高焓激波風洞組成

由爆轟驅動段、卸爆段、被驅動段、噴管、試驗段、真空容器及真空抽氣機等組成。試驗噴管出口直徑為500mm，錐度為7°7′的錐形噴管，喉道直徑為11mm。利用驅動段爆轟波后產生的高溫、高壓氣體作為驅動氣體，風洞可以在獲得高總焓的同時具有高總壓的試驗氣流，具有模擬高溫氣體效應的能力。大量的理論分析、試驗研究以及數值模擬為其工作原理、驅動性能及驅動的關鍵技術方面提供了可靠的依據，并且改善了試驗氣流的品質。2100433B

高焓激波風洞利用強激波將空氣加熱到很高的溫度和壓力，然后通過噴管將加熱氣源膨脹加速到設計的馬赫數。與國際上所有的高焓激波風洞類似，壓縮試驗氣體的強激波速度較高，導致高焓激波風洞流場試驗時間一般很短，僅為毫秒量級，且焓值越高，試驗時間越短，如T4自由活塞激波風洞在焓值大于15MJ/kg時，試驗時間小于1ms。另外，有效試驗時間受到噴管起動激波、反射激波/邊界層/接觸面相互作用導致的氣體污染等影響，使得風洞試驗結果數據曲線中有效區(qū)域的分辨存在較大的難度，進而影響到試驗結果的可靠性以及精度，因此確定高焓激波風洞流場的有效試驗時間成為風洞試驗的必需。

由于驅動能力或者高溫高壓氣源的限制，以及設備材料的強度束縛，目前地面上完整復現真實高超聲速飛行的來流條件和尺度仍然是一個非常有挑戰(zhàn)性的課題，地面試驗設備通常是模擬高超聲速流動的某些關鍵參數來研究與之相關的流動現象 。

高焓激波風洞以其較高的焓值，可產生模擬高超聲速飛行所需的速度及總溫條件，具有研究高溫真實氣體效應的能力。相比于其他高焓設備如激波管（試驗時間短）、彈道靶（模型尺度小）和電弧風洞（總溫不足）等，它具有不可替代的優(yōu)勢及廣泛的發(fā)展前景，是當前開展再入問題研究的有效地面試驗設備 。

利用氣流通過激波時密度突變的特性，可借助光學儀器將激波形狀顯示出來或拍攝成像。飛行器在飛行中，激波的產生和它的形狀，對飛行器空氣動力有很大影響，一些國家對高速飛行的飛行器作了大量的試驗和研究，以便采用合適外形，推遲激波產生或減小波阻。激波可使氣體壓強和溫度突然升高，因此，在氣體物理學中常利用激波來產生高溫和高壓，以研究氣體在高溫和高壓下的性質。利用固體中的激波，可使固體壓強達到幾百萬大氣壓（1大氣壓等于101325帕），用以研究固體在超高壓下的狀態(tài)。這對解決地球物理學、天體物理學和其他科學領域內的問題有重要意義。

在實際氣體中，激波是有厚度的。在只考慮氣體粘性和熱傳導作用的條件下，由理論計算可知，激波的厚度很小，與氣體分子的平均自由程同數量級。對于標準狀況下的空氣，激波厚度約為10^-5毫米。在空氣動力學中常把激波當作厚度為零的不連續(xù)面，稱為強間斷面。氣體經過激波時，速度和溫度都發(fā)生突躍變化，粘性和導熱作用很大。在氣體溫度很高，激波很強的情況下，甚至氣體的熱力學平衡狀態(tài)也會遭到破壞。這種破壞過程是不可逆過程，按熱力學第二定律，氣體的熵增加，同時有很大一部分機械能轉化為熱能，這就是所謂激波損失。在超聲速流動中，一般總會產生激波。對于作超聲速運動的飛行器，激波的出現會引起很大的阻力；對于超聲速風洞（見風洞）、進氣道和壓氣機等內流設備，在氣流由超聲速降為亞聲速時出現的激波，會降低風洞和發(fā)動機的效率。所以，減弱激波強度以減小激波損失是實際工作中的一項重要課題。

激波的計算方法大體可以分為激波捕捉和激波裝配兩種。捕捉方法無需事先知道激波位置，激波是在計算過程中自動得到的。這種方法如果沒有特殊處理，數值解會在激波附近產生非物理振蕩。盡管激波捕捉方法在過去20多年得到廣泛研究和迅速發(fā)展，但其仍存在很多問題，如精度、穩(wěn)定性等。而且這些問題很容易出現在基于非結構網格的高超聲速流動計算中。相對激波捕捉方法，激波裝配方法由于不存在這些數值問題，對其研究也是具有很大的實際意義。