諾數更高（例如大于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(fā)展很快。

風洞高超聲速風洞

馬赫數大于 5的超聲速風洞。主要用于導彈、人造衛(wèi)星、航天飛機的模型實驗。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(wěn)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(guī)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只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于穩(wěn)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(guī)高超音速風洞 較為典型，它很像常規(guī)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(fā)展中心的高壓－引射驅動的暫沖式常規(guī)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。

風洞常規(guī)高超聲速風洞

它是在超聲速風洞的基礎上發(fā)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(guī)高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在于前者須給氣體加熱。因為在給定的穩(wěn)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，由于氣流膨脹過程很快，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(wěn)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(wěn)定段溫度，對實驗氣體采用不同的加熱方法。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(guī)高超聲速風洞常采用二維噴管。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(wěn)定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，后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，所以后來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大于 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(guī)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征。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，采用凝結溫度極低（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(guī)高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰(zhàn)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(zhàn)敗，風洞未能完全建成。戰(zhàn)后，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規(guī)高超聲速風洞，少數為連續(xù)式，大多為暫沖式。

風洞低密度風洞

形成稀薄(低密度)氣體流動的高超聲速風洞。它為研制航天器提供高空飛行的氣動環(huán)境，也是研究稀薄氣體動力學的實驗工具。低密度風洞主要進行滑移流態(tài)和過渡流態(tài)下的實驗，主要模擬克努曾數、馬赫數、物面平均溫度和滯止溫度（氣體速度變成零時的溫度）之比（約為0.06～1）等參數，以及高溫低壓下的真實氣體效應。低密度風洞的原理和結構同常規(guī)高超聲速風洞相仿。同常規(guī)高超聲速風洞相比，它有以下特點：穩(wěn)定段壓力和實驗模型尺寸均較常規(guī)高超聲速風洞成量級地減小；具有龐大的真空抽氣系統(tǒng)和優(yōu)良的風洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦爾管或小孔自由射流實驗技術，以解決由于低雷諾數、高馬赫數而引起的噴管邊界層加厚問題，從而能在更大的克努曾數下獲得供實驗用的、足夠尺寸的稀薄氣流區(qū)域；在相同的馬赫數下預防工作氣體液化的加熱要求較一般高超聲速風洞為低。但在低密度風洞實驗中，由于氣流密度小，實驗模型尺寸小，所以模型的氣動力、熱、壓力等均甚微弱，測量技術難度大。電磁懸掛天平、電子束裝置等非接觸測量技術已用于有關測量。圖8為低密度風洞示意圖。

風洞激波風洞

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后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，噴管后面被抽成真空。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，并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。當實驗條件由于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于1951年提出的。它的發(fā)展與中、遠程導彈和航天器的發(fā)展密切相關。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超聲速飛行中出現的高溫真實氣體效應，激波風洞主要用于模擬高溫條件。60年代中期以后，由于需要戰(zhàn)略彈頭在低空作機動飛行，它即轉向于模擬高雷諾數，并于1971年首先實現了這種模擬的運行。早期的激波風洞采用直通型（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（甚至短于1毫秒），難以應用，因此又發(fā)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，并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大氣壓等于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）。

風洞熱沖風洞

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(tài)(一般不低于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；然后通過擴壓器排入真空箱內。

與常規(guī)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于實驗條件和時間，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，并采用一套專門的數據處理技術。熱沖風洞的研制開始于20世紀50年代初，略后于激波風洞。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅動段，后來就演變成熱沖風洞。“熱沖”這個詞是 R.W.佩里于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。采取的措施有：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于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。前者常用于儲存10兆焦耳以下的能量，后者多用于儲存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(tǒng)。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(tài)風洞實驗，而且可以進行風洞的動態(tài)實驗，測量動穩(wěn)定性，以及采用空氣作實驗氣體（溫度一般在3000開以下）進行高超聲速沖壓發(fā)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。

風洞專用風洞

為了滿足各種特殊實驗的需要，還可采用各種專用風洞，冰風洞供研究飛機穿過云霧飛行時飛機表面局部結冰現象。尾旋風洞供研究飛機尾旋飛行特性之用。這種風洞的實驗段垂直放置，氣流上吹呈碟形速度分布，而且風速可以迅速改變，能托住尾旋模型使其不致下墜。

風洞自然風洞

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(zhèn)新塘村源頭垅老屋上的風洞，秋冬季節(jié)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，由于風聲過于強大，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。對于風洞的形成還沒有人解開謎底，在當地成為一種陰影，有不祥之征兆。

風洞立式風洞

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層高的建筑拔地而起。

“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象中完全不一樣。新建成的立式風洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市里常見的摩天大樓。

從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建筑身上“背”著一根粗大的鐵管。技術人員對記者介紹：“可不能小瞧這鐵家伙，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(fā)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(yè)的系統(tǒng)集成課題，囊括了包括氣動力學、材料學、聲學等20余個專業(yè)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(chuàng)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(jié)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(wèi)的建筑藝術品。

一路參觀，記者發(fā)現該風洞“亮點”多多：實現了兩個攝像頭同時采集試驗圖像，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于風洞主傳動系統(tǒng)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(fā)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(guī)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(xù)的失速狀態(tài)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，尾旋的后果只有一個：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。

控制中心里，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，想象中的巨響沒有到來，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/秒風速是什么概念？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(guī)試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛(wèi)星及載人飛船回收過程中空氣動力穩(wěn)定性測試等。

(1)氣源調壓閥子系統(tǒng)

位于風洞的進氣口處,連接氣源和風洞流場,通過調節(jié)風洞流場的進氣量,實現對流場壓力的控制。在常壓實驗工況下,氣源主引射調壓閥系統(tǒng)的主要任務是確保流場壓力的穩(wěn)定。在增壓工況下,其主要任務是改變流場的總壓,滿足系統(tǒng)的要求。

(2) 二吼段柵指子系統(tǒng)

柵指是位于試驗段上、下吼道的一對柵指片,通過一對同步油組,實現一對柵指在試驗段的同步控制,調節(jié)柵指在風洞中的伸縮距離,以節(jié)流的方式調節(jié)馬赫數。柵指控制,是調節(jié)和控制馬赫數的主要途徑,它主要是通過液壓伺服驅動方式實現的。

(3)模型大攻角子系統(tǒng)

模型攻角子系統(tǒng)是安裝在試驗段的一套液壓伺服驅動機構,由上、下油紅推動大彎刀機構(用于安裝飛行器模型),按圓弧運動,實現飛行器模型的迎俯角、滾轉角以及側滑角等姿態(tài)控制。

(4)主排氣閥子系統(tǒng)

主排氣閥是安裝在風洞環(huán)流尾端的四個對稱的排氣閥門,主要用于排出風洞環(huán)流的尾氣,和主調壓閥一道,實現對流場參數——壓力的控制。