航天中所說的風(fēng)洞什么意思，干什么用的

熱心網(wǎng)友：風(fēng)洞是能人工產(chǎn)生和控制氣流，以模擬飛行器或物體周圍氣體的流動(dòng)，并可量度氣流對物體的作用以及觀察物理現(xiàn)象的一種管道狀實(shí)驗(yàn)設(shè)備，它是進(jìn)行空氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)最常用、最有效的工具。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)是飛行器研制工作中的一個(gè)不可缺少的組成部分。它不僅在航空和航天工程的研究和發(fā)展中起著重要作用，隨著工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展，在交通運(yùn)輸、房屋建筑、風(fēng)能利用和環(huán)境保護(hù)等部門中也得到越來越廣泛的應(yīng)用。用風(fēng)洞作實(shí)驗(yàn)的依據(jù)是運(yùn)動(dòng)的相對性原理。實(shí)驗(yàn)時(shí)，常將模型或?qū)嵨锕潭ㄔ陲L(fēng)洞內(nèi)，使氣體流過模型。這種方法，流動(dòng)條件容易控制，可重復(fù)地、經(jīng)濟(jì)地取得實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。為使實(shí)驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確,實(shí)驗(yàn)時(shí)的流動(dòng)必須與實(shí)際流動(dòng)狀態(tài)相似,即必須滿足相似律的要求。但由于風(fēng)洞尺寸和動(dòng)力的限制，在一個(gè)風(fēng)洞中同時(shí)模擬所有的相似參數(shù)是很困難的，通常是按所要研究的課題，選擇一些影響最大的參數(shù)進(jìn)行模擬。此外，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段的流場品質(zhì)，如氣流速度分布均勻度、平均氣流方向偏離風(fēng)洞軸線的大小、沿風(fēng)洞軸線方向的壓力梯度、截面溫度分布的均勻度、氣流的湍流度和噪聲級(jí)等必須符合一定的標(biāo)準(zhǔn)，并定期進(jìn)行檢查測定。編輯本段風(fēng) 洞 的 組 成 風(fēng)洞主要由洞體、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和測量控制系統(tǒng)組成，各部分的形式因風(fēng)洞類型而異。編輯本段洞體 它有一個(gè)能對模型進(jìn)行必要測量和觀察的實(shí)驗(yàn)段。實(shí)驗(yàn)段上游有提高氣流勻直度、降低湍流度的穩(wěn)定段和使氣流加速到所需流速的收縮段或噴管。實(shí)驗(yàn)段下游有降低流速、減少能量損失的擴(kuò)壓段和將氣流引向風(fēng)洞外的排出段或?qū)Щ氐斤L(fēng)洞入口的回流段。有時(shí)為了降低風(fēng)洞內(nèi)外的噪聲，在穩(wěn)定段和排氣口等處裝有消聲器。編輯本段驅(qū)動(dòng)系統(tǒng) 它有兩類，一類是由可控電機(jī)組和由它帶動(dòng)的風(fēng)扇或軸流式壓縮機(jī)組成。風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)或壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)使氣流壓力增高來維持管道內(nèi)穩(wěn)定的流動(dòng)。改變風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調(diào)節(jié)氣流的速度。直流電動(dòng)機(jī)可由交直流電機(jī)組或可控硅整流設(shè)備供電。它的運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間長，運(yùn)轉(zhuǎn)費(fèi)用較低，多在低速風(fēng)洞中使用。使用這類驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的風(fēng)洞稱連續(xù)式風(fēng)洞,但隨著氣流速度增高所需的驅(qū)動(dòng)功率急劇加大,例如產(chǎn)生跨聲速氣流每平方米實(shí)驗(yàn)段面積所需功率約為4000千瓦，產(chǎn)生超聲速氣流則約為16000～40000千瓦。另一類是用小功率的壓氣機(jī)事先將空氣增壓貯存在貯氣罐中，或用真空泵把與風(fēng)洞出口管道相連的真空罐抽真空，實(shí)驗(yàn)時(shí)快速開啟閥門，使高壓空氣直接或通過引射器進(jìn)入洞體或由真空罐將空氣吸入洞體，因而有吹氣、引射、吸氣以及它們相互組合的各種形式。使用這種驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的風(fēng)洞稱為暫沖式風(fēng)洞。暫沖式風(fēng)洞建造周期短，投資少，一般[[雷諾數(shù)]]較高，它的工作時(shí)間可由幾秒到幾十秒，多用于跨聲速、超聲速和高超聲速風(fēng)洞。對于實(shí)驗(yàn)時(shí)間小于 1秒的脈沖風(fēng)洞還可通過電弧加熱器或激波來提高實(shí)驗(yàn)氣體的溫度，這樣能量消耗少，模擬參數(shù)高。編輯本段測量控制系統(tǒng) 其作用是按預(yù)定的實(shí)驗(yàn)程序，控制各種閥門、活動(dòng)部件、模型狀態(tài)和儀器儀表，并通過天平、壓力和溫度等傳感器，測量氣流參量、模型狀態(tài)和有關(guān)的物理量。隨著電子技術(shù)和計(jì)算機(jī)的發(fā)展，20世紀(jì)40年代后期開始，風(fēng)洞測控系統(tǒng)，由早期利用簡陋儀器，通過手動(dòng)和人工記錄，發(fā)展到采用電子液壓的控制系統(tǒng)、實(shí)時(shí)采集和處理的數(shù)據(jù)系統(tǒng)。編輯本段風(fēng) 洞 的 種 類 風(fēng)洞種類繁多，有不同的分類方法。按實(shí)驗(yàn)段氣流速度大小來區(qū)分，可以分為低速、高速和高超聲速風(fēng)洞。編輯本段低速風(fēng)洞 實(shí)驗(yàn)段氣流速度在130米／秒以下(馬赫數(shù)≤0.4)的風(fēng)洞。世界上第一座風(fēng)洞是F.H.韋納姆于1869～1871年在英國建造的。它是一個(gè)兩端開口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，長3.05米。美國的O.萊特和W.萊特兄弟在他們成功地進(jìn)行世界上第一次動(dòng)力飛行之前，于1900年建造了一個(gè)風(fēng)洞，截面40.6厘米×40.6厘米,長1.8米,氣流速度為40～56.3千米／小時(shí)。以后,許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風(fēng)洞?；旧嫌袃煞N形式,一種是法國人A.-G.埃菲爾設(shè)計(jì)的直流式風(fēng)洞；另一種是德國人L.普朗特設(shè)計(jì)的回流式風(fēng)洞,圖1是這兩種風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖?，F(xiàn)在世界上最大的低速風(fēng)洞是美國國家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風(fēng)洞。這個(gè)風(fēng)洞建成后又增加了一個(gè)24.4米× 36.6米的新實(shí)驗(yàn)段，風(fēng)扇電機(jī)功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。 低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段有開口(見圖1實(shí)驗(yàn)段)和閉口兩種形式,截面形狀有矩形、圓形、八角形和橢圓形等，長度視風(fēng)洞類別和實(shí)驗(yàn)對象而定。60年代以來，還發(fā)展出雙實(shí)驗(yàn)段風(fēng)洞，甚至三實(shí)驗(yàn)段風(fēng)洞。圖2為中國氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的8米(寬)×6米(高)、16米(寬)×12米(高)閉口串列雙實(shí)驗(yàn)段開路式風(fēng)洞示意圖。編輯本段風(fēng)洞介紹 風(fēng)洞就是用來產(chǎn)生人造氣流(人造風(fēng))的管道。在這種管道中能造成一段氣流均勻流動(dòng)的區(qū)域，汽車風(fēng)洞試驗(yàn)就在這段風(fēng)洞中進(jìn)行。汽車風(fēng)洞中用來產(chǎn)生強(qiáng)大氣流的風(fēng)扇是很大的，比如奔馳公司的汽車風(fēng)洞，其風(fēng)扇直徑就達(dá)8.5m，驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇的電動(dòng)功率高達(dá)4000kW，風(fēng)洞內(nèi)用來進(jìn)行實(shí)車試驗(yàn)段的空氣流速達(dá)270km／h。建造一個(gè)這樣規(guī)模的汽車風(fēng)洞往往需要耗 資數(shù)億美元，甚至10多億，而且每做一次汽車風(fēng)洞試驗(yàn)的費(fèi)用也是相當(dāng)大的。 在低速風(fēng)洞中，常用能量比Er衡量風(fēng)洞運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性。式中v0和A0分別為實(shí)驗(yàn)段氣流速度和截面積；ρ為空氣密度；η和N 分別為驅(qū)動(dòng)裝置系統(tǒng)效率和電機(jī)的輸入功率。對于閉口實(shí)驗(yàn)段風(fēng)洞Er為3～6。雷諾數(shù)Re是低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的主要模擬參數(shù)，但由于實(shí)驗(yàn)對象和項(xiàng)目不同,有時(shí)尚需模擬另一些參數(shù),在重力起作用的一些場合下（如尾旋、投放和動(dòng)力模型實(shí)驗(yàn)等）還需模擬弗勞德數(shù)Fr，在直升機(jī)實(shí)驗(yàn)中尚需模擬飛行馬赫數(shù)和旋翼翼尖馬赫數(shù)等。 低速風(fēng)洞的種類很多，除一般風(fēng)洞外，有專門研究飛機(jī)防冰和除冰的冰風(fēng)洞，研究飛機(jī)螺旋形成和改出方法的立式風(fēng)洞，研究接近飛行條件下真實(shí)飛機(jī)氣動(dòng)力性能的全尺寸風(fēng)洞，研究垂直短距起落飛機(jī)(V/STOL)和直升機(jī)氣動(dòng)特性的V/STOL風(fēng)洞，還有高雷諾數(shù)增壓風(fēng)洞等。為了研究發(fā)動(dòng)機(jī)外部噪聲，進(jìn)行動(dòng)態(tài)模型實(shí)驗(yàn)，一些風(fēng)洞作了改建以適應(yīng)聲學(xué)實(shí)驗(yàn)和動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)要求。為了開展工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)研究，除了對航空風(fēng)洞進(jìn)行改造和增加輔助設(shè)備外，各國還建造了一批專用風(fēng)洞，如模擬大氣流動(dòng)的速度剖面、湍流結(jié)構(gòu)和溫度層結(jié)的長實(shí)驗(yàn)段和最小風(fēng)速約為0.2米/秒的大氣邊界層風(fēng)洞，研究全尺寸汽車性能、模擬氣候條件的汽車風(fēng)洞，研究沙粒運(yùn)動(dòng)影響的沙風(fēng)洞等。編輯本段高速風(fēng)洞 實(shí)驗(yàn)段內(nèi)氣流馬赫數(shù)為0.4～4.5的風(fēng)洞。按馬赫數(shù)范圍劃分，高速風(fēng)洞可分為亞聲速風(fēng)洞、跨聲速風(fēng)洞和超聲速風(fēng)洞。編輯本段亞聲速風(fēng)洞 風(fēng)洞的馬赫數(shù)為0.4～0.7。結(jié)構(gòu)形式和工作原理同低速風(fēng)洞相仿，只是運(yùn)轉(zhuǎn)所需的功率比低速風(fēng)洞大一些。編輯本段跨聲速風(fēng)洞 風(fēng)洞的馬赫數(shù)為0.5～1.3。當(dāng)風(fēng)洞中氣流在實(shí)驗(yàn)段內(nèi)最小截面處達(dá)到聲速之后，即使再增大驅(qū)動(dòng)功率或壓力，實(shí)驗(yàn)段氣流的速度也不再增加，這種現(xiàn)象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實(shí)驗(yàn)只能將模型裝在飛機(jī)機(jī)翼上表面或風(fēng)洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產(chǎn)生的跨聲速區(qū)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。后來研究發(fā)現(xiàn)，實(shí)驗(yàn)段采用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實(shí)驗(yàn)段內(nèi)的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風(fēng)洞的壅塞，產(chǎn)生低超聲速流動(dòng)。這種有透氣壁的實(shí)驗(yàn)段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時(shí)的洞壁反射波系。因模型產(chǎn)生的激波，在實(shí)壁上反射為激波,而在自由邊界上反射為膨脹波,若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。為了在各種實(shí)驗(yàn)情況下有效地減弱反射波，發(fā)展出可變開閉比（開孔或開縫占實(shí)驗(yàn)段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分布的透氣壁。第一座跨聲速風(fēng)洞是美國航空咨詢委員會(huì)(NACA)在1947年建成的。它是一座開閉比為12.5％、實(shí)驗(yàn)段直徑為 308.4毫米的開縫壁風(fēng)洞。此后跨聲速風(fēng)洞發(fā)展很快，到50年代就已建設(shè)了一大批實(shí)驗(yàn)段口徑大于1米的模型實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞。編輯本段超聲速風(fēng)洞 洞內(nèi)氣流馬赫數(shù)為1.5～4.5的風(fēng)洞。風(fēng)洞中氣流在進(jìn)入實(shí)驗(yàn)段前經(jīng)過一個(gè)拉瓦爾管而達(dá)到超聲速。只要噴管前后壓力比足夠大，實(shí)驗(yàn)段內(nèi)氣流的速度只取決于實(shí)驗(yàn)段截面積對噴管喉道截面積之比。通常采用由兩個(gè)平面?zhèn)缺诤蛢蓚€(gè)型面組成的二維噴管。噴管的構(gòu)造型式有多種,例如:兩側(cè)壁和兩個(gè)型面裝配成一個(gè)剛性半永久性組合件并直接與洞體連接的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側(cè)壁組成噴管，并將噴管箱與洞體連接而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構(gòu)成噴管型面，且柔性板的型面可進(jìn)行調(diào)節(jié)的柔壁噴管（圖3）。實(shí)驗(yàn)段下游的超聲速擴(kuò)壓器由收縮段、第二喉道和擴(kuò)散段組成(圖4),通過喉道面積變化使超聲速流動(dòng)經(jīng)過較弱的激波系變?yōu)閬喡曀倭鲃?dòng)，以減小流動(dòng)的總壓損失。第一座超聲速風(fēng)洞是普朗特于1905年在德國格丁根建造的,實(shí)驗(yàn)馬數(shù)可達(dá)到1.5。1920年A.布澤曼改進(jìn)了噴管設(shè)計(jì),得到了均勻超聲速流場。1945年德國已擁有實(shí)驗(yàn)段直徑約 1米的超聲速風(fēng)洞。50年代，世界上出現(xiàn)了一批供飛行器模型實(shí)驗(yàn)的超聲速風(fēng)洞，其中最大的是美國的4.88米×4.88米的超聲速風(fēng)洞。 現(xiàn)在建設(shè)的許多風(fēng)洞，往往突破了上述亞聲速、跨聲速和超聲速單一速度的范圍，可以在一個(gè)風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行亞聲速、跨聲速和超聲速實(shí)驗(yàn)。這種風(fēng)洞稱為三聲速風(fēng)洞。中國氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的1.2米×1.2米跨聲速、超聲速風(fēng)洞（圖5）是一座三聲速風(fēng)洞。 60年代以來，提高風(fēng)洞的雷諾數(shù)受到普遍重視?？缏曀亠L(fēng)洞的模型實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)通常小于1×109，大型飛行器研制需要建造雷諾數(shù)更高（例如大于4×109）的跨聲速風(fēng)洞,因而出現(xiàn)了增高駐點(diǎn)壓力的路德維格管風(fēng)洞,用噴注液氮降低實(shí)驗(yàn)氣體溫度、提高雷諾數(shù)的低溫風(fēng)洞等新型風(fēng)洞。低溫風(fēng)洞具有獨(dú)立改變馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和動(dòng)壓的能力，因此發(fā)展很快。編輯本段高超聲速風(fēng)洞 馬赫數(shù)大于 5的超聲速風(fēng)洞。主要用于導(dǎo)彈、人造衛(wèi)星、航天飛機(jī)的模型實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目通常有氣動(dòng)力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動(dòng)穩(wěn)定性、低熔點(diǎn)模型燒蝕、質(zhì)量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風(fēng)洞主要有常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、低密度風(fēng)洞、激波風(fēng)洞、熱沖風(fēng)洞等形式。編輯本段常規(guī)高超聲速風(fēng)洞 它是在超聲速風(fēng)洞的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。圖6為高超聲速風(fēng)洞示意圖。圖7為一座實(shí)驗(yàn)段直徑為0.5米的暫沖式高超聲速風(fēng)洞照片。 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的運(yùn)行原理與超聲速風(fēng)洞相似，主要差別在于前者須給氣體加熱。因?yàn)樵诮o定的穩(wěn)定段溫度下，實(shí)驗(yàn)段氣流靜溫隨馬赫數(shù)增加而降低，以致實(shí)驗(yàn)段氣流會(huì)出現(xiàn)液化。實(shí)際上，由于氣流膨脹過程很快，在某些實(shí)驗(yàn)條件下,存在不同程度的過飽和度。所以,實(shí)際使用的穩(wěn)定段溫度可比根據(jù)空氣飽和曲線得到的溫度低。根據(jù)不同的穩(wěn)定段溫度，對實(shí)驗(yàn)氣體采用不同的加熱方法。在通常情況下，氣體燃燒加熱器加熱溫度可達(dá)750開；鎳鉻電阻加熱器可達(dá)1000開;鐵鉻鋁電阻加熱器可達(dá)1450開；氧化鋁卵石床加熱器可達(dá)1670開；氧化鋯卵石床加熱器可達(dá)2500開；以高純度氮?dú)鉃閷?shí)驗(yàn)氣體的鎢電阻加熱器可達(dá)2200開；石墨電阻加熱器可達(dá)2800開。早期常規(guī)高超聲速風(fēng)洞常采用二維噴管。在高馬赫數(shù)條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩(wěn)定，邊界層分布也非常不均勻，都會(huì)影響氣流均勻性。所以，后期大多數(shù)高超聲速風(fēng)洞安裝了錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易,但產(chǎn)生錐型流場,所以后來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數(shù)大于 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的典型氣動(dòng)性能以實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)和單位雷諾數(shù)來表征。以空氣作實(shí)驗(yàn)氣體的典型風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)為5～14,每米雷諾數(shù)的量級(jí)為3×106。為進(jìn)一步提高實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，采用凝結(jié)溫度極低（4 開）的氦氣作實(shí)驗(yàn)氣體，在室溫下馬赫數(shù)可達(dá)到25；加熱到1000開時(shí)馬赫數(shù)可達(dá)到42。 世界上第一座常規(guī)高超聲速風(fēng)洞是德國在第二次世界大戰(zhàn)時(shí)建造的。這是一座暫沖式風(fēng)洞。馬赫數(shù)上限為10，實(shí)驗(yàn)段尺寸為1米×1米。德國戰(zhàn)敗，風(fēng)洞未能完全建成。戰(zhàn)后，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，少數(shù)為連續(xù)式，大多為暫沖式。編輯本段低密度風(fēng)洞 形成稀薄(低密度)氣體流動(dòng)的高超聲速風(fēng)洞。它為研制航天器提供高空飛行的氣動(dòng)環(huán)境，也是研究稀薄氣體動(dòng)力學(xué)的實(shí)驗(yàn)工具。低密度風(fēng)洞主要進(jìn)行滑移流態(tài)和過渡流態(tài)下的實(shí)驗(yàn)，主要模擬克努曾數(shù)、馬赫數(shù)、物面平均溫度和滯止溫度（氣體速度變成零時(shí)的溫度）之比（約為0.06～1）等參數(shù),以及高溫低壓下的真實(shí)氣體效應(yīng)。低密度風(fēng)洞的原理和結(jié)構(gòu)同常規(guī)高超聲速風(fēng)洞相仿。同常規(guī)高超聲速風(fēng)洞相比，它有以下特點(diǎn)：穩(wěn)定段壓力和實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽缇^常規(guī)高超聲速風(fēng)洞成量級(jí)地減小；具有龐大的真空抽氣系統(tǒng)和優(yōu)良的風(fēng)洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦爾管或小孔自由射流實(shí)驗(yàn)技術(shù)，以解決由于低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)而引起的噴管邊界層加厚問題，從而能在更大的克努曾數(shù)下獲得供實(shí)驗(yàn)用的、足夠尺寸的稀薄氣流區(qū)域；在相同的馬赫數(shù)下預(yù)防工作氣體液化的加熱要求較一般高超聲速風(fēng)洞為低。但在低密度風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，由于氣流密度小，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽缧。阅Ｐ偷臍鈩?dòng)力、熱、壓力等均甚微弱，測量技術(shù)難度大。電磁懸掛天平、電子束裝置等非接觸測量技術(shù)已用于有關(guān)測量。圖8為低密度風(fēng)洞示意圖。 激波風(fēng)洞 利用激波壓縮實(shí)驗(yàn)氣體，再用定常膨脹方法產(chǎn)生高超聲速實(shí)驗(yàn)氣流的風(fēng)洞。它由一個(gè)激波管和連接在它后面的噴管等風(fēng)洞主要部件組成。在激波管和噴管之間用膜片（第二膜片）隔開，噴管后面被抽成真空。圖9為反射型激波風(fēng)洞原理示意圖。激波風(fēng)洞的工作過程是：風(fēng)洞啟動(dòng)時(shí)主膜片先破開，引起驅(qū)動(dòng)氣體的膨脹，產(chǎn)生向上游傳播的膨脹波，并在實(shí)驗(yàn)氣體中產(chǎn)生激波。當(dāng)此激波向下游運(yùn)動(dòng)達(dá)到噴管入口處時(shí)，第二膜片被沖開，因而經(jīng)過激波壓縮達(dá)到高溫高壓的實(shí)驗(yàn)氣體即進(jìn)入噴管膨脹加速，流入實(shí)驗(yàn)段供實(shí)驗(yàn)使用。當(dāng)實(shí)驗(yàn)條件由于波系反射或?qū)嶒?yàn)氣體流完而遭到破壞時(shí)，實(shí)驗(yàn)就結(jié)束。激波風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)時(shí)間短，通常以毫秒計(jì)。激波風(fēng)洞的名稱是赫茲伯格于1951年提出的。它的發(fā)展與中、遠(yuǎn)程導(dǎo)彈和航天器的發(fā)展密切相關(guān)。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超聲速飛行中出現(xiàn)的高溫真實(shí)氣體效應(yīng)，激波風(fēng)洞主要用于模擬高溫條件。60年代中期以后，由于需要戰(zhàn)略彈頭在低空作機(jī)動(dòng)飛行，它即轉(zhuǎn)向于模擬高雷諾數(shù)，并于1971年首先實(shí)現(xiàn)了這種模擬的運(yùn)行。早期的激波風(fēng)洞采用直通型（入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運(yùn)行，因而實(shí)驗(yàn)時(shí)間非常短（甚至短于1毫秒）,難以應(yīng)用，因此又發(fā)展出反射型激波風(fēng)洞。這種風(fēng)洞有不同的運(yùn)行方法，如適當(dāng)選擇運(yùn)行條件,通?？扇〉?～25毫秒的實(shí)驗(yàn)時(shí)間。激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)已確立為一種標(biāo)準(zhǔn)的高超聲速實(shí)驗(yàn)技術(shù)，并已成為高超聲速氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的主要來源。實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目通常是傳熱、壓力、氣動(dòng)力測量和流場顯示，此外還有電子密度測量等特殊項(xiàng)目。現(xiàn)有激波風(fēng)洞運(yùn)行的最高參數(shù)是:驅(qū)動(dòng)壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等于101325帕）；可以模擬 6.7千米／秒的飛行速度；氣流馬赫數(shù)達(dá)24；雷諾數(shù)達(dá)108（當(dāng)馬赫數(shù)為8時(shí)）。編輯本段熱沖風(fēng)洞 利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實(shí)驗(yàn)氣體，產(chǎn)生高超聲速氣流的風(fēng)洞。基本結(jié)構(gòu)如圖10所示。運(yùn)行前儲(chǔ)能裝置儲(chǔ)存電能，弧室充入一定壓力的氣體，膜片下游各部位被抽吸到真空狀態(tài)(一般不低于105帕)。運(yùn)行時(shí),儲(chǔ)存的電能以千分之一毫秒到幾十毫秒的時(shí)間在弧室內(nèi)通過電弧放電釋放，以加熱和壓縮氣體;當(dāng)弧室中壓力升高到某個(gè)預(yù)定值時(shí),膜片被沖破;氣體經(jīng)過噴管膨脹加速,在實(shí)驗(yàn)段中形成高超聲速氣流；然后通過擴(kuò)壓器排入真空箱內(nèi)。與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)洞不同，熱沖風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)氣流是準(zhǔn)定常流動(dòng)(見非定常流動(dòng)),實(shí)驗(yàn)時(shí)間約20～200毫秒；實(shí)驗(yàn)過程中弧室氣體壓力和溫度取決于實(shí)驗(yàn)條件和時(shí)間，與高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)洞相比大約要低10～50％。所以要瞬時(shí)、同步地測量實(shí)驗(yàn)過程中實(shí)驗(yàn)段的氣流參量和模型上的氣動(dòng)力特性，并采用一套專門的數(shù)據(jù)處理技術(shù)。熱沖風(fēng)洞的研制開始于20世紀(jì)50年代初，略后于激波風(fēng)洞。原來是要利用火花放電得到一個(gè)高性能的激波管驅(qū)動(dòng)段，后來就演變成熱沖風(fēng)洞?！盁釠_”這個(gè)詞是 R.W.佩里于1958年提出來的。 熱沖風(fēng)洞的一個(gè)技術(shù)關(guān)鍵是將材料燒損和氣體污染減少到可接受的程度。采取的措施有：以氮?dú)獯婵諝庾鳛閷?shí)驗(yàn)氣體;減小暴露在熱氣體中的弧室絕緣面積;合理設(shè)計(jì)析出材料燒損生成微粒的電極和喉道擋板結(jié)構(gòu)；適當(dāng)選取引弧用的熔斷絲；限制風(fēng)洞在弧室氣體溫度低于4000開下運(yùn)行等。熱沖風(fēng)洞的儲(chǔ)能裝置有電容和電感兩種方式。前者常用于儲(chǔ)存10兆焦耳以下的能量，后者多用于儲(chǔ)存5～100兆焦耳的能量。還有一種方式是電網(wǎng)直接供電，其能量一般為10兆焦耳量級(jí)，不同的電能利用方式要求有相應(yīng)的充電放電系統(tǒng)。熱沖風(fēng)洞的模擬范圍一般可以達(dá)到：馬赫數(shù) 8～22，每米雷諾數(shù)1×105～2×108。長達(dá)上百毫秒的實(shí)驗(yàn)時(shí)間，不僅使它一次運(yùn)行能夠完成模型的全部攻角的靜態(tài)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，而且可以進(jìn)行風(fēng)洞的動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)，測量動(dòng)穩(wěn)定性，以及采用空氣作實(shí)驗(yàn)氣體（溫度一般在3000開以下）進(jìn)行高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)。 除上述風(fēng)洞外，高超聲速風(fēng)洞還有氮?dú)怙L(fēng)洞、氦氣風(fēng)洞、炮風(fēng)洞（輕活塞風(fēng)洞）、長沖風(fēng)洞(重活塞風(fēng)洞)、氣體活塞風(fēng)洞、膨脹風(fēng)洞和高超聲速路德維格管風(fēng)洞等。 產(chǎn)生人工氣流并能觀測氣流或氣流與物體之間相互作用的管道裝置。風(fēng)洞是空氣動(dòng)力學(xué)研究和試驗(yàn)中最廣泛使用的工具。它的產(chǎn)生和發(fā)展是同航空航天科學(xué)的發(fā)展緊密相關(guān)的。風(fēng)洞廣泛用于研究空氣動(dòng)力學(xué)的基本規(guī)律,以驗(yàn)證和發(fā)展有關(guān)理論,并直接為各種飛行器的研制服務(wù)，通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)來確定飛行器的氣動(dòng)布局和評(píng)估其氣動(dòng)性能?，F(xiàn)代飛行器的設(shè)計(jì)對風(fēng)洞的依賴性很大。例如50年代美國B-52型轟炸機(jī)的研制,曾進(jìn)行了約10000小時(shí)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，而80年代第一架航天飛機(jī)的研制則進(jìn)行了約100000小時(shí)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。 設(shè)計(jì)新的飛行器必須經(jīng)過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞中的氣流需要有不同的流速和不同的密度，甚至不同的溫度，才能模擬各種飛行器的真實(shí)飛行狀態(tài)。風(fēng)洞中的氣流速度一般用實(shí)驗(yàn)氣流的馬赫數(shù)(M數(shù))來衡量。風(fēng)洞一般根據(jù)流速的范圍分類：M＜0.3的風(fēng)洞稱為低速風(fēng)洞,這時(shí)氣流中的空氣密度幾乎無變化；在 0.3＜M＜0.8 范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為亞音速風(fēng)洞，這時(shí)氣流的密度在流動(dòng)中已有所變化； 0.8＜M＜1.2 范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為跨音速風(fēng)洞；1.2＜M＜5范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為超音速風(fēng)洞;M≥5的風(fēng)洞稱為高超音速風(fēng)洞。風(fēng)洞也可按用途、結(jié)構(gòu)型式、實(shí)驗(yàn)時(shí)間等分類。編輯本段低速風(fēng)洞