高雷诺数风洞

空气动力学领域术语

高雷诺数风洞是用增加气流总压，降低气流总温或采用重气体或增大模型尺寸等方法，使试验雷诺数接近于飞机实际飞行雷诺数的风洞。

引言

风洞试验要遵循一系列相似准则，其中雷诺数是最主要的相似参数之一。雷诺数表征气体惯性力与粘性力之比，是流动分型与演化的关键参数，理论上风洞试验应该准确模拟飞行器的飞行雷诺数。

雷诺数的变化主要影响边界层发展和转抿、边界层分离、旋涡流动、激波/边界层干扰、激波/旋涡干扰、底部流动与尾迹和粘性横流等粘性起支配作用的流动。风洞试验的雷诺数模拟不足，将会使上述流动现象发生变化，与真实飞行存在差异，导致飞机焦点、最大升力系数和阻力系数等气动参数预测不准，尤其是影响飞机经济性的阻力特性和影响飞机安全性的最大升力系数会发生很大偏差。

美国的C-141就是因为风洞试验雷诺数太低，试验的焦点位置与飞行相差很大，险些出现机毁人亡的重大事故，不得不投入巨资和花费相当长的时间对飞机进行改进。现代大型客机为了追求更高的经济性，普遍采用超临界机翼，其气动特性对雷诺数尤为敏感。同时，现代大型飞机尺寸也越来越大，雷诺数效应问题更为突出。雷诺数模拟能力的不足，使得基于常规风洞试验结果的飞行器气动设计和性能预测会出现偏差，可能导致飞行器设计方案更改，造成经济损失，延误研制周期。C-5 A飞机风洞与飞行阻力发散马赫数相差0.02，改装77架飞机的机翼，耗费大量时间和经费(约10亿美元)。

由于雷诺数效应具有广泛性、非线性和复杂性等特点，LFD方法模型还不够完善，计算硬件能力不足，还难以准确预测飞行雷诺数下的气动特性；另外，飞行器试飞只能用于事后验证，风险大、成本高、周期长，对于现代越来越复杂的飞行器，一旦试飞之后才发现设计问题将造成不可挽回的损失。因此，在高雷诺数风洞中进行飞行雷诺数试验，是实现飞行器气动力精细设计和飞行性能准确预测的前提和保证。

定义

用增加气流总压，降低气流总温或采用重气体或增大模型尺寸等方法，使试验雷诺数接近于飞机实际飞行雷诺数的风洞。

高雷诺数实现途径

由雷诺数的定义可知，在气流速度一定的情况下，提高风洞试验雷诺数的方法主要有以下4种：

（1）采用重气体作为风洞的试验介质

采用重气体为试验介质的方法通过增加气流密度和降低粘性系数来提高风洞试验雷诺数，同时模型载荷和风洞运行功率还可以降低。因此，采用重气体为试验介质来提高雷诺数是一种不错的方法。

美国NASA对此也开展了大量的研究工作，1959年改造的跨声速动力学风洞(简称为TDT)就是使用二氯二氟甲烷(即R12)和空气作为试验介质，试验雷诺数分别可以达到和，大大提高了试验雷诺数。根据TDT的运行过程来看，所用重气体也一直处于发展之中，从最初的R12，考虑过六氟化硫，最终采用了R134a。根据世界制冷剂的发展看，R134a也逐渐处于淘汰过程中。

由于重气体的比热比值与空气不同，当试验马赫数较高，气体压缩性效应比较明显，特别是当模型上出现激波时，重气体中得到的试验数据与空气中的数据会有较大的差异，且对试验数据的精确修正还很困难，试验数据的置信度将大大降低。另外还需要配置气体回收装置、气体分析装置、气体报警系统等，将导致设备较为复杂。

（2）增大风洞尺寸

利用增加风洞尺寸从而增加模型尺寸是提高雷诺数最直接的方法之一，风洞雷诺数随着试验段尺寸增大而线性提高。工程建设经验表明风洞造价约以风洞尺寸的2.5次方增加，而且驱动功率也和试验段尺寸的2次方成正比。如果纯粹依靠增大试验段尺寸来提高雷诺数，那么雷诺数要达到飞行雷诺数，试验段尺寸需要达到40m以上，如此大尺寸的风洞，其造价和驱动功率都难以接受。

（3）增大运行压力

提高风洞运行总压的方法也就是提高气流密度，该方法存在的局限是:风洞雷诺数模拟能力随着压力增大线性增加的同时，风洞的壳体强度、造价和运行功率也随着压力的增大线性增加，而且运行压力太大会导致飞行器模型因为载荷过大产生严重变形，且不能将雷诺数效应与模型变形的影响分离，同时模型支撑系统和天平也因为载荷太大难以设计。

（4）降低风洞内气流温度

气流的温度降低时其密度增大，粘性系数降低，从而可提高试验雷诺数。

另外，低温风洞可以在试验过程中实现气流速度、总温和总压的独立调节，它具有常规风洞无法比拟的几个优点:可得到纯马赫数影响而不引入雷诺数变化或模型弹性变形引起的干扰;可得到纯雷诺数影响而不引入马赫数变化和模型弹性变形效应;可得到模型纯弹性变形影响而不引入雷诺数和马赫数效应。

如图1所示给出了上述4种提高风洞试验雷诺数方式下雷诺数、模型载荷和功率与基本类型的比值。可以看出，降低试验介质的气流温度或采用重气体为试验介质实现相同的试验雷诺数时所需的驱动功率较小，优势明显。

由上述分析可知，高雷诺数风洞的设计建设，需要以降低气流温度为主要手段，并综合运用其它几种方式进行。

低温高雷诺数风洞的现状

鉴于雷诺数模拟对飞行器研制的重要性，空气动力学家一直试图在地面实现飞行雷诺数模拟。1920年，法国著名空气动力学家Margoulis提出了通过冷却试验气体来增加雷诺数的建议，但并未尝试将风洞试验气体冷却到低于环境温度。1945年，英国人Smelt在研究提高风洞雷诺数所带来的风洞尺寸和驱动功率增大问题的解决方法时，再一次提到了降低试验气体总温的好处，当时的技术瓶颈是缺少冷却试验气体的方法以及合适的洞体结构材料。1971年，英国南安普顿大学教授Uoodye:提出了使用低温空气或氮气的建议，他和兰利中心的研究者们合作，建成了世界上第一座研究型低温风洞川。

由于低温风洞的独特优势，许多国家开展了相关低温技术研究和低温风洞建设。国外低温风洞共有20多座，2m以上的大口径生产型低温风洞有3座，分别是德国宇航院的KKK低速低温风洞、美国国家跨声速设备NTF和欧洲跨声速风洞ETW(德国、英国、法国及荷兰4国联合建造)，其余均为小型研究型低温风洞。

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