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美国NASA兰利研究中心的风洞设备及近期改造计划 2006-12-7 NASA兰利研究中心是美国著名的飞行器地面试验中心。据不完全统计,它拥有从亚声速、跨声速到高超声速的风洞试验设备20余座。最近，兰利研究中心制定了一个大型的设备改造计划，准备对其中的19座风洞进行大规模的改造。这19座风洞为0.3米跨声速低温风洞、4米×7米亚声速风洞、喷流出口试验设备、低湍流度压力风洞、国家跨声速风洞、统一规划风洞、0.8米M6高温风洞、0.5米M6 CF4风洞、0.5米M6风洞、0.8米M10风洞、3.7米低速风洞、6.1米立式风洞、0.5米超声速风洞、超声速低扰动风洞、2.4米高温风洞、电弧加热型超燃试验设备、燃烧加热型超燃试验设备、直连式超燃试验设备和跨声速动力学风洞。 本文先从这些设备的概况、试验段与气动性能、技术指标、高压气源与制冷能力、模型观 测、测试技术、数据采集与处理系统、模型支撑系统、试验技术、试验类型等方面对其进行了简单介绍，然后对每座风洞的具体改造项目进行了分类总结，主要目的在于为我国大型风洞设备建设论证提供参考依据。 1 0.3米跨声速低温风洞 1.1 设备概况 0.3米跨声速低温风洞（简称0.3-M TCT）始建于1973年，1978年进行了第一次改造。它的主要功能是对二元翼型以及其它模型进行高雷诺数试验。试验马赫数范围为0.2～0.9，雷诺数高达3.28×108/m。 该设备的最大设计特点就是试验段的上下壁采用柔壁，因而试验时可以将其调节成与来流流线一致的形状，可大大降低或消除模型表面的洞壁效应。此外，其驻室内安装有两英寸大小的蜂窝器和两层抗扰动阻尼网（整个回路共布置有五层阻尼网）。该风洞设备的收缩 段与NTF风洞收缩段形状完全一样，只是按比例进行缩小了而已。
木年轮 0.3-M TCT风洞是应用液氮（即LN2）来实现其高雷诺数试验能力的。液氮储藏在设备外面一个容积为255m3的罐中，由附近的液氮厂直接为其提供液氮源。除了液氮外，此设备还可以应用空气或SF6重气体做为试验介质，不过它们仅能在环境温度下使用，且需要在第三拐角前添加一套热交换器。使用空气或SF6做为试验介质时，此风洞的试验性能要受到一定程度的限制。
此风洞设备的动力系统由一台由12块铝制叶片构成的风扇提供，风扇的动力来自于一台水冷式、3000hp、4600V的变频电机。
1.2 性能指标
马赫数： 0.2～0.9
雷诺数： 3.28×106~3.28×108/m
压 力： 1～6 atm.
温 度： 78～328K
试验段尺寸：0.33 m×0.33m
1.3 高压气源与制冷能力
此风洞外布置有一套高压气源和一套低压气源。高压气源的压力为24atm.，低压气源的压力为6.8atm.。这两套气源可以用来检测模型表面气孔的泄漏情况，或者可以用来校准辅助的研究型设备。
1.4 模型观测
此风洞试验段两侧壁的模型转盘上均安装有石英晶体观察窗，可以用来对试验段进行照相
或视频成像。
1.5 测试设备
0.3-M TCT风洞的测试设备主要包括一套电子扫描压力系统（ESP）、一套在线校准系统、一套梳状管、一套灵敏型角度编码器或加速度计和一套热电偶。电子扫描压力系统能高精度地测量稳态模型和整个回路的压力，其扫描频率为20000孔/s。在线校准系统能确保整个系统的误差不高于±0.25%。梳状管的作用是确定气动阻力。灵敏型角度编码器或加速度计的作用是计算模型的姿态。热电偶用来测量模型表面或洞内的温度。
1.6 数据采集与处理系统
此设备的数据采集与处理系统是由一个模拟/数字转换器和一台UNIX计算机构成。模拟/数字转换器能够对192根通道的模拟信号和32根通道的数字信号进行采集。采集到的数据由一个独立的UNIX工作站进行处理，如果有必要，用户也可以利用自己的计算机与这套数据
处理系统进行联网分析。
设备完好标准
1.7 模型支撑系统
试验段的二维模型由两侧壁的转盘进行支撑。通过双连接头与转盘的连接，模型可以获取-9°～32°之间的攻角。此种模型支撑系统限制了应变计天平的试验，若需进行此类试验，则必须在侧壁安装一种特殊的弯头。此外，这座设备目前也没有滚转试验能力。
1.8 试验技术
在 0.3-M TCT风洞中，集中使用的试验技术主要有纹影技术、红外转捩检测技术、热膜与热线技术以及激光测速流动显示技术。目前正在研究一种温敏漆技术（TSP），它能够检测出模型上的转捩与分离位置。此外，一种称为压敏漆（PSP）的技术也在开始研究之中。
1.9 试验类型
由于0.3-M TCT风洞是在低温模式下工作，所以可以获得非常高的雷诺数。而且，它采用的是柔壁，通过适当调整风洞的顶壁和底壁，可以获得非常小的洞壁干扰，因而很适合进行洞壁干扰试验。左图为该风洞的自适应壁控制系统。
2 4米×7米亚声速风洞
2.1 设备概况
4米×7米亚声速风洞始建于1970年，1984年进行了第一次改造。该风洞主要用于对各种具有固定翼和旋转翼的军用飞机和民用飞机模型进行带动力和不带动力的低速试验。
它是一座闭口回流式大气风洞，试验段尺寸为4.4m（高）×6.6m（宽）×15.2m(长)。其产生的最大风速为106m/s，动压为0.068atm.，提供的雷诺数达7.2×106/m。试验段气流较
均匀，速度脉动量≤0.1%。当试验段不是全封闭结构时，其气流速度相对较低，湍流度相对较高。
试验段的气流由一台直径为9.14m的风扇提供，该风扇含有9片叶片，由一台12000hp的同步电机提供动力。其主驱动电机安装于2001年。
2.2 性能指标
速 度： 106m/s
雷 诺 数： 0～7.2×106/m
试验气体： 空气
试验段尺寸：宏观调控的必要性4.4m（高）×6.6m（宽）×15.2m（长）
驱动功率： 12000hp
2.3 高压气源与制冷能力
试验段有高压空气管道和制冷水管与模型部件相连。
2.4 测试设备
该风洞配备的六分量应变计天平用于测量模型的力与力矩，电子扫描压力系统（ESP）用于测量多个压力，铁-铜镍合金热电偶用于测量温度。
2.5 数据采集与处理系统
该风洞使用了两套数据采集系统，即静态系统与动态系统。静态系统由三套开放式结构数据采集系统（OADAS）构成，其中一套是专门由康柏电脑公司为该风洞而设计的，另两套是为模型准备间而设计的。每套系统均能处理的128个模拟输入信号、32个数字输入信号和来自于ESP通道的高达2048个压力信号。动态系统能处理带宽在0至20kHz之间的72个通道的信号。所有通道均能实时数字化而且能存储在移动硬盘中。
2.6 模型支撑系统
组织芯片
此风洞进行所有试验时模型都是安装在模型车上的，包括地面效应试验、大攻角试验、旋翼机试验、受迫振动试验和半模试验。它总共有六个大型的模型车。其中两个模型车具备垂直运动的能力以进行地面效应试验，其俯仰范围均为24º，偏航范围分别为170º和190º。另一个模型车可以容纳一套垂直的支杆支撑系统，这套支杆支撑系统的俯仰范围为-10º至50º，可高于底板2.2m。此外，这套设备还有一套单独的支撑系统。它有一根三节点旋转支杆，可使模型处于试验段的中心线位置。它的俯仰范围为32º，偏航范围为30º实时渲染，可沿垂直方向移动1.8m。模型车也可以置于试验段底板0.6m以下的位置，以便安装声学处理设备（一套麦克风移测系统）或激光测速系统。
2.7 试验技术
在该风洞中使用的流动显示技术包括片光技术、烟流技术、二氧化钛油流技术和荧光丝线技术。另外，在新改造的模型试验车中准备添加如下三种试验技术： 1.小模型、大攻角试
验技术； 2.自由飞试验技术；3.受迫振动试验技术。这三种试验技术以前在9米×18米亚声速风洞中均有应用。左图为波音757飞机模型在试验段进行试验的情况。
2.8 试验类型
该设备于1970年刚建成时，主要用于解决垂直/短距起飞和着陆（V/STOL）飞机的气动问题，因而也称为V/STOL风洞,后来更名为4米×7米亚声速风洞。V/STOL模型的升力面或喷流所产生的强烈下洗流以及底板边界层与模型垂直气流分量或前向推进气流分量之间的干扰会引起洞内气流发生畸变现象，此风洞对这一现象能够进行完全再现并加以解释。此风洞有两种试验段，即全封闭试验段和开口试验段，开口试验段的开口位于底板。此外，在试验段还安装有边界层吸除系统和活动地板，可以防止底板边界层的生成，并在垂直方向可以形成均匀的速度场，以便进行地面效应试验。该风洞的低速试验范围包括高升力稳定性试验，气动性能试验，旋翼机的声学试验，涡轮推进性能试验以及基本的尾流流场检测。
3 喷流出口试验设备
3.1 设备概况
兰利的喷流出口试验设备（简称JETF）是一个室内发动机/喷管试验平台，它具有多股气流的空气推进模拟能力，并有高压和高质量流量的特点。它有两套独立的空气供应管路给模型系统供气，管路压力为122atm.，气流流量为10kg/s。所供应的空气事先被加热，以便在模型的关键测量位置保持为室温。
3.2 高压气源与制冷能力
喷流出口试验设备的高压气源为两套独立的空气供应管路，管路压力为122atm.，气流流量为10kg/s。从一套或两套供气管路出来的增压空气直接流向选定的模型界面而进入推进模拟装置，并最终排入大气中。
3.3 测试设备
该风洞的测试设备主要由一套稳态装置构成，包括一台六分量应变计天平、多个热电偶和静压传感器以及一套电子扫描压力测量系统。电子扫描系统的测量精度为0.1%。在过去的试验中，还包括有动压的测量，但它不是标准的测试设备的一部分。
3.4 数据采集与处理系统
该风洞用的是一套基于UNIX的数据采集系统，它可以获取高达90个通道的模拟信号和几百个ESP测量的压力信号。另外，现场还有一个UNIX工作站，可以进行采集后的数据处理，因而在风洞试验之后的几分钟内就可以完成数据的传输。
3.5 试验技术
此风洞内的试验技术主要包括高精度的质量流量测量技术及非接触流动显示技术，非接触
流动显示技术包括阻影密度梯度成像技术及以表面油流或漆流成像技术等。
3.6 试验类型
喷流出口试验设备最初是为单一流的喷管试验而设计的，它在1970年～1990年间研制先进飞机推力矢量推进喷管概念时发挥了非常重要的作用。上世纪90年代，该设备进行了重新设计，添加了另外一套独立的可控的空气供应系统。最近十年，其完成的试验项目主要有：
先进的多维尾气系统的性能评估；
用于风洞试验的喷管及其它部件的校准；
全尺寸风扇-发动机部段的气流试验以评估新型的制动系统；
多流径液态喷射概念的性能试验以便进行推力矢量控制、羽流控制或喉道面积控制；
吸气装置的应用；
大容量双路流推进模拟，如引射喷管等。
4 低湍流度压力风洞
4.1 设备概况
低湍流度压力风洞（简称LTPT）是一座单回流闭口式风洞，始建于1940年，1981年进行了改造。它具有二维翼型的飞行雷诺数试验能力，而且可以提供低湍流度环境，以便进行层流控制和转捩的研究以及低阻力翼型的试验。
LTPT风洞的试验段为矩形（宽0.9m，高2.3m，长2.3m），收缩比为17.6：1。在此试验段进行翼型试验的弦长一般为0.6m。总压范围为1至10个大气压。侧壁边界层控制是通过对模型端板（end-plate）上的管道沿切线方向吹气或者通过多孔端板被动吸气而实现的。此外，这座风洞还可以应用安装于中心线支杆上的六分量测力天平对三维模型进行试验。由于具有很大收缩比和非常均匀的抗湍流网，所以LTPT风洞的湍流度非常低。
4.2 性能指标
试验段尺寸：0.9米（宽）×2.3米（高）×2.3米（长）
马 赫 数： 0.05～0.5
雷 诺 数： 1.3～50×106/米
总 压： 1～10 atm.
动 压： 0.007～0.34 atm.
总 温： 289～322K
运行方式： 连续式
4.3 高压供气与制冷能力
在风洞的现场，有一个216m3的空气储气罐，罐内压力为20atm.。此外，另还有一套非现场的空气供应系统，其压力为24 atm.，可为该设备提供干燥空气。在抗扰动网的上游有一个热交换器，它可以用来冷却或加热气流。
4.4 测试设备
塞莱斯蒂娜
对于二维单元或多元翼型试验来说，模型是安装于端板的。对于三维模型试验，可以用各种内式应变计天平来进行力和力矩的测量。另有一种电子扫描压力系统（ESP），用来对模型和设备的稳态压力进行高精度的测量。翼型表面的边界层可用一个安装于模型端板上的BL横测机构进行测量。
4.5 数据采集与处理系统
此风洞有一套标准的数据采集系统，包括一个数字/模拟信号转换器和一台UNIX计算机。数字/模拟信号转换器能够获取128个通道的模拟信号（频率高达1000Hz）和40个通道的数字信号。最终数据由一个独立的UNIX工作站进行处理。此外，根据客户的需要，还可以将其提供的计算机与整个数据处理系统进行联网获取安全的数据信息。
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