[拼音]：chaogaosu shiyan shebei

[外文]：hypervelocity experimentalfacility

模拟高超音速飞行环境的地面实验设备。20世纪50年代初，随着再入飞行器的发展，急需能复现和模拟高超音速飞行环境的空气动力学实验设备。但是，在高超音速飞行中，除了与低速飞行中类似的流动现象外，还将出现由高温引起的真实气体效应(见气动热力学)。为了同时完全模拟这些现象，在设备中需要有温度达上万度和压力为数千兆帕(数万大气压)的气源，设备尺寸还要大得足以放下与实际飞行器一样大的模型。实际上这是难以同时实现的。但在许多有实际意义的情况下，高超音速飞行器附近的流动可以自然地分成以流体动力学现象或以高温物理化学现象为主的区域，从而使高超音速飞行的地面模拟问题大大简化，即在地面实验中难以达到的所有参数（如马赫数、雷诺数、飞行速度、环境密度及温度、气体成分和飞行器尺寸等）的完全模拟分别用部分模拟来代替（见实验空气动力学）。超高速实验设备种类繁多，用途各异，除各类高超音速风洞外，还有电弧加热器、激波管、弹道靶等。高超音速风洞有暂冲型的常规高超音速风洞、低密度高超音速风洞、电弧风洞、脉冲型的激波风洞、 风洞、热冲风洞和长冲风洞，还有介于两类之间的气体塞式风洞。各类高超音速风洞主要用于马赫数和雷诺数的模拟，借以研究和实验有关流体动力学现象。

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。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(首先膜片)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(图1)。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。50年代初至60年代中期，激波风洞主要用于模拟高温。60年代中期以后，多用来模拟高雷诺数。早期的激波风洞只采用直通型（指入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管）运行技术，由于激波的运动速度很高，实验时间又非常短暂，甚至小于1毫秒，应用受到限制。后来出现了反射型激波风洞，通常可得到5～25毫秒的实验时间。激波风洞的实验项目通常是传热、压力、气动力和电子密度测量及流动显示等。激波风洞运行的很高参数是:驱动压力约340兆帕（约3400大气压）；可模拟6700米/秒的飞行速度;气流马赫数达24；雷诺数达108的量级（当马赫数为8时）。美国的 2.4米高超音速激波风洞和阿诺德工程发展中心(AEDC) 的“J”风洞是典型的激波风洞。我国气动力研究和发展中心有2米直径的激波风洞。

利用高压气体形成的“塞”来驱动高温高压实验气体产生高超音速实验气流的风洞。典型实例是美国海军海面武器中心(NSWC)的超高速风洞。它基本上由 3个分别在马赫数10、15和20下运行的支体组成。每一支体均有单独的加热器、膜片段、喷管和扩压器，但3个支体只公用一个实验段。在上游有公用的高压压缩机和贮气驱动器系统，在它们之间有一个压力控制阀。所有扩压器均连接到真空球上(图2)。风洞以氮气为实验气体，以吹-吸方式运行，实验时间至少1秒钟。风洞的运行方式是:向加热器中充入实验所需要的足够的氮气，然后在定容条件下加压和加热，以达到必要的供气条件。同时，还用压缩机向驱动器容器中压入氮气，达到一定压力（必要时还可利用容器中的加热器对氮气作定容加热，以得到更高的压力）。气体加热器与喷管之间用一组膜片隔开，可预先将喷管、实验段、扩压器和真空球抽成真空。当系统中的所有部分都达到所需条件时，吹风实验即可开始。其过程是:破开膜片，同时开启压力控制阀，使较高压力的“贮存气体”像一个“气体塞”那样驱动实验气体，使其流出加热器，并经喷管进入实验段。这座风洞的喷管出口直径为1.52米，以此直径为参考长度的雷诺数，在马赫数为10、15、20时，分别为46×106、30×106、6.5×106。

产生激波并利用激波压缩实验气体(样品)以达到预定模拟要求的设备。它主要用于高温真实气体效应的模拟，研究再入飞行器的空气动力学、气体物理学和化学动力学问题。

利用电弧加热实验气体产生能模拟高超音速飞行时的热环境的设备。它主要用于模拟滞止压力和温度或热流，评定再入飞行器的防热材料和系统的 能，是解决防热设计的最重要的实验工具，也可用于高温气体动力学的研究。现代电弧加热器的功率已达百兆瓦量级。

在静止气体中试验高速运动模型的设备。它由配置有多种仪器的相当长的密封实验舱(靶室)和模型发射器组成。弹道靶出现较早，18世纪时就已用于 弹 能的研究。到了现代它已用于再入飞行器的高超音速气动力特 研究，还可用于研究再入飞行器周围的高温气体辐射和电磁波特 ，评定再入飞行器防热材料的烧蚀侵蚀 能（见高速弹头气动特 ）。为得到更好的烧蚀侵蚀实验结果，70年代中期又在靶室中从发射器出口起安装特殊的轨道装置，从而成为更新型的弹道靶-轨道系统。有代表 的美国阿诺德工程发展中心的G靶-轨道的主要 能是：靶室长305米，轨道长277米，模型速度很高为6096米/秒。

其他超高速实验设备还有燃气流(火箭发动机喷流)装置、逆流装置、 路德维希管风洞、 磁流体加速风洞、膨胀管(或膨胀管风洞)和压缩管等。（参见彩图）

参考书目

卢卡西维茨著，董兴德译：《高超音速实验方法》，国防工业出版社，北京，1980。（J.Lukasiewiez，Experimental Methods of Hypersonics， Marcel Dekker，New York，1973.）

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