模擬高超音速飛行環境的地面實驗設備。20世紀50年代初，隨著再入飛行器的發展，急需能復現和模擬高超音速飛行環境的空氣動力學實驗設備。
基本介紹
- 中文名：超高速實驗設備
- 定義：模擬高超音速飛行環境的實驗設備
- 時期：20世紀50年代初
- 領域：再入飛行器
正文,
正文
模擬高超音速飛行環境的地面實驗設備。20世紀50年代初，隨著再入飛行器的發展，急需能復現和模擬高超音速飛行環境的空氣動力學實驗設備。但是，在高超音速飛行中，除了與低速飛行中類似的流動現象外，還將出現由高溫引起的真實氣體效應(見氣動熱力學)。為了同時完全模擬這些現象，在設備中需要有溫度達上萬度和壓力為數千兆帕(數萬大氣壓)的氣源，設備尺寸還要大得足以放下與實際飛行器一樣大的模型。實際上這是難以同時實現的。但在許多有實際意義的情況下，高超音速飛行器附近的流動可以自然地分成以流體動力學現象或以高溫物理化學現象為主的區域，從而使高超音速飛行的地面模擬問題大大簡化，即在地面實驗中難以達到的所有參數（如馬赫數、雷諾數、飛行速度、環境密度及溫度、氣體成分和飛行器尺寸等）的完全模擬分別用部分模擬來代替（見實驗空氣動力學）。超高速實驗設備種類繁多，用途各異,除各類高超音速風洞外,還有電弧加熱器、激波管、彈道靶等。高超音速風洞有暫沖型的常規高超音速風洞、低密度高超音速風洞、電弧風洞、脈衝型的激波風洞、炮風洞、熱衝風洞和長衝風洞，還有介於兩類之間的氣體活塞式風洞。各類高超音速風洞主要用於馬赫數和雷諾數的模擬，藉以研究和實驗有關流體動力學現象。
激波風洞 先利用激波壓縮實驗氣體，再利用定常膨脹方法產生高超音速實驗氣流的風洞。它由一個激波管以及連於其後的噴管、實驗段等風洞主要部件組成。激波管與噴管由膜片（通常稱第二膜片）隔開。激波管通常是由膜片(第一膜片)隔成兩段(驅動段和從動段)的一根柱形管子，分別充以滿足實驗要求的高壓驅動氣體和被驅動的低壓實驗氣體。噴管以後均被抽成真空(圖1)。它的工作過程是:風洞起動時激波管中的膜片先破開，引起驅動氣體的膨脹，產生向上游傳播的膨脹波並在實驗氣體中產生激波。當激波向下游運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，經過激波壓縮達到高溫高壓的實驗氣體進入噴管，膨脹加速後流入實驗段，供模型實驗使用。當實驗條件因波系反射或實驗氣體流完而消失時，風洞運行的有效時間也就終止。激波風洞的實驗時間極短，通常以毫秒計。50年代初至60年代中期，激波風洞主要用於模擬高溫。60年代中期以後，多用來模擬高雷諾數。早期的激波風洞只採用直通型（指入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運行技術，由於激波的運動速度很高,實驗時間又非常短暫,甚至小於1毫秒,套用受到限制。後來出現了反射型激波風洞,通常可得到5～25毫秒的實驗時間。激波風洞的實驗項目通常是傳熱、壓力、氣動力和電子密度測量及流動顯示等。激波風洞運行的最高參數是:驅動壓力約340兆帕（約3400大氣壓）；可模擬6700米/秒的飛行速度;氣流馬赫數達24；雷諾數達108的量級（當馬赫數為8時）。美國的 2.4米高超音速激波風洞和阿諾德工程發展中心(AEDC) 的“J”風洞是典型的激波風洞。中國氣動力研究和發展中心有2米直徑的激波風洞。 氣體活塞式風洞 利用高壓氣體形成的“活塞”來驅動高溫高壓實驗氣體產生高超音速實驗氣流的風洞。典型實例是美國海軍海面武器中心(NSWC)的超高速風洞。它基本上由 3個分別在馬赫數10、15和20下運行的支體組成。每一支體均有單獨的加熱器、膜片段、噴管和擴壓器,但3個支體只公用一個實驗段。在上游有公用的高壓壓縮機和貯氣驅動器系統，在它們之間有一個壓力控制閥。所有擴壓器均連線到真空球上(圖2)。風洞以氮氣為實驗氣體，以吹-吸方式運行，實驗時間至少1秒鐘。風洞的運行方式是:向加熱器中充入實驗所需要的足夠的氮氣，然後在定容條件下加壓和加熱,以達到必要的供氣條件。同時,還用壓縮機向驅動器容器中壓入氮氣，達到一定壓力（必要時還可利用容器中的加熱器對氮氣作定容加熱，以得到更高的壓力）。氣體加熱器與噴管之間用一組膜片隔開，可預先將噴管、實驗段、擴壓器和真空球抽成真空。當系統中的所有部分都達到所需條件時,吹風實驗即可開始。其過程是:破開膜片，同時開啟壓力控制閥，使較高壓力的“貯存氣體”像一個“氣體活塞”那樣驅動實驗氣體，使其流出加熱器，並經噴管進入實驗段。這座風洞的噴管出口直徑為1.52米，以此直徑為參考長度的雷諾數，在馬赫數為10、15、20時，分別為46×106、30×106、6.5×106。 激波管 產生激波並利用激波壓縮實驗氣體(樣品)以達到預定模擬要求的設備。它主要用於高溫真實氣體效應的模擬，研究再入飛行器的空氣動力學、氣體物理學和化學動力學問題。
電弧加熱器 利用電弧加熱實驗氣體產生能模擬高超音速飛行時的熱環境的設備。它主要用於模擬滯止壓力和溫度或熱流，評定再入飛行器的防熱材料和系統的性能，是解決防熱設計的最重要的實驗工具，也可用於高溫氣體動力學的研究。現代電弧加熱器的功率已達百兆瓦量級。
彈道靶 在靜止氣體中試驗高速運動模型的設備。它由配置有多種儀器的相當長的密封實驗艙(靶室)和模型發射器組成。彈道靶出現較早，18世紀時就已用於炮彈性能的研究。到了現代它已用於再入飛行器的高超音速氣動力特性研究，還可用於研究再入飛行器周圍的高溫氣體輻射和電磁波特性，評定再入飛行器防熱材料的燒蝕侵蝕性能（見高速彈頭氣動特性）。為得到更好的燒蝕侵蝕實驗結果，70年代中期又在靶室中從發射器出口起安裝特殊的軌道裝置,從而成為更新型的彈道靶-軌道系統。有代表性的美國阿諾德工程發展中心的G靶-軌道的主要性能是：靶室長305米，軌道長277米，模型速度最高為6096米/秒。
其他超高速實驗設備還有燃氣流(火箭發動機噴流)裝置、逆流裝置、 路德維希管風洞、 磁流體加速風洞、膨脹管(或膨脹管風洞)和壓縮管等。（參見彩圖） 參考書目
盧卡西維茨著，董興德譯：《高超音速實驗方法》，國防工業出版社，北京，1980。（J.Lukasiewiez，Experimental Methods of Hypersonics，Marcel Dekker,New York,1973.）
激波風洞 先利用激波壓縮實驗氣體，再利用定常膨脹方法產生高超音速實驗氣流的風洞。它由一個激波管以及連於其後的噴管、實驗段等風洞主要部件組成。激波管與噴管由膜片（通常稱第二膜片）隔開。激波管通常是由膜片(第一膜片)隔成兩段(驅動段和從動段)的一根柱形管子，分別充以滿足實驗要求的高壓驅動氣體和被驅動的低壓實驗氣體。噴管以後均被抽成真空(圖1)。它的工作過程是:風洞起動時激波管中的膜片先破開，引起驅動氣體的膨脹，產生向上游傳播的膨脹波並在實驗氣體中產生激波。當激波向下游運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，經過激波壓縮達到高溫高壓的實驗氣體進入噴管，膨脹加速後流入實驗段，供模型實驗使用。當實驗條件因波系反射或實驗氣體流完而消失時，風洞運行的有效時間也就終止。激波風洞的實驗時間極短，通常以毫秒計。50年代初至60年代中期，激波風洞主要用於模擬高溫。60年代中期以後，多用來模擬高雷諾數。早期的激波風洞只採用直通型（指入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運行技術，由於激波的運動速度很高,實驗時間又非常短暫,甚至小於1毫秒,套用受到限制。後來出現了反射型激波風洞,通常可得到5～25毫秒的實驗時間。激波風洞的實驗項目通常是傳熱、壓力、氣動力和電子密度測量及流動顯示等。激波風洞運行的最高參數是:驅動壓力約340兆帕（約3400大氣壓）；可模擬6700米/秒的飛行速度;氣流馬赫數達24；雷諾數達108的量級（當馬赫數為8時）。美國的 2.4米高超音速激波風洞和阿諾德工程發展中心(AEDC) 的“J”風洞是典型的激波風洞。中國氣動力研究和發展中心有2米直徑的激波風洞。 氣體活塞式風洞 利用高壓氣體形成的“活塞”來驅動高溫高壓實驗氣體產生高超音速實驗氣流的風洞。典型實例是美國海軍海面武器中心(NSWC)的超高速風洞。它基本上由 3個分別在馬赫數10、15和20下運行的支體組成。每一支體均有單獨的加熱器、膜片段、噴管和擴壓器,但3個支體只公用一個實驗段。在上游有公用的高壓壓縮機和貯氣驅動器系統，在它們之間有一個壓力控制閥。所有擴壓器均連線到真空球上(圖2)。風洞以氮氣為實驗氣體，以吹-吸方式運行，實驗時間至少1秒鐘。風洞的運行方式是:向加熱器中充入實驗所需要的足夠的氮氣，然後在定容條件下加壓和加熱,以達到必要的供氣條件。同時,還用壓縮機向驅動器容器中壓入氮氣，達到一定壓力（必要時還可利用容器中的加熱器對氮氣作定容加熱，以得到更高的壓力）。氣體加熱器與噴管之間用一組膜片隔開，可預先將噴管、實驗段、擴壓器和真空球抽成真空。當系統中的所有部分都達到所需條件時,吹風實驗即可開始。其過程是:破開膜片，同時開啟壓力控制閥，使較高壓力的“貯存氣體”像一個“氣體活塞”那樣驅動實驗氣體，使其流出加熱器，並經噴管進入實驗段。這座風洞的噴管出口直徑為1.52米，以此直徑為參考長度的雷諾數，在馬赫數為10、15、20時，分別為46×106、30×106、6.5×106。 激波管 產生激波並利用激波壓縮實驗氣體(樣品)以達到預定模擬要求的設備。它主要用於高溫真實氣體效應的模擬，研究再入飛行器的空氣動力學、氣體物理學和化學動力學問題。
電弧加熱器 利用電弧加熱實驗氣體產生能模擬高超音速飛行時的熱環境的設備。它主要用於模擬滯止壓力和溫度或熱流，評定再入飛行器的防熱材料和系統的性能，是解決防熱設計的最重要的實驗工具，也可用於高溫氣體動力學的研究。現代電弧加熱器的功率已達百兆瓦量級。
彈道靶 在靜止氣體中試驗高速運動模型的設備。它由配置有多種儀器的相當長的密封實驗艙(靶室)和模型發射器組成。彈道靶出現較早，18世紀時就已用於炮彈性能的研究。到了現代它已用於再入飛行器的高超音速氣動力特性研究，還可用於研究再入飛行器周圍的高溫氣體輻射和電磁波特性，評定再入飛行器防熱材料的燒蝕侵蝕性能（見高速彈頭氣動特性）。為得到更好的燒蝕侵蝕實驗結果，70年代中期又在靶室中從發射器出口起安裝特殊的軌道裝置,從而成為更新型的彈道靶-軌道系統。有代表性的美國阿諾德工程發展中心的G靶-軌道的主要性能是：靶室長305米，軌道長277米，模型速度最高為6096米/秒。
其他超高速實驗設備還有燃氣流(火箭發動機噴流)裝置、逆流裝置、 路德維希管風洞、 磁流體加速風洞、膨脹管(或膨脹管風洞)和壓縮管等。（參見彩圖） 參考書目
盧卡西維茨著，董興德譯：《高超音速實驗方法》，國防工業出版社，北京，1980。（J.Lukasiewiez，Experimental Methods of Hypersonics，Marcel Dekker,New York,1973.）
