揭秘俄最著名航空风洞实验室，多款知名米格战机均离不开它
兵味儿2019-06-03 10:23
俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）是世界著名航空航天科研中心之一，空气动力研究中心。有着100年历史的TsAGI曾培育出一大批世界知名的飞机设计师，目前拥有从低速到高速的各种风洞数十座，为前苏联及现在的俄罗斯的航空航天事业做出重大贡献。
2013年成立名为“茹科夫斯基研究院”的国家航空研究中心，该中心以TsAGI为依托，联手俄罗斯其它五大航空航天科研院所，成为强大的设计和研究中心。成立茹科夫斯基国家研究中心旨在统一国内行业科学工作，发展试验设施与基础，有助于巩固俄罗斯在航空领域的地位。
目前，TsAGI的研究领域包括：
在空气动力学领域，旨在继续开发先进气动技术，能为数学仿真、设计工作和试验研究提供综合方案，并提供部分或整体气动布局的优化。TsAGI的目标是为各种不同用途的亚声速、超声速和高超声速飞机提供最佳气动方案。在这个研究领域又包括下述领域：亚声速空气动力学、超声速空气动力学、动力装置空气动力学、高超声速技术、直升机空气动力学、物理气体动力学、工业空气动力学。
TsAGI的研究课题非常多，例如，飞机概念设计；发动机排放；绿色解决方案；水上飞机；工业空气动力学；设施开发；控制系统；气动弹性……
TsAGI是俄罗斯气动试验设备最多、最齐全、研究人员最多的机构，风洞覆盖了亚、跨、超、高超声速，并有相当数量的特种试验设备。具有代表性的风洞，如建于1939年的T-101全尺寸风洞，被誉为欧洲最大亚音速风洞，试验段尺寸世界第二的风洞，其试验段为椭圆，尺寸：高×宽×长为14m×24m×24m，该风洞不仅用于模型测试，还可进行机身长30m，翼展18米的飞机实体试验，已为战斗机、运输机和直升机研制进行了大量风洞试验。TsAGI与各飞机设计局密切合作，所有飞机或直升机型号都在该风洞中进行过试验，如：图系列轰炸机、伊尔系列运输机、米格系列战斗机、米系列、卡系列直升机等等。
目前，TsAGI的主要研究方向有：航空空气动力学、气动弹性、飞行器稳定性、流体力学基础前沿问题。
TsAGI主要测试系统如下图。
风洞和气体动力装置综合体包含60多个装置，可以模拟飞行条件，速度从10米/秒到马赫数25。
高超声速电弧加热型风洞T-117
俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）于1963年完成设计，1964年开始动工，1974年建成，1979年开始运行T-117，是一座开环回路、循环运行的高超声速暂冲式风洞（如图所示）。
风洞概述
T-117主要用于火箭和航天器及其部件模型的气动热力学特性研究。
该风洞有一套出口直径为1m的轴对称型喷管，用于提供较大范围的试验马赫数（M）和雷诺数（Re）。压缩空气从压力28MPa的储气罐中流入风洞稳定段，之后，被电弧加热器加热到指定温度。风洞还有两个系统：一个四级超声速引射器系统和一个真空系统，以便提供负压及所需要的真空度。
试验段是一个带冷却壁的埃菲尔室，并装备有两套支撑系统，可以快速将模型插入到流体中并改变其空间姿态位置。试验段壁面有一个光学窗口，可以用不同方法直接观察气流中的模型并进行影像拍摄记录。
风洞还装配了用于测量模型及其结构部件的气动力及力矩的一套六组件应变天平，以及自动测量计算机及处理系统（利用计算机设备的信息采集及处理系统）。
风洞试验能力
T-117风洞能够提供下列实验研究：
测量飞行器及其部件模型的总气动特性；
测量模型表面稳定及非稳定压力分布；
利用温度指示表面处理方法（温度测定方法）及传感器测量模型表面热流分布；
物理研究（阴影及干涉方法流场显示、利用点式油流法显示流动边界线等）。
风洞基本结构及技术参数
1-电弧加热器；2-试验段；3-热交换器（冷却器）；4-真空罐；5-截止阀；6-引射器；7-喷管；
8-超声速扩散段
图表：T-117风洞基本技术参数
风洞结构设计研究
研究设计的风洞结构示意图如下图所示。
1-电弧加热器；2-喷管；3-试验段；4-梳状管；5-扩散段；6-空气冷却器（热交换器）；7-真空罐；8-引射器
T-117风洞结构示意图
选择作为风洞的成型喷嘴（下图）长4955毫米，出口截面直径978毫米，由八个隔间组成，前三个用水冷却。第一个跨音速可更换隔室的长度为241毫米，临界区域的直径d*=31.5毫米。为风洞喷嘴计算了三个新的可更换的跨音速托架（插入件），用于马赫数7；7.5和8.25，临界截面直径分别等于d*=89；76和60毫米（下图）。为了简化设计并降低其制造的劳动力成本，跨音速隔室被制成非冷却的。估计表明，如果研究人员将停滞温度限制在1000K，设计结构的效率将不会受到影响。
在临界截面区域中具有可更换轮廓截面的成型喷嘴的空气动力学设计技术允许在一定范围内获得理想流场品质马赫数的离散值。该技术在T-117风洞的实践中进行了测试研究，其中，基于马赫数10.5的喷管，设计了两个特殊隔室，确保实现具有马赫数7.5和8.3的气流。
在测试中，使用同轴型双弧预热器，其横向吹动在磁场中旋转的电弧（参见结构示意图）。加热器由两个相同的模块组成，其主要部件是水冷弧室，中心电极和电磁线圈。所有测试均使用真空系统进行。在所有系统准备好（水，空气，真空，电气，测量和计算）之后，经过入口阀将冷空气通过压力P0x供应到稳定段（前室）并且通过功率I接通电流来运行风洞。P0x和电流的初始值由所获得的电弧加热器的特性确定。
利用直接冲击波后总压P0的具有21个喷嘴的梳状管进行试验段流场的测量，这些喷嘴之间的间隔为50mm。借助于固定在埃菲尔室顶部的坐标，梳状管沿着试验段的长度从x1=350到1350mm的距离开始移动。在运行期间测量稳定段中压力P0。使用流量方程确定总温T0。根据P0和P0值建立试验段横截面中的P0/P0曲线图及马赫数M。
超音速轴对称喷嘴广泛用于各种气体和气体装置中。关于风洞，成型超音速喷嘴是其最受关注的部分，其被设计成在风洞试验段中的等熵喷射芯中形成均匀的气流。通常，通过特征方法计算喷嘴的等熵轮廓，通过计算层流边界层或基于湍流的经验依赖性来确定挤出厚度的值。以这种方式计算M=6～20气动风洞的喷嘴设计和实验研究了TsAGI T-121，UT-1，IT-1，T-117。研究结果允许推荐用于计算工业高超声速装置喷嘴轮廓的方法。
马赫数试验范围扩展研究
T-117风洞目前在10到20的马赫数M范围内运行。稳定段（前室）中的空气减速运行参数p0=50～150105Pa，T0=1000～3500K。
在电弧加热器中在上述指标下加热气体。于成型喷管中进行高超音速马赫数M的调试研究。
风洞运行范围的扩大能显著提高其实验能力。在马赫数M
为了扩大风洞的运行范围，需要大量的资本支出（用于制造加热器，动力，成型喷嘴等）。为了节省投入，该项研究创新性地利用在NIO-16中所获得的新技术解决方案。即代替制造新的成型喷嘴，使用具有M=10的现有轴对称成型喷嘴，其中新的可更换跨音速隔室提供接近均匀的气流，M=7.0；7.5和8.25。M=10的成型喷嘴的长度为～5000mm，出口直径为～1000mm，可更换隔室的长度为～200mm。用加工已有加热器元件来代替新的加热器，从而使电弧吹制速度提高5～9倍（由于使用了特殊类型的电极，创造了更现代化的磁性系统）。
经过试验后得到了电弧加热器的稳定工作模式，实现了马赫数7.0，7.5和8.25试验段中的气流研究。研制出T-117风洞加热器新参数计算方法，利用此方法计算风洞试验模式领域。通过比较发现，计算值与试验值相符。研究中使用了下列基本参数范围：
试验结果表明，风洞试验段的气体流量接近计算值，M/M的不规则度小于1％；实际上没有沿轴线的马赫数M的纵向梯度；流芯约600毫米；静止状态的持续时间从M=8.25的40秒到M=7.2的27秒不等，可用于测试试验。
对M=8.25的控制模型的测试表明，所有空气动力系数的值与参考值一致。因此，新的流场模式可用于在T-117中对飞机模型进行专题和工业测试。
“暴风雪”（Buran）号模型试验研究
该风洞配备的一套六组件应变天平，适用于各种负载。它们被用于在系列研究项目中测量“暴风雪”（Buran）号模型的总体空气动力特性。下图显示了Buran再入轨道轨迹的升阻比。地面试验数据和飞行数据的比较显示了良好的一致性。
Buran再入轨道轨迹的升阻比
传统上，流场可视化支持天平测试。下图显示了在M=10.5的“Buran”天平测试期间获得的纹影图案的实例。可以看到在迎角α=3°时撞击在机舱上的弓形冲击以及在α=42°时机身襟翼附近的冲击相互作用。
目前可用于空气动力学测试的T-117风洞的空气动力学能力总结于下表中。
图表：TsAGI T-117用于空气动力学测试的能力
注：（ΔM/M）R：核心流动径向变化；（ΔM/M）L=1m：沿1m距离的流动中心线的马赫数的变化。
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