编者按：中国科学院力学研究所的高温气体动力学国家重点实验室（LHD）在国家重大科研装备研制计划的支持下，于2008年1月正式启动了？“复现高超声速飞行条件激波风洞”？项目。在姜宗林研究员的主持下，LHD的相关研究团队经过数年的努力，在2012年完成了研制任务。目前该风洞被命名为“JF12高超声速激波风洞”，并已正式运行。本刊将陆续介绍JF12风洞研制的背景与意义，风洞原理与关键技术的突破，以及利用它所开展的国家重大项目与学科前沿研究的情况。

JF12高超声速激波风洞（2）

需要建什么样的风洞

众所周知，风洞是一种气动力学的地面试验设备，它采用“人造气流+固定模型”的方式进行各种事先已经设计好的实验，以研究飞行器运动时的气动效应。具体而言，它一般采用动力装置在管道中驱动一股可控气流，使其流过固定在管道内的静止模型（放置模型的部位，一般称之为“实验段”），以此来模拟实物（例如飞行器）在静止大气中的运动；在模拟试验中，实验者将测量气流作用在模型上的气动性能（可以根据要求进行测力试验、测压试验、传热试验、振动与稳定性试验等等），或者观测模型周围的流动现象；然后再依据相似理论将由模型所得到的试验结果整理为可用于实物的无量纲系数。实验段是风洞的核心部件，其中的气流品质（如均匀度、稳定性、湍流度等）必须达到一定的指标。图1展示了放置着飞机模型的风洞实验段的内部景象。
按照实验段气流的速度，风洞可分为低速风洞（马赫数小于0.3）、亚声速风洞（马赫数在0.3到0.8之间）、跨声速风洞（马赫数在0.8到1.2之间）、超声速风洞（马赫数在1.5到5.0之间）和高超声速风洞（马赫数大于5.0）几种类型。图2、图3是不同风洞主体的结构示意图。按照运行方式，风洞可分为暂冲式风洞（图4）和连续式风洞（图5）两种类型，前者为短时间工作的风洞，后者可以长时间工作，而图6则是一座连续式风洞的外景照片。
当然，建造风洞（特别是大型风洞）是相当浩大的工程，它们的运行和维护也要耗费相当庞大的资源。下面给出两种风洞的实际布局图，以期让大家对风洞的规模有一些概念，它们分别是三声速风洞（参见图6）和暂冲式高超声速风洞（参见图7）

风洞试验的主要优点是：试验条件易于控制，流动参数可以独立改变，对静止模型的测量方便而准确，试验不受大气环境变化的影响，与飞行试验等其它气动力学试验相比更为价廉可靠。风洞试验的缺点是：存在气流边界和模型支架的影响，难以满足全部的相似准则。上述第一个问题可以通过数据修正等方法来克服，而第二个问题则是一百多年来实验气动力学家矢志努力的一个研究方向。
世界上第一座风洞是韦纳姆和布朗宁于1871年在英国建造的，它是一个两端开口的木箱，截面为45.7厘米 45.7厘米，长3.05米。美国的莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个截面为40.6厘米 40.6厘米、长1.8米的风洞，它的来流速度为40～56.3千米/小时。此后，许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞，美国航天局（NASA）的埃姆斯研究中心（Ames）有一座全尺寸低速风洞，其最大实验段截面的尺寸为24.4米 36.6米。随着航空航天事业的发展，除了尺寸增大外，风洞实验的气流速度也在不断增加，1905年世界第一座超声速风洞在德国建立，其实验马赫数可达1.5。1945年德国已拥有实验段直径约1米的超声速风洞。到了上世纪50年代，美国建成的超声速风洞实验段截面的尺寸已达4.88米 4.88米。第二次世界大战期间，为了研究火箭导弹，德国开始建造高超声速风洞，实验段尺寸为1米 1米，马赫数上限为10，但它是暂冲式的，不能连续运行。战争结束后，这座风洞被美国缴获，美国仿制并作了适当修改后，一直到1961年才在阿诺德工程研究中心（AEDC）建成了最高马赫数为12的高超声速风洞。
这里需要提及的另一类风洞是激波风洞，它是由一个激波管和连接在其后面的喷管等风洞主要部件组成的。和普通的高超声速风洞相比，激波风洞不仅能提供高速实验气流，而且可以使实验气流的温度提高。按照气动力学的术语，也可以说，实验气流的“焓值”很高，所以激波风洞是一种高焓高速的气动实验装置，它还有一个优点是运行成本相对低廉。目前，激波风洞实验已经确立为一种标准的高超声速实验技术，在其中开展的实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，特殊的测量项目则有电子密度测量等。
大家知道，激波（也称“冲击波”）是气体、液体或者固体介质中的压力、密度或温度在波阵面上发生突跃变化的压缩波，在超声速流动、爆炸等过程中都会出现激波。激波管则是产生激波并利用激波压缩实验气体以模拟所要求的工作条件的一种实验装置。它通常是一根两端封闭的柱形长管，中间有一个膜片把长管隔成两段，分别充以能满足实验模拟要求的高压驱动气体（此段称作“驱动段”）和低压被驱动（实验）气体（此段称作“被驱动段”）。膜片在高压作用下破裂后，驱动气体膨胀，产生向被驱动气体中快速运动的激波（或者称“主激波”），同时产生向驱动段传播的膨胀波（或者称“Taylor稀疏波”）。由于激波的压缩作用，实验气体的参数（如压力、温度等）会发生相应的变化，从而得到符合模拟要求的工作条件。图8给出膜片破裂后激波管中的气体温度、压力的分布情况：A区中是被驱动段未被扰动的低压气体状态；B区中是激波后方被压缩的气体状态；C区中是膨胀波后方的气体状态；D区中是驱动段初始的高压气体状态。我们通常把B区和C区的交界面称作“中间面”（或者称“接触面”）。图中箭头指向相应波阵面的运动方向。可以看到，随着时间t的推移，激波阵面不断向被驱动段的末端运动；当激波到达被驱动段的末端时会被壁面反射回来。由于激波等波系的运动相当迅速，激波压缩后形成的实验气体工作状态只能在短暂时间（一般是毫秒级到微秒级）内保持不变。
当需要在实验气流中放置模型时，一般是采用激波风洞来进行的。激波风洞是在激波管的被驱动段后面接上喷管、实