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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）。
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。产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置。风洞是空气动力学研究和试验中最广泛使用的工具。它的产生和发展是同航空航天科学的发展紧密相关的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律，以验证和发展有关理论，并直接为各种飞行器的研制服务，通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制，曾进行了约10000小时的风洞实验，而80年代第一架航天飞机的研制则进行了约100000小时的风洞实验。 8/11 首页 上一页 6 7 8 9 10 11 下一页 尾页 |
