多风扇主动控制风洞

多风扇主动控制风洞是国内结构风工程界第一台主动控制式强风模拟器。它能更确当的模拟自然风的湍流特性，也能模拟常规被动风洞难以模拟的特异气流的风速特性。试制多风扇主动控制式风洞用于研究受强风气流影响时的结构风荷载对于提高结构防灾水平，保障人民生命财产安全非常重要。 2100433B

平均风速： 2m/s – 20m/s（暂定） 本风洞通过主动控制121台（暂定）小型轴流风机来控制主流方向速度变化，通过控制气流偏向翼（垂直方向以及侧向方向暂定各11个）来控制垂直方向以及侧向方向风速变化。 通过控制送风机的转速来控制风速。在测定部入口处风速范围为平均风速1~20m/s（暂定，风速上限要商量）。关于脉动风速，与平均风速12m/s，风速变动 5m/s (7Hz)相当的风速信号在风洞内实现时，风机不能超负荷工作。 测试断尺度为 1.5m(H)*1.8m(B)*10m(L) 详细要求见技术要求书。

本书较系统地介绍风洞轴流式风扇的气动设计方法及应用，内容包括风洞用轴流式风扇的特点、基本设计理论、工程设计方法、性能分析和试验测试。 重点介绍了目前工程上应用成熟的自由涡和任意涡两种设计方法，并给出了应用实例。此外，作者还依据自身的工程实践对风洞中风扇设计密切相关的问题进行了探讨和说明，包括设计点选取、非设计点性能评估、风扇噪声分析控制及风扇设计新技术、新动态。本书可作为从事管道轴流式风扇空气动力学设计方向的相关技术人员、教师和研究生参考用书。

第1章风洞轴流式风扇概述1

1.1风洞及其动力系统1

1.1.1风洞简介1

1.1.2风洞的组成及分类6

1.1.3风洞动力系统12

1.2轴流式风扇在风洞中的应用16

1.2.1工业风机的分类及其用途简介16

1.2.2风机基本结构和主要参数19

1.2.3轴流式风扇概述24

1.2.4轴流式风扇在风洞中的位置27

1.2.5风洞轴流式风扇的特点28

1.2.6风洞轴流式风扇系统组成29

1.2.7风洞轴流式风扇的几何特性35

1.2.8风洞轴流式风扇的主要性能参数38

1.2.9轴流式风扇的性能调节方式38

1.3轴流式风扇工程设计方法简介39

第2章轴流式风扇设计基本理论42

2.1流体力学基本理论42

2.1.1气体的物理属性42

2.1.2层流和湍流52

2.1.3边界层54

2.1.4流动损失55

2.1.5一维流动55

2.1.6连续方程57

2.1.7动量方程61

2.1.8气体等熵过程62

2.1.9气体动力学函数63

2.1.10流体的模型化63

2.2基元级63

2.2.1基元级及速度三角形63

2.2.2基元级内的气体流动65

2.2.3基元级增压原理及叶栅环量关系67

2.2.4基元级的反动度70

2.3叶栅及其流动特性72

2.3.1叶栅主要几何和气流参数73

2.3.2叶栅气动力基本方程式75

2.3.3叶栅中的流动损失76

2.3.4叶片径向流动特性及参数变化80

2.4叶型选择和性能分析83

2.4.1叶型几何和气流参数83

2.4.2压心、焦点及俯仰力矩84

2.4.3叶型的升力和阻力85

2.4.4叶剖面升力与气流偏转88

2.4.5叶剖面弯度与气流偏转的匹配89

2.4.6叶片干涉90

2.4.7叶片尾迹91

2.4.8雷诺数对叶型数据的影响93

2.5风扇设计的主要影响因素95

2.6风扇运行功率预估97

2.6.1风洞回路损失计算97

2.6.2能量比和风扇运行功率103

2.7风洞轴流式风扇设计流程104

第3章轴流式风扇气动设计106

3.1总体参数确定106

3.1.1风扇直径106

3.1.2桨毂比107

3.1.3风扇转速108

3.2转子叶片设计方法-自由涡109

3.2.1设计假设109

3.2.2桨叶上下游的压力关系110

3.2.3风扇前后的能量关系111

3.2.4桨叶当地的速度大小及方向113

3.2.5叶剖面的轴向力与切向力114

3.3转子叶片设计——任意涡设计方法115

3.3.1设计假设115

3.3.2桨叶上下游的压力关系115

3.3.3旋转系数与入口速度117

3.3.4桨叶轴向速度分布118

3.3.5止旋片轴向速度分布119

3.4导叶设计119

3.4.1预旋片设计119

3.4.2止旋片设计122

3.5其他部件设计124

3.5.1外壳体设计124

3.5.2整流罩头罩设计124

3.5.3整流罩尾罩设计124

3.5.4整流罩和扩压段126

3.5.5支撑片设计127

3.6风扇段压力损失及效率计算127

3.6.1桨叶效率127

3.6.2导叶损失130

3.6.3下游损失131

3.6.4风扇系统总效率133

3.7风扇气动载荷133

3.7.1轴向力133

3.7.2扭矩135

3.7.3切向力135

3.7.4头罩及尾罩受力135

3.8风扇气动设计流程136

3.8.1风洞轴流式风扇设计要求136

3.8.2风洞轴流式风扇设计流程136

第4章风扇气动性能分析及优化139

4.1相似理论在轴流式风扇设计中的应用139

4.1.1相似定理139

4.1.2相似参数140

4.1.3性能相似换算143

4.1.4模化设计方法144

4.2风扇转子和定子性能分析144

4.2.1平均速度和压力145

4.2.2变转速性能分析146

4.2.3变桨距性能分析147

4.2.4失速及喘振性能分析148

4.2.5转子叶剖面分析150

4.2.6转子损失分析152

4.2.7叶片间的干涉153

4.2.8预旋片分析155

4.2.9止旋片分析156

4.2.10雷诺数对风扇性能影响156

4.2.11真实气体效应对风扇性能影响157

4.3设计优化159

4.3.1风扇部件损失159

4.3.2风扇效率160

4.3.3无量纲压升162

4.3.4设计优化163

第5章风扇噪声分析及控制技术168

5.1轴流风扇噪声的基本概念168

5.1.1一般声源的数学表达式169

5.1.2空气动力性噪声的形成及声源类型170

5.1.3轴流风扇噪声173

5.2轴流风扇噪声的评价与标准174

5.3轴流风扇噪声的估算175

5.3.1估算方法一175

5.3.2估算方法二176

5.3.3评估方法三183

5.4风扇气动噪声主动降噪方法183

5.4.1风扇形式及管路设计183

5.4.2通道几何参数设计184

5.4.3动静叶数目对噪声的影响187

5.4.4动、静叶间距对噪声的影响190

5.4.5不相等叶片间距对噪声的影响191

5.4.6叶片穿孔对噪声的影响192

5.5吸声降噪设计198

5.5.1吸声的主要物理量198

5.5.2吸声材料200

5.5.3吸声结构205

5.5.4风扇降噪设计212

5.6风扇噪声测量213

5.6.1声学测量系统的组成213

5.6.2常用测量仪器217

5.6.3风扇进出口噪声的测量219

第6章风扇内流场数值模拟220

6.1数值方法220

6.1.1控制方程220

6.1.2求解方法222

6.1.3计算域与网格生成222

6.1.4计算参数及边界条件223

6.2风扇性能预测225

6.2.1风扇内的流动模拟226

6.2.2风扇内部的流场分析229

6.2.3动、静叶片间距对风扇性能的影响230

6.2.4静叶片后掠对风扇性能的影响231

6.2.5静叶片倾斜对风扇性能的影响231

6.3风扇气流噪声的数值模拟232

6.3.1气动噪声模拟方法233

6.3.2动、静叶片间距的影响233

6.3.3静叶片后掠的影响234

6.3.4静叶片倾斜的影响235

第7章风扇性能试验及测试236

7.1力学性能试验236

7.1.1转子机械运转检查236

7.1.2机械不平衡试验237

7.2性能试验测试方法及测量装置239

7.2.1温度测试239

7.2.2压力测试240

7.2.3流量测试242

7.2.4气流噪声243

7.2.5转速测试244

7.2.6功率测试245

7.3主要气动测试数据处理方法246

7.3.1风扇效率246

7.3.2噪声数据249

第8章轴流风扇设计实例251

8.1设计实例一251

8.1.1设计要求251

8.1.2设计主要过程和结果251

8.1.3性能测试结果254

8.2设计实例二256

8.2.1设计要求256

8.2.2设计主要过程256

8.2.3性能测试结果260

第9章轴流式风扇设计新技术262

9.1不等距叶片设计技术262

9.2叶片弯掠技术264

9.3叶片反设计方法267

9.4自动优化设计方法268

9.4.1叶片参数化268

9.4.2数值最优化方法269

第10章风扇叶片设计叶型数据271

10.1转子叶片常用叶型气动性能271

10.1.1RAF叶型271

10.1.2CLARK-Y叶型273

10.1.3Gottingen叶型276

10.1.4LS叶型276

10.1.5双凸叶型278

10.2定子叶片常用叶型285

10.2.1C4叶型285

10.2.2圆弧弯板287

参考文献289

风洞种类繁多，有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。

风洞低速风洞

许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。基本上有两种形式，一种是法国人A.-G.埃菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞，图1是这两种风洞结构示意图。现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。这个风洞建成后又增加了一个24.4米× 36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。

低速风洞实验段有开口和闭口两种形式，截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。

风洞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。

在低速风洞中，常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积；ρ为空气密度；η和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为3～6。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数，但由于实验对象和项目不同，有时尚需模拟另一些参数，在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数Fr，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。

低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞，研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞，还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。

直流式闭口实验段低速风洞是典型的低速风洞。在这种风洞中，风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀，然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验，以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞，第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒，第二实验段尺寸为8×6×25米3，最大风速为100米/秒。

回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接，形成封闭回路。气流在风洞中循环回流，既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以采用别的特殊气体或流体来代替空气，用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞，用水代替空气的称为水洞（见水槽和水洞）。

风洞高速风洞

实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

风洞亚声速风洞

风洞的马赫数为0.4～0.7。结构形式和工作原理同低速风洞相仿，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。

风洞跨声速风洞

风洞的马赫数为0.5～1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波，而在自由边界上反射为膨胀波，若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。

为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12.5%、实验段直径为 308.4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。

风洞超声速风洞

洞内气流马赫数为1.5～4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。

喷管的构造型式有多种，例如：两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管；由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管，并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管；由两块柔性板构成喷管型面，且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管（图3）。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动，以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的，实验马数可达到1.5。

1920年A.布泽曼改进了喷管设计，得到了均匀超声速流场。1945年德国已拥有实验段直径约 1米的超声速风洞。50年代，世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。

建设的许多风洞，往往突破了上述亚声速、跨声速和超声速单一速度的范围，可以在一个风洞内进行亚声速、跨声速和超声速实验。这种风洞称为三声速风洞。中国气动力研究与发展中心的1.2米×1.2米跨声速、超声速风洞（图5）是一座三声速风洞。

60年代以来，提高风洞的雷诺数受到普遍重视。跨声速风洞的模型实验雷诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）的跨声速风洞，因而出现了增高驻点压力的路德维格管风洞，用喷注液氮降低实验气体温度、提高雷诺数的低温风洞等新型风洞。低温风洞具有独立改变马赫数、雷诺数和动压的能力，因此发展很快。

风洞高超声速风洞

马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。

高超音速风洞 　如要在风洞中获得更高 M数的气流(例如M≥5),一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。暂冲式常规高超音速风洞 较为典型，它很像常规的超音速风洞。其他型式的风洞有激波风洞、炮风洞、热冲风洞、长冲风洞、气体活塞式风洞、电弧风洞等（见超高速实验设备）。中国气动力研究和发展中心的高压－引射驱动的暂冲式常规高超音速风洞实验段直径为 0.5米。这个中心还建成一座实验段直径为2米的激波风洞。

风洞常规高超声速风洞

它是在超声速风洞的基础上发展起来的。图6为高超声速风洞示意图。图7为一座实验段直径为0.5米的暂冲式高超声速风洞照片。

常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似，主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下，实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流会出现液化。实际上，由于气流膨胀过程很快，在某些实验条件下，存在不同程度的过饱和度。

所以，实际使用的稳定段温度可比根据空气饱和曲线得到的温度低。根据不同的稳定段温度，对实验气体采用不同的加热方法。在通常情况下，气体燃烧加热器加热温度可达750开；镍铬电阻加热器可达1000开；铁铬铝电阻加热器可达1450开；氧化铝卵石床加热器可达1670开；氧化锆卵石床加热器可达2500开；以高纯度氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200开；石墨电阻加热器可达2800开。

早期常规高超声速风洞常采用二维喷管。在高马赫数条件下，喉道尺寸小，表面高热流引起的热变形使喉道尺寸不稳定，边界层分布也非常不均匀，都会影响气流均匀性。所以，后期大多数高超声速风洞安装了锥形或型面轴对称喷管。锥形喷管加工容易，但产生锥型流场，所以后来逐渐被型面喷管代替。在马赫数大于 7的情况下，对高温高压下工作的喷管喉道，一般用水冷却。

常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5～14,每米雷诺数的量级为3×10⁶。为进一步提高实验马赫数和雷诺数，采用凝结温度极低（4 开）的氦气作实验气体，在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫数可达到42。

世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的。这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10，实验段尺寸为1米×1米。德国战败，风洞未能完全建成。战后，美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞，少数为连续式，大多为暂冲式。

风洞低密度风洞

形成稀薄(低密度)气体流动的高超声速风洞。它为研制航天器提供高空飞行的气动环境，也是研究稀薄气体动力学的实验工具。低密度风洞主要进行滑移流态和过渡流态下的实验，主要模拟克努曾数、马赫数、物面平均温度和滞止温度（气体速度变成零时的温度）之比（约为0.06～1）等参数，以及高温低压下的真实气体效应。低密度风洞的原理和结构同常规高超声速风洞相仿。同常规高超声速风洞相比，它有以下特点：稳定段压力和实验模型尺寸均较常规高超声速风洞成量级地减小；具有庞大的真空抽气系统和优良的风洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦尔管或小孔自由射流实验技术，以解决由于低雷诺数、高马赫数而引起的喷管边界层加厚问题，从而能在更大的克努曾数下获得供实验用的、足够尺寸的稀薄气流区域；在相同的马赫数下预防工作气体液化的加热要求较一般高超声速风洞为低。但在低密度风洞实验中，由于气流密度小，实验模型尺寸小，所以模型的气动力、热、压力等均甚微弱，测量技术难度大。电磁悬挂天平、电子束装置等非接触测量技术已用于有关测量。图8为低密度风洞示意图。

风洞激波风洞

利用激波压缩实验气体，再用定常膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。它由一个激波管和连接在它后面的喷管等风洞主要部件组成。在激波管和喷管之间用膜片（第二膜片）隔开，喷管后面被抽成真空。图9为反射型激波风洞原理示意图。激波风洞的工作过程是：风洞启动时主膜片先破开，引起驱动气体的膨胀，产生向上游传播的膨胀波，并在实验气体中产生激波。当此激波向下游运动达到喷管入口处时，第二膜片被冲开，因而经过激波压缩达到高温高压的实验气体即进入喷管膨胀加速，流入实验段供实验使用。当实验条件由于波系反射或实验气体流完而遭到破坏时，实验就结束。

激波风洞的实验时间短，通常以毫秒计。激波风洞的名称是赫兹伯格于1951年提出的。它的发展与中、远程导弹和航天器的发展密切相关。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超声速飞行中出现的高温真实气体效应，激波风洞主要用于模拟高温条件。60年代中期以后，由于需要战略弹头在低空作机动飞行，它即转向于模拟高雷诺数，并于1971年首先实现了这种模拟的运行。早期的激波风洞采用直通型（入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管）运行，因而实验时间非常短（甚至短于1毫秒），难以应用，因此又发展出反射型激波风洞。这种风洞有不同的运行方法，如适当选择运行条件，通常可取得5～25毫秒的实验时间。激波风洞实验已确立为一种标准的高超声速实验技术，并已成为高超声速气动力数据的主要来源。

实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，此外还有电子密度测量等特殊项目。现有激波风洞运行的最高参数是：驱动压力约为3400大气压（1大气压等于101325帕）；可以模拟 6.7千米/秒的飞行速度；气流马赫数达24；雷诺数达108（当马赫数为8时）。

风洞热冲风洞

利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体，产生高超声速气流的风洞。基本结构如图10所示。运行前储能装置储存电能，弧室充入一定压力的气体，膜片下游各部位被抽吸到真空状态(一般不低于10⁵帕)。运行时，储存的电能以千分之一毫秒到几十毫秒的时间在弧室内通过电弧放电释放，以加热和压缩气体；当弧室中压力升高到某个预定值时，膜片被冲破；气体经过喷管膨胀加速，在实验段中形成高超声速气流；然后通过扩压器排入真空箱内。

与常规高超声速风洞和激波风洞不同，热冲风洞的实验气流是准定常流动(见非定常流动),实验时间约20～200毫秒；实验过程中弧室气体压力和温度取决于实验条件和时间，与高超声速风洞和激波风洞相比大约要低10～50%。所以要瞬时、同步地测量实验过程中实验段的气流参量和模型上的气动力特性，并采用一套专门的数据处理技术。热冲风洞的研制开始于20世纪50年代初，略后于激波风洞。原来是要利用火花放电得到一个高性能的激波管驱动段，后来就演变成热冲风洞。“热冲”这个词是 R.W.佩里于1958年提出来的。

热冲风洞的一个技术关键是将材料烧损和气体污染减少到可接受的程度。采取的措施有：以氮气代替空气作为实验气体；减小暴露在热气体中的弧室绝缘面积；合理设计析出材料烧损生成微粒的电极和喉道挡板结构；适当选取引弧用的熔断丝；限制风洞在弧室气体温度低于4000开下运行等。热冲风洞的储能装置有电容和电感两种方式。前者常用于储存10兆焦耳以下的能量，后者多用于储存5～100兆焦耳的能量。

还有一种方式是电网直接供电，其能量一般为10兆焦耳量级，不同的电能利用方式要求有相应的充电放电系统。热冲风洞的模拟范围一般可以达到：马赫数 8～22，每米雷诺数1×10⁵～2×10⁸。长达上百毫秒的实验时间，不仅使它一次运行能够完成模型的全部攻角的静态风洞实验，而且可以进行风洞的动态实验，测量动稳定性，以及采用空气作实验气体（温度一般在3000开以下）进行高超声速冲压发动机实验。

除上述风洞外，高超声速风洞还有氮气风洞、氦气风洞、炮风洞（轻活塞风洞）、长冲风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维格管风洞等。

风洞专用风洞

为了满足各种特殊实验的需要，还可采用各种专用风洞，冰风洞供研究飞机穿过云雾飞行时飞机表面局部结冰现象。尾旋风洞供研究飞机尾旋飞行特性之用。这种风洞的实验段垂直放置，气流上吹呈碟形速度分布，而且风速可以迅速改变，能托住尾旋模型使其不致下坠。

风洞自然风洞

自然风洞指的是大自然形成的天然山洞，洞口往外有风刮出，具体位置有湖南省新化县游家镇新塘村源头垅老屋上的风洞，秋冬季节和春季，风洞会停止刮风，只有夏天才会刮风，风温很低，只有几度，洞口寸草不生，人在洞口不能久留，否则会全身冰凉，一到晚上会听到呜呜的风鸣声，由于风声过于强大，老一辈们在五六十年代将洞口堵住，但风仍然吹开一个口子，不过风速明显减小，但风的温度不变。洞内生活一种类似猫的动物，全身花纹酷似斑马。对于风洞的形成还没有人解开谜底，在当地成为一种阴影，有不祥之征兆。

风洞立式风洞

阳春3月，记者走进中国自主设计建造的亚洲最大的立式风洞，领略风洞里独特的风景。

置身人造“天空”

秦岭之巅还残雪点点，山脚之下已是桃花吐艳。汽车驶过一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然开朗：翠绿的山林间，一座5层高的建筑拔地而起。

“我们到了，这就是亚洲最大的立式风洞。”听到陪同人员介绍，记者感到有些失望，因为眼前的景象与想象中完全不一样。新建成的立式风洞不算高大，也不显得很威武，甚至不如城市里常见的摩天大楼。

从外表看，与普通房屋唯一不同的是，该建筑身上“背”着一根粗大的铁管。技术人员对记者介绍：“可不能小瞧这铁家伙，它是产生气流的主要通道。”

其实，风洞普通的外表下有着神奇的“心脏”。步入其中，记者发现这片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。

风洞建设是一个涉及多学科、跨专业的系统集成课题，囊括了包括气动力学、材料学、声学等20余个专业领域。整个立式风洞从破土动工到首次通气试验仅用了2年半，创造了中国风洞建设史上的奇迹。

大厅里，螺旋上升的旋梯簇拥着两节巨大的管道，好不壮观！与其说它是试验设备，不如说是风格前卫的建筑艺术品。

一路参观，记者发现该风洞“亮点”多多：实现了两个摄像头同时采集试验图像，计算机自动判读处理；率先将世界最先进的中压变频调速技术用于风洞主传动系统控制，电机转速精度提高50%……

负责人介绍说，立式风洞是中国庞大风洞家族中最引人瞩目的一颗新星，只有极少数发达国家拥有这种风洞。

感受“风”之神韵

风，来无影去无踪，自由之极。可在基地科研人员的手中，无影无踪无所不在的风被梳理成循规蹈矩、各种强度、各种“形状”的气流。

记者赶得巧，某飞行器模型自由尾旋改进试验正在立式风洞进行。

何谓尾旋？它是指飞机在持续的失速状态下，一面旋转一面急剧下降的现象。在人们尚未彻底了解它之前，尾旋的后果只有一个：机毁人亡。资料显示，1966年至1973年，美国因尾旋事故就损失了上百架F-4飞机。

控制中心里，值班员轻启电钮，巨大的电机开始转动。记者不由自主地用双手捂住耳朵，以抵挡将要到来的“惊雷般的怒吼”。可没想到，想象中的巨响没有到来，只有空气穿流的浅唱低吟。30米/秒、50米/秒……风速已到极至，记者站在隔音良好的试验段旁，却没有领略到“大风起兮”的意境。

你知道50米/秒风速是什么概念？胜过飓风！值班员告诉记者，如果把人放在试验段中，可以让你体验被风吹起、乘风飞翔的感觉。

中国首座立式风洞已形成强大的试验能力。负责人告诉记者：该型风洞除可完成现有水平式风洞中的大多数常规试验项目，还能完成飞机尾旋性能评估、返回式卫星及载人飞船回收过程中空气动力稳定性测试等。