激波风洞

先利用激波压缩实验气体，再利用定常膨胀方法产生高超音速实验气流的风洞

激波风洞指的是先利用激波压缩实验气体，再利用定常膨胀方法产生高超音速实验气流的风洞。它由一个激波管以及连于其后的喷管、实验段等风洞主要部件组成。

发展沿革

使用炸药驱动风洞的想法首先在艾姆斯应用于A．埃格斯研制的炮风洞内。这座炮风洞象查特斯炮一样使用笨重的金属活塞，性能并不太好。然而它却导致利用激波压缩产生一股试验时间短但持续时间适当的高超音速热气流的激波风洞的发展。这种激波风洞和炮风洞是同时进行研制的，事实上一种可看作是热气炮，另一种可看作是模型发射炮。然而，业已发现，在激波风洞中使用氧、氢．、氦混合气体作为爆炸物最理想。这样一种按适当比例混合的气体所产生的燃烧率和脉冲与固体炸药相比更适合于激波风洞的要求。

1956至1957年激波风洞的研制是在两条战线上同时进行的。一条战线是在A．埃格斯的监督下由B．坎宁安和汉森组成的小组负责；另一条战线由A．塞夫的下属超音速自由飞风洞室副主任T．坎宁负责。T．坎宁根据J．斯托德以前提出的一个建议，主张应把激波风洞和轻气炮一起用在反流(按SSFF风洞方式)设备中，以便在模型与气流之间获得比以往所获得的高得多的相对速度。A．塞夫接受了这个意见并一起将该建议提交给他们的部长哈维艾伦，而哈维认为这个主意不太现实；指望在来自激波风洞的空气脉冲和被炮加速的模型相遇的一瞬间获得有用的数据看来是过分乐观了，因而使哈维无法轻易接受。然而坎宁和塞夫坚持对他施加压力，最后终于使他勉强同意试试这个方案。试验是使用临时设备进行的，但却足以证明建造这样一种引导性模型设备是正确的。

要对已发明的这许多高超音速试验设备命名也都成了难题。对坎宁和塞夫建议建设的设备取名为“超高速自由飞设备”，或简称HFFF。1957年建的设备是一个较小、花钱不多的引导性的HFFF，它主要用从试验室其它地方搜集来的零部件组装成，无疑未向总部申报并未经批准。与此同时，B．坎宁安和他的同事们已经设计并开始建造一座可在气流速度非常高的条件下试验固定模型的一英尺激波风洞。

特点

这类风洞包含相连的驱动段和被驱动段，驱动段存储高压、高能量气体，被驱动段则存储低压的试验气体，试验前二者被膜片隔开。试验时，膜片破裂，驱动段气体被释放至被驱动段，这时在被驱动段产生一道运动激波，为了提高运动激波马赫数，驱动段气体一般为较轻的气体。如果要获得更高的马赫数，可以加热驱动段气体。随着设计的运动激波马赫数的增加，驱动段和被驱动段的增压比迅速提高，增压比和气体种类以及温度有关系。为了保证膜片破裂的准确性，一般在驱动段和被驱动段之间安装两个膜片。被驱动段末端安装有第二道膜片，当入射激波到达该膜片时，立刻向上游发出一道反射激波，同时激波后气体立刻被滞止从而产生高温、高压的滞止气体，该气体通过加速喷管加速至所需要的试验状态。试验时间由反射激波和接触面相遇的时间决定。试验时间为第二道膜片破裂时刻和接触面进人试验段的时刻之间的时间。

组成

激波风洞由一个激波管以及连于其后的喷管、实验段等风洞主要部件组成。

激波管与喷管由膜片（通常称第二膜片）隔开。激波管通常是由膜片(第一膜片)隔成两段(驱动段和从动段)的一根柱形管子，分别充以满足实验要求的高压驱动气体和被驱动的低压实验气体。喷管以后均被抽成真空。它的工作过程是:风洞起动时激波管中的膜片先破开，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。当激波向下游运动达到喷管入口处时，第二膜片被冲开，经过激波压缩达到高温高压的实验气体进入喷管，膨胀加速后流入实验段，供模型实验使用。当实验条件因波系反射或实验气体流完而消失时，风洞运行的有效时间也就终止。激波风洞的实验时间极短，通常以毫秒计。

应用实例

20世纪70年代各重点型号相继进入攻关阶段，当时已有的小尺寸高超声速风洞难以满足型号研制需求。JF8激波风洞的安装调试，受参加“四清”和“文化大革命”运动的干扰，进展虽然较慢，还是赶上了急需。实现了当时已因公牺牲的郭永怀烈士的英明预见。

1972年为返回式卫星，随后接连为其他型号做气动加热和模型自由飞试验。除完成常规试验提供设计数据外，重点为协助解决研制过程中出现的疑难问题。

文献报道：粗糙表面热流率较光面可增大数倍。按此设计防热层厚度将难以实用。针对这一问题，我们前后3年对多种粗糙结构，采用多种方案进行对比实验。结果表明：若粗糙面和光面边界层均为湍流状态，则粗糙面表面热流率较光面增加量，最大不超过30%；如光面为层流状态，在相同气流参数下测量粗糙表面热流率，则粗糙面热流率较光面可成倍甚至量级增大。这是因为粗糙度具有强烈促进边界层转换作用，使热流率剧烈增加。据此，我们建议：若热流率已取湍流热流率数值，则考虑烧蚀形成的粗糙度影响，将加热载荷增加30%足矣。该建议被采用，实践证实可靠。

安装在弹体外壳上的天线尺寸相对较小、按常规比例缩尺制造试验模型，则天线周围气动加热数据难以测准。我建议采用平板做近似局部模拟。这样天线尺寸可以放大，有利于测出最大热流率。实验结果出乎意料：垂直突出园柱上游壁面，当来流马赫数为8时，最高热流率较无突出物时高出近50倍(随马赫数上升而增加)，几乎比文献报道数据大一个量级。如此恶劣加热环境，将燃穿防热层。经与设计师商讨和分析研究，提出避免出现高热流区的措施。

其他风洞试验中发现某重要型号在高马赫数范围出现静不稳定。我们在锥形和平行试验气流中完成模型自由飞试验。试验和分析结果均表明，上述静不稳定现象是锥形试验气流产生的假象。帮助设计师解决了疑虑。

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