基本介紹
- 中文名：熱風洞
- 外文名：Hot wind tunnel
- 別稱：高焓高超聲速風洞
- 特點：試驗段馬赫數一般超過10或12
- 一級學科：航空科技
- 二級學科：飛行術語
簡介,主要困難,關鍵設計,
簡介
熱風洞又稱高焓高超聲速風洞（見圖1），或者叫特高超聲速風洞，其試驗段馬赫數一般超過10或12。高焓高超聲速風洞主要用於研究飛彈、人造衛星或其他飛行器的超高馬赫數飛行。在這類風洞中，不僅要模擬動力相似準則，如馬赫數、雷諾數等，而且要模擬真實飛行的溫度（即焓量）和與氣動加熱現象有關的相似準則，如比熱比等。飛彈或人造衛星重返大氣時，頭部激波後的溫度可以達到6000~ 8000K的範圍。這樣高的溫度，使空氣的性質完全不同於普通溫度下具有定比熱的理想氣體。顯然，實際飛行的高溫是需要模擬的。
圖1
圖1主要困難
產生高焓高超聲速氣流的主要困難在於：①工作介質的溫度很高，由於高焓高超聲速風洞需要模擬實際飛行中的焓量，因而要求風洞氣流達到很高的溫度，不僅要防止特高馬赫數下空氣凝結，而且更要模擬實際飛行的高溫。例如，飛行器在同溫層Ma=10飛行時，根據等熵關係可以估計駐點溫度為4600K。而風洞中如果僅為了防止空氣凝結，駐點壓力100個大氣壓的情況下，駐點溫度只要加熱到1100K即可。為了模擬真實飛行的高溫，溫度需要大大提高。就是說，高焓高超聲速風洞要求高溫度、大功率的加熱器。②高焓高超聲速風洞需要很大的壓力比，風洞的壓力比隨馬赫數增高而急劇上升。例如，當Ma=10時，按試驗段正激波損失計算的壓力比為328，當Ma=15時為2275。一般高焓高超聲速風洞除上游備有很高壓力的高壓氣瓶外，下游部分還設定了真空箱，用以提高壓力比，真空箱的真空度可以達到10-6大氣壓。③高焓高超聲速風洞最顯著的特點是它的工作時間極為短促，為1/1000s的量級。④在特高馬赫數範圍，如果採用二維噴管，邊界層修正也是很困難的。
關鍵設計
高焓高超聲速風洞的噴管設計是保證試驗段氣流均勻的一個重要關鍵。目前設計這類風洞的噴管還是根據理想流公式，然後加上黏性影響的修正。產生特高馬赫數氣流所需要的試驗段面積與喉部面積之比仍可按一維流公式計算，面積比是非常大的。如果試驗段直徑為0. 6m，採用軸對稱噴管，當Ma =25時，喉部直徑為2.79mm。如果試驗段為0.6m×0. 6m，採用二維噴管，則喉道部分成為0.01 mm寬的細縫。採用二維噴管顯然是不合適的。所以，僅從面積比的角度來看，噴管的出口尺寸不宜過小，而試驗馬赫數範圍又不宜過寬。採用軸對稱噴管的一個不利影響是，壁面反射波集中於噴管軸線，因此當反射波偏離理論位置，對氣流會形成比較大的干擾。噴管喉部的熔化問題，仍然是很難解決的。除了採用耐高溫鋼材（如鎢鋼）外，還必須限制試驗時間，使喉部變形儘量小。另外，還需要經常更換新的喉部段。
