[科普中国]-热风洞

简介

热风洞又称高焓高超声速风洞（见图1），或者叫特高超声速风洞，其试验段马赫数一般超过10或12。高焓高超声速风洞主要用于研究导弹、人造卫星或其他飞行器的超高马赫数飞行。在这类风洞中，不仅要模拟动力相似准则，如马赫数、雷诺数等，而且要模拟真实飞行的温度（即焓量）和与气动加热现象有关的相似准则，如比热比等。导弹或人造卫星重返大气时，头部激波后的温度可以达到6000~ 8000K的范围。这样高的温度，使空气的性质完全不同于普通温度下具有定比热的理想气体。显然，实际飞行的高温是需要模拟的。1

主要困难产生高焓高超声速气流的主要困难在于：①工作介质的温度很高，由于高焓高超声速风洞需要模拟实际飞行中的焓量，因而要求风洞气流达到很高的温度，不仅要防止特高马赫数下空气凝结，而且更要模拟实际飞行的高温。例如，飞行器在同温层Ma=10飞行时，根据等熵关系可以估计驻点温度为4600K。而风洞中如果仅为了防止空气凝结，驻点压力100个大气压的情况下，驻点温度只要加热到1100K即可。为了模拟真实飞行的高温，温度需要大大提高。就是说，高焓高超声速风洞要求高温度、大功率的加热器。②高焓高超声速风洞需要很大的压力比，风洞的压力比随马赫数增高而急剧上升。例如，当Ma=10时，按试验段正激波损失计算的压力比为328，当Ma=15时为2275。一般高焓高超声速风洞除上游备有很高压力的高压气瓶外，下游部分还设置了真空箱，用以提高压力比，真空箱的真空度可以达到10-6大气压。③高焓高超声速风洞最显著的特点是它的工作时间极为短促，为1/1000s的量级。④在特高马赫数范围，如果采用二维喷管，边界层修正也是很困难的。1

关键设计高焓高超声速风洞的喷管设计是保证试验段气流均匀的一个重要关键。目前设计这类风洞的喷管还是根据理想流公式，然后加上黏性影响的修正。产生特高马赫数气流所需要的试验段面积与喉部面积之比仍可按一维流公式计算，面积比是非常大的。如果试验段直径为0. 6m，采用轴对称喷管，当Ma =25时，喉部直径为2.79mm。如果试验段为0.6m×0. 6m，采用二维喷管，则喉道部分成为0.01 mm宽的细缝。采用二维喷管显然是不合适的。所以，仅从面积比的角度来看，喷管的出口尺寸不宜过小，而试验马赫数范围又不宜过宽。采用轴对称喷管的一个不利影响是，壁面反射波集中于喷管轴线，因此当反射波偏离理论位置，对气流会形成比较大的干扰。喷管喉部的熔化问题，仍然是很难解决的。除了采用耐高温钢材（如钨钢）外，还必须限制试验时间，使喉部变形尽量小。另外，还需要经常更换新的喉部段。1