高速風洞試驗

在不同的速度範圍，氣流有不同的特性：當

時，空氣呈現出明顯的壓縮性；當

時，流動中將出現激波。這些高速（包括亞聲速、跨聲速、超聲速）氣流的流動特性需要在高速風洞中進行研究。當飛機的飛行速度接近聲速時，其阻力急劇增加，出現了所謂的“音障”，致使操縱失效而造成機毀人亡。為了克服“音障”，美國建造了世界上第一座跨聲速風洞。根據在高速風洞中對跨聲速氣動特性的研究結果改進了飛機設計，才實現了跨聲速飛行。隨後，面積律概念、超臨界翼型、有利干擾動力裝置佈局等都是通過高速風洞試驗發展起來的。這些空氣動力學研究成果，都迅速被利用到飛行器上：面積律幫助人們突破了“音障”；超臨界翼型幫助人們研製出經濟性好的高亞聲速民航飛機；有利干擾動力裝置佈局也應用於低油耗運輸機上。 ^[2] 

風洞測量處理系統是完成風洞試驗的基礎設備，一般由壓力和温度傳感器、應變天平、信號調理器、數據採集測量裝備、電子掃描閥測壓系統、數據處理分析系統等組成。

其主要任務是在計算機的控制和管理下，通過傳感器把風洞試驗過程中產生的壓力、温度、力、力矩、角度、位移、速度、加速度等物理量，轉化為電壓或電流信號，通過數據採集設備進行採樣，再量化成數字信號存入計算機，按照設定的方法和軟件進行計算處理，將數據結果顯示打印輸出，並進行進一步的分析和管理。 ^[1] 

風洞的形式和所進行的試驗項目種類很多，但基本的測量參數是大同小異的。高速風洞常規試驗測量處理系統要進行測量的主要參數一般有以下幾類：

壓力是風洞試驗的主要測量參數，一些重要的試驗參數如風速、馬赫數、動壓、穩定段總壓、參考點靜壓、模型表面壓力、模型底部壓力等都是通過壓力測量來確定的；可以通過壓力分佈的測量確定風動的流場品質；在變壓力風洞中，通過壓力的測量確定試驗的模型條件；試驗模型表面壓力測量數據可以作為飛行器部件強度和氣動設計的依據。

壓力測量主要是採用壓力傳感器，對於模型表面壓力測量和流場壓力測量等測點（幾百或上千點）的試驗，一般採用電子掃描壓力測量系統進行測量。

目前，壓力傳感器和壓力測量系統的精度基本上可以滿足各種試驗要求，但是要想得到高質量的試驗數據，還必須有正確的試驗方法。

試驗模型在與氣流相對運動時將受到空氣動力的作用，通常將空氣分解為升力、阻力、側力及俯仰力矩、滾轉力矩、偏航力矩。這些參數在高速風洞試驗時通常採用應變天平測量。通過應變天平將氣動力轉換為電壓量，再將測得的力和力矩通過轉換得到無量綱的空氣動力系數。氣動力測量的精度除了受天平、測控系統影響外，還和其他設備以及試驗條件有關。

風洞試驗模型姿態角的測量一般是通過間接測量來確定，主要是利用安裝在模型支撐機構上的電位計、角度傳感器等進行測量，再通過採集處理系統進行計算、轉換和修正。模型姿態角的測量精度直接影響氣動試驗的模擬精度，在風洞試驗中是非常重要的環節。

温度是風洞試驗的狀態參數，主要通過各種温度傳感器測量。它除了對天平等測量設備的精度有影響外，還直接影響風洞試驗的雷諾數。要想精確計算風速和雷諾數，必須精確測量風洞流場的温度。

高速風洞試驗是航空航天研究的關鍵環節之一。目前，在試驗任務多、難度大、時間緊、要求高的情況下，高速所現有的試驗管理手段面臨着試驗效率低、質量風險高，信息應用滯後，持續改進難度大，知識經驗難以傳承等現實難題。