[科普中国]-自由射流式风洞

简介

自由射流式（高焓）风洞是一种高超声速推进实验装置，包括加热器、超声速喷管、实验舱、引射器和消音塔等五个主要部分组成。采用烧氢补氧加热方法和再生冷却技术，保证了实验所需的2000K总温和10s实验时间的要求1。

背景超燃冲压发动机与下世代低成本、高性能先进空天飞机和先进战略/战术武器的研究和发展密切相关，一直是国际上航空航天大国以及军事大国所关注的热点。虽然这方面的研究工作已有半个世纪的历史，但由于超燃冲压发动机的研究工作涉及气体动力学、化学动力学、燃烧学、可压缩性流体力学等多学科的交叉，并且集超声速流、湍流、激波、化学反应等复杂现象于一体，所以至今尚未有一个以超燃冲压发动机为动力的飞行器投入使用。大多数研究工作只能依靠理论分析、数值计算和地面模拟实验进行。

二十世纪八十年代中叶，美国在积累了30年研究经验的基础上提出了NASP计划，虽然近年国际上进行过几次飞行实验，但都未获得十分满意的结果和突破性进展。我国是国际上为数不多的航天大国之一，但在超燃冲压发动机研究方面却起步较晚。在863航天高技术计划的支持下，从1994年起，开始了超声速燃烧的机理性实验研究。

内部组成超燃冲压发动机通常在马赫数 5 以上飞行，由于高速导致进入发动机的气流焓值升高。自由射流式风洞采用了烧氢补氧加热方法和再生冷却技术，保证了实验所需的 2000K 总温和 10s 实验时间的要求。风洞喷管选用了二维结构，利用特征线法，同时考虑边界层修正，通过计算机计算得出型面结构。喷管出口尺寸为 300mm×187mm。这个尺寸来自于适合燃烧室尺寸为70mm×50mm、收缩比为4、堵塞比为 25%的超燃冲压发动机模型实验的考虑。马赫数 5.8，基本相当于飞行马赫数 7。实验舱采用了直径2m、长3m的圆筒，在侧壁面设有 3 对观测窗。实验舱上半侧面可用电动涡轮涡杆掀开180°，供实验模型搬入搬出。实验舱与舱盖之间设有充气橡胶管，起密封作用。风洞的排气系统由单级中心空气引射器和消音塔并联构成，引射器工作压力为2.8MPa，流量25kg/s，引射器喷管马赫数3.8，抽吸能力在没有二次流的情况下为4kPa。

自由射流式风洞的十二条供气管路的流通情况由三十八个电磁阀控制，所以每一条管路的供气开始和停止时间可由主控机程序控制。设备控制台由流量单元、时间单元和监视单元组成。流量单元通过设置各供气管路调压阀的压力来设置各路气体的流量，时间单元设定各路气体通过和截止的时间。监视单元由主控机显示器和五台从不同角度监视设备本身的监视器组成。主控机除控制设备运行外，还承担采集和处理测量数据的任务。风洞设置了 244路压力测量通道、40 路温度测量通道和 8 路测力通道，每个通道每组数据的采集时间为50ms 左右。