自由射流式風洞

自由射流式（高焓）風洞是一種高超聲速推進實驗裝置，包括加熱器、超聲速噴管、實驗艙、引射器和消音塔等五個主要部分組成。採用燒氫補氧加熱方法和再生冷卻技術，保證了實驗所需的 2000K 總溫和 10s 實驗時間的要求。

基本介紹

• 中文名：自由射流式風洞
• 外文名：Free jet wind tunnel
• 類型：高超聲速推進實驗裝置
• 領域：航空航天
• 組成：實驗艙、引射器和消音塔等
• 技術：燒氫補氧加熱方法和再生冷卻技術

簡介

自由射流式（高焓）風洞是一種高超聲速推進實驗裝置，包括加熱器、超聲速噴管、實驗艙、引射器和消音塔等五個主要部分組成。採用燒氫補氧加熱方法和再生冷卻技術，保證了實驗所需的2000K總溫和10s實驗時間的要求。

背景

超燃衝壓發動機與下世代低成本、高性能先進空天飛機和先進戰略/戰術武器的研究和發展密切相關，一直是國際上航空航天大國以及軍事大國所關注的熱點。雖然這方面的研究工作已有半個世紀的歷史，但由於超燃衝壓發動機的研究工作涉及氣體動力學、化學動力學、燃燒學、可壓縮性流體力學等多學科的交叉，並且集超聲速流、湍流、激波、化學反應等複雜現象於一體，所以至今尚未有一個以超燃衝壓發動機為動力的飛行器投入使用。大多數研究工作只能依靠理論分析、數值計算和地面模擬實驗進行。

自由射流式風洞

二十世紀八十年代中葉，美國在積累了30年研究經驗的基礎上提出了NASP計畫，雖然近年國際上進行過幾次飛行實驗，但都未獲得十分滿意的結果和突破性進展。我國是國際上為數不多的航天大國之一，但在超燃衝壓發動機研究方面卻起步較晚。在863航天高技術計畫的支持下，從1994年起，開始了超聲速燃燒的機理性實驗研究。

內部組成

超燃衝壓發動機通常在馬赫數 5 以上飛行，由於高速導致進入發動機的氣流焓值升高。自由射流式風洞採用了燒氫補氧加熱方法和再生冷卻技術，保證了實驗所需的 2000K 總溫和 10s 實驗時間的要求。風洞噴管選用了二維結構，利用特徵線法，同時考慮邊界層修正，通過計算機計算得出型面結構。噴管出口尺寸為 300mm×187mm。這個尺寸來自於適合燃燒室尺寸為70mm×50mm、收縮比為4、堵塞比為 25%的超燃衝壓發動機模型實驗的考慮。馬赫數 5.8，基本相當于飛行馬赫數 7。實驗艙採用了直徑2m、長3m的圓筒，在側壁面設有 3 對觀測窗。實驗艙上半側面可用電動渦輪渦桿掀開180°，供實驗模型搬入搬出。實驗艙與艙蓋之間設有充氣橡膠管，起密封作用。風洞的排氣系統由單級中心空氣引射器和消音塔並聯構成，引射器工作壓力為2.8MPa，流量25kg/s，引射器噴管馬赫數3.8，抽吸能力在沒有二次流的情況下為4kPa。

自由射流式風洞的十二條供氣管路的流通情況由三十八個電磁閥控制，所以每一條管路的供氣開始和停止時間可由主控機程式控制。設備控制台由流量單元、時間單元和監視單元組成。流量單元通過設定各供氣管路調壓閥的壓力來設定各路氣體的流量，時間單元設定各路氣體通過和截止的時間。監視單元由主控機顯示器和五台從不同角度監視設備本身的監視器組成。主控機除控制設備運行外，還承擔採集和處理測量數據的任務。風洞設定了 244路壓力測量通道、40 路溫度測量通道和 8 路測力通道，每個通道每組數據的採集時間為50ms 左右。