大型低温跨声速风洞

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: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。

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。

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。

汽车风洞-概述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。

汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达40 00kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km／h。

建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。

汽车风洞有模型风洞、实车风洞和气候风洞等，模型风洞较实车风洞小很多，其投资及使用成本也相对小些。

在模型风洞中只能对缩小比例的模型进行试验，其试验精度也相对低些。

实车风洞则很大，建设费用及使用费用极高。

目前世界上的实车风洞还不多，主要集中在日、美、德、法、意等国的大汽车公司。

汽车风洞-技术发展历史1871年英国人建成了世界上公认的第一个风洞。

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，进而在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。

1932年瑞士阿克雷特（G.Ackttet）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，当时主要为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动而设计。

1956年为了适应跨超声速飞行器的发展，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。

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。