關(guān)于作者
中科院力學(xué)所
JF12高超聲速激波風(fēng)洞（2）
力學(xué)園地
2015年12月25日
編者按：中國科學(xué)院力學(xué)研究所的高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室（LHD）在國家重大科研裝備研制計(jì)劃的支持下，于2008年1月正式啟動了 “復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件激波風(fēng)洞” 項(xiàng)目。在姜宗林研究員的主持下，LHD的相關(guān)研究團(tuán)隊(duì)經(jīng)過數(shù)年的努力，在2012年完成了研制任務(wù)。目前該風(fēng)洞命名“JF12高超聲速激波風(fēng)洞”，并已正式運(yùn)行。本刊將陸續(xù)介紹JF12風(fēng)洞研制的背景與意義，風(fēng)洞原理與關(guān)鍵技術(shù)的突破，以及利用它開展國家重大項(xiàng)目與學(xué)科前沿研究的情況。
眾所周知，風(fēng)洞是一種氣動力學(xué)的地面試驗(yàn)設(shè)備，它采用“人造氣流+固定模型”的方式進(jìn)行各種事先設(shè)計(jì)的實(shí)驗(yàn)，以研究飛行器運(yùn)動時的氣動效應(yīng)。具體而言，它一般是采用動力裝置在管道中驅(qū)動一股可控氣流，使其流過固定在管道內(nèi)的靜止模型（放置模型的部位，一般稱之為“實(shí)驗(yàn)段”），以此來模擬實(shí)物（例如飛行器）在靜止大氣中的運(yùn)動；在模擬試驗(yàn)中，測量氣流作用在模型上的氣動性能（可以根據(jù)要求進(jìn)行測力試驗(yàn)、測壓試驗(yàn)、傳熱試驗(yàn)、振動與穩(wěn)定性試驗(yàn)等等），或者觀測模型周圍的流動現(xiàn)象；然后再依據(jù)相似理論將對于模型所得到的試驗(yàn)結(jié)果整理為可用于實(shí)物的無量綱系數(shù)。實(shí)驗(yàn)段是風(fēng)洞的核心部件，其中的氣流品質(zhì)（如均勻度、穩(wěn)定性、湍流度等）必須達(dá)到一定的指標(biāo)。圖1示出了放置著飛機(jī)模型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段內(nèi)部景象。
世界上第一座風(fēng)洞是韋納姆和布朗寧于1871年在英國建造的，它是一個兩端開口的木箱，截面45.7厘米 45.7厘米，長3.05米。美國的萊特兄弟在他們成功地進(jìn)行世界上第一次動力飛行之前，于1900年建造了一個截面為40.6厘米 40.6厘米、長1.8米的風(fēng)洞，它的來流速度為40～56.3千米/小時。以后，許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風(fēng)洞，美國航天局（NASA）的埃姆斯研究中心（Ames）有一座全尺寸低速風(fēng)洞，其最大實(shí)驗(yàn)段截面的尺寸為24.4米 36.6米。隨著航空航天事業(yè)的發(fā)展，除了尺寸增大外，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)氣流的速度也在不斷地增加，1905年世界第一座超聲速風(fēng)洞在德國建立，其實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)可達(dá)1.5。1945年德國已擁有實(shí)驗(yàn)段直徑約1米的超聲速風(fēng)洞。到了上世紀(jì)50年代，美國建成的超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段截面的尺寸已達(dá)4.88米 4.88米。第二次世界大戰(zhàn)期間，為了研究火箭導(dǎo)彈，德國便開始建造高超聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸為1米 1米，馬赫數(shù)上限為10，但它是暫沖式的，不能連續(xù)運(yùn)行。戰(zhàn)爭結(jié)束后，這座風(fēng)洞被美國繳獲，美國仿制并作了適當(dāng)修改后，一直到1961年才在阿諾德工程研究中心（AEDC）建成了最高馬赫數(shù)為12的高超聲速風(fēng)洞。
這里需要提及的另一類風(fēng)洞是激波風(fēng)洞，它是由一個激波管和連接在其后面的噴管等風(fēng)洞主要部件組成的。和普通的高超聲速風(fēng)洞相比，激波風(fēng)洞不僅能提供高速實(shí)驗(yàn)氣流，而且可以使實(shí)驗(yàn)氣流的溫度提高。按照氣動力學(xué)的術(shù)語，或者說，實(shí)驗(yàn)氣流的“焓值”很高，所以激波風(fēng)洞是一種高焓高速氣動實(shí)驗(yàn)裝置，它還有一個優(yōu)點(diǎn)是運(yùn)行成本相對低廉。目前，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)，在其中開展的實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目通常是傳熱、壓力、氣動力測量和流場顯示，特殊的測量項(xiàng)目有電子密度測量等。
大家知道，激波（也稱“沖擊波”）是氣體、液體或者固體介質(zhì)中壓力、密度或溫度在波陣面上發(fā)生突躍變化的壓縮波，在超聲速流動、爆炸等過程中都會出現(xiàn)激波。激波管則是產(chǎn)生激波并利用激波壓縮實(shí)驗(yàn)氣體以模擬所要求的工作條件的一種實(shí)驗(yàn)裝置。它通常是一根兩端封閉的柱形長管，中間有一個膜片把長管隔成兩段，分別充以能滿足實(shí)驗(yàn)?zāi)M要求的高壓驅(qū)動氣體（此段稱作“驅(qū)動段”）和低壓被驅(qū)動（實(shí)驗(yàn)）氣體（此段稱作“被驅(qū)動段”）。膜片在高壓作用下破裂后，驅(qū)動氣體膨脹，產(chǎn)生向被驅(qū)動氣體中快速運(yùn)動的激波（或者稱“主激波”），同時產(chǎn)生向驅(qū)動段傳播的膨脹波（或者稱“Taylor稀疏波”）。由于激波的壓縮作用，實(shí)驗(yàn)氣體的參數(shù)（如壓力、溫度等）會發(fā)生相應(yīng)的變化，從而得到符合模擬要求的工作條件。圖8給出膜片破裂后激波管中的氣體溫度、壓力的分布情況：A區(qū)中是被驅(qū)動段未被擾動的低壓氣體狀態(tài)；B區(qū)中是激波后方被壓縮的氣體狀態(tài)；C區(qū)中是膨脹波后方的氣體狀態(tài)；D區(qū)中是驅(qū)動段初始的高壓氣體狀態(tài)。通常把B區(qū)和C區(qū)的交界面稱作“中間面”（或者稱“接觸面”）。圖中箭頭指向相應(yīng)波陣面的運(yùn)動方向?？梢钥吹?，隨著時間t的推移，激波陣面不斷向著被驅(qū)動段的末端運(yùn)動；當(dāng)激波到達(dá)被驅(qū)動段的末端時會被壁面反射回來。由于激波等波系的運(yùn)動相當(dāng)迅速，激波壓縮后形成的實(shí)驗(yàn)氣體工作狀態(tài)只能在短暫時間（一般是毫秒即到微秒級）內(nèi)保持不變。
當(dāng)需要在實(shí)驗(yàn)氣流中放置模型時，一般是采用激波風(fēng)洞來進(jìn)行的。激波風(fēng)洞是在激波管的被驅(qū)動段后面接上噴管、實(shí)驗(yàn)段和真空段等風(fēng)洞部件，并且在激波管和噴管之間再增加一個膜片（一般稱之為“第二膜片”）。其工作過程是：風(fēng)洞啟動時，主膜片先破開，在實(shí)驗(yàn)氣體中產(chǎn)生激波；當(dāng)激波運(yùn)動到噴管入口時第二膜片被沖開，被激波壓縮后的高溫高壓實(shí)驗(yàn)氣體進(jìn)入噴管被膨脹加速，再流入實(shí)驗(yàn)段供試驗(yàn)使用。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)展緊密相關(guān)。早期的激波風(fēng)洞采用“直通型”運(yùn)行模式，即入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管，因而試驗(yàn)時間非常短，甚至不到1毫秒。由于直通型激波風(fēng)洞難以應(yīng)用，人們又發(fā)展了反射型激波風(fēng)洞（參見圖9），只要適當(dāng)選擇運(yùn)行條件，通?？梢垣@得5～25毫秒的試驗(yàn)時間。由于試驗(yàn)時間很短暫，人們也把激波風(fēng)洞稱為“脈沖型”氣動實(shí)驗(yàn)設(shè)備。
近年來，世界航天大國都投入了大量經(jīng)費(fèi)，致力提升激波風(fēng)洞的運(yùn)行指標(biāo)和結(jié)構(gòu)尺寸，以期盡可能地復(fù)現(xiàn)超高速飛行條件。這是因?yàn)槌咚倭鲃訒?dǎo)致空氣中分子的振動激發(fā)、解離、甚至電離，使得普通空氣變成一種不斷進(jìn)行著熱化學(xué)反應(yīng)的復(fù)雜介質(zhì)。一般的高超聲速風(fēng)洞只模擬馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，實(shí)驗(yàn)氣體的溫度相當(dāng)?shù)牡拖?，從而無法形成發(fā)生上述化學(xué)反應(yīng)的條件。而且，常規(guī)氣動實(shí)驗(yàn)中的縮尺模型也無法提供化學(xué)反應(yīng)的真實(shí)信息。所以“復(fù)現(xiàn)”飛行條件（即實(shí)驗(yàn)氣體要具有實(shí)際飛行狀態(tài)下的來流速度、溫度、密度和氣體組分等）成為高超聲速地面實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究的目標(biāo)。目前，國外發(fā)展了自由活塞驅(qū)動和加熱輕氣體驅(qū)動兩種方式來提高激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)氣流的焓值。圖10給出了日本研發(fā)的自由活塞驅(qū)動風(fēng)洞（HIEST）的示意，由于自由活塞不存在等速運(yùn)動區(qū)間，所以穩(wěn)定試驗(yàn)時間非常有限（一般短于2毫秒），而且它的驅(qū)動技術(shù)復(fù)雜，因而運(yùn)行成本較高。美國的卡爾斯潘研究中心（Calspan）則是利用加熱氫氣的方法發(fā)展了LENS系列（以前稱之LEG系列）激波風(fēng)洞，圖11是LENS I和II高超聲速激波風(fēng)洞的示意。其中LENS II的噴管直徑為1.55米，氣流馬赫數(shù)為6和7，試驗(yàn)時間為18～30毫秒。但是，它需要的驅(qū)動氣體量十分巨大，不僅運(yùn)行成本極高而且大量氫氣的貯存、運(yùn)輸、加熱和排放等存在諸多安全因素，這些問題大大限制了進(jìn)一步增大風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段尺寸以提高風(fēng)洞性能的可能性。
JF12激波風(fēng)洞的“身長”有265米，這樣就使其能夠提供更長的實(shí)驗(yàn)時間。一般而言，超聲速燃燒發(fā)動機(jī)需要的試驗(yàn)時間至少需要60到70毫秒，目前國外的相關(guān)風(fēng)洞大約為30毫秒，而JF12已經(jīng)能達(dá)到100毫秒。JF12風(fēng)洞噴管直徑可達(dá)2.5米，實(shí)驗(yàn)艙直徑3.5米，實(shí)驗(yàn)氣流的速度最高可達(dá)馬赫 9，溫度可達(dá)3000攝氏度左右。這些參數(shù)都明顯優(yōu)于國外的同類風(fēng)洞。之所以能達(dá)到這樣高的指標(biāo)，其中的關(guān)鍵是它采用了中科院力學(xué)所俞鴻儒院士創(chuàng)新發(fā)展的一種先進(jìn)驅(qū)動技術(shù)——爆轟驅(qū)動。圖12是在中國科學(xué)院力學(xué)研究所的錢學(xué)森工程科學(xué)基地建成的JF12爆轟驅(qū)動高焓激波風(fēng)洞。這張照片是從風(fēng)洞的中部向上游看去的，依次為爆轟驅(qū)動段、被驅(qū)動段、噴管段、試驗(yàn)段及真空段。
JF12高超聲速激波風(fēng)洞（2）
需要建什么樣的風(fēng)洞？
？眾所周知，風(fēng)洞是一種氣動力學(xué)的地面試驗(yàn)設(shè)備，它采用“人造氣流+固定模型”的方式進(jìn)行各種事先設(shè)計(jì)的實(shí)驗(yàn)，以研究飛行器運(yùn)動時的氣動效應(yīng)。具體而言，它一般是采用動力裝置在管道中驅(qū)動一股可控氣流，使其流過固定在管道內(nèi)的靜止模型（放置模型的部位，一般稱之為“實(shí)驗(yàn)段”），以此來模擬實(shí)物（例如飛行器）在靜止大氣中的運(yùn)動；在模擬試驗(yàn)中，測量氣流作用在模型上的氣動性能（可以根據(jù)要求進(jìn)行測力試驗(yàn)、測壓試驗(yàn)、傳熱試驗(yàn)、振動與穩(wěn)定性試驗(yàn)等等），或者觀測模型周圍的流動現(xiàn)象；然后再依據(jù)相似理論將對于模型所得到的試驗(yàn)結(jié)果整理為可用于實(shí)物的無量綱系數(shù)。實(shí)驗(yàn)段是風(fēng)洞的核心部件，其中的氣流品質(zhì)（如均勻度、穩(wěn)定性、湍流度等）必須達(dá)到一定的指標(biāo)。圖1示出了放置著飛機(jī)模型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段內(nèi)部景象。
圖1？ 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段
按照實(shí)驗(yàn)段氣流的速度，風(fēng)洞可分為低速風(fēng)洞（馬赫數(shù)小于0.3）、亞聲速風(fēng)洞（馬赫數(shù)在0.3到0.8之間）、跨聲速風(fēng)洞（馬赫數(shù)在0.8到1.2之間）、超聲速風(fēng)洞（馬赫數(shù)在1.5到5.0之間）和高超聲速風(fēng)洞（馬赫數(shù)大于5.0）。圖2、圖3是不同風(fēng)洞主體的結(jié)構(gòu)示意，按照運(yùn)行方式，風(fēng)洞可分為暫沖式風(fēng)洞（圖4）和連續(xù)式風(fēng)洞（圖5）兩類，前者為短時間工作的，后者可以長時間工作，而圖6則是一座連續(xù)式風(fēng)洞的外景照片。
圖2 低速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)示意
圖3 亞聲速、跨聲速、超聲速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)示意
圖4 暫沖式超聲速風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意
圖5 連續(xù)式超聲速風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意
當(dāng)然，建造風(fēng)洞（特別是大型風(fēng)洞）是相當(dāng)浩大的工程，它們的運(yùn)行和維護(hù)也是要耗費(fèi)相當(dāng)龐大的資源。下面給出兩種風(fēng)洞的實(shí)際布局圖，以期讓大家對風(fēng)洞的規(guī)模有一些概念，它們分別是三聲速風(fēng)洞（參見圖6）和暫沖式高超聲速風(fēng)洞（參見圖7）
圖6 三聲速風(fēng)洞的實(shí)際布局
圖7 暫沖式高超聲速風(fēng)洞的實(shí)際布局圖
風(fēng)洞試驗(yàn)的主要優(yōu)點(diǎn)是：試驗(yàn)條件易于控制，流動參數(shù)可以獨(dú)立改變，對靜止模型的測量方便而準(zhǔn)確，試驗(yàn)不受大氣環(huán)境變化的影響，與飛行試驗(yàn)等其它氣動力學(xué)試驗(yàn)相比較為價廉可靠。風(fēng)洞試驗(yàn)的缺點(diǎn)是：存在氣流邊界和模型支架的影響，難以滿足全部相似準(zhǔn)則。上述第一個問題可以通過數(shù)據(jù)修正等方法來克服之，而第二個問題則是一百多年來實(shí)驗(yàn)氣動力學(xué)家矢志努力的一個研究方向。世界上第一座風(fēng)洞是韋納姆和布朗寧于1871年在英國建造的，它是一個兩端開口的木箱，截面45.7厘米 45.7厘米，長3.05米。美國的萊特兄弟在他們成功地進(jìn)行世界上第一次動力飛行之前，于1900年建造了一個截面為40.6厘米 40.6厘米、長1.8米的風(fēng)洞，它的來流速度為40～56.3千米/小時。以后，許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風(fēng)洞，美國航天局（NASA）的埃姆斯研究中心（Ames）有一座全尺寸低速風(fēng)洞，其最大實(shí)驗(yàn)段截面的尺寸為24.4米 36.6米。隨著航空航天事業(yè)的發(fā)展，除了尺寸增大外，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)氣流的速度也在不斷地增加，1905年世界第一座超聲速風(fēng)洞在德國建立，其實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)可達(dá)1.5。1945年德國已擁有實(shí)驗(yàn)段直徑約1米的超聲速風(fēng)洞。到了上世紀(jì)50年代，美國建成的超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段截面的尺寸已達(dá)4.88米 4.88米。第二次世界大戰(zhàn)期間，為了研究火箭導(dǎo)彈，德國便開始建造高超聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸為1米 1米，馬赫數(shù)上限為10，但它是暫沖式的，不能連續(xù)運(yùn)行。戰(zhàn)爭結(jié)束后，這座風(fēng)洞被美國繳獲，美國仿制并作了適當(dāng)修改后，一直到1961年才在阿諾德工程研究中心（AEDC）建成了最高馬赫數(shù)為12的高超聲速風(fēng)洞。
這里需要提及的另一類風(fēng)洞是激波風(fēng)洞，它是由一個激波管和連接在其后面的噴管等風(fēng)洞主要部件組成的。和普通的高超聲速風(fēng)洞相比，激波風(fēng)洞不僅能提供高速實(shí)驗(yàn)氣流，而且可以使實(shí)驗(yàn)氣流的溫度提高。按照氣動力學(xué)的術(shù)語，或者說，實(shí)驗(yàn)氣流的“焓值”很高，所以激波風(fēng)洞是一種高焓高速氣動實(shí)驗(yàn)裝置，它還有一個優(yōu)點(diǎn)是運(yùn)行成本相對低廉。目前，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)，在其中開展的實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目通常是傳熱、壓力、氣動力測量和流場顯示，特殊的測量項(xiàng)目有電子密度測量等。
大家知道，激波（也稱“沖擊波”）是氣體、液體或者固體介質(zhì)中壓力、密度或溫度在波陣面上發(fā)生突躍變化的壓縮波，在超聲速流動、爆炸等過程中都會出現(xiàn)激波。激波管則是產(chǎn)生激波并利用激波壓縮實(shí)驗(yàn)氣體以模擬所要求的工作條件的一種實(shí)驗(yàn)裝置。它通常是一根兩端封閉的柱形長管，中間有一個膜片把長管隔成兩段，分別充以能滿足實(shí)驗(yàn)?zāi)M要求的高壓驅(qū)動氣體（此段稱作“驅(qū)動段”）和低壓被驅(qū)動（實(shí)驗(yàn)）氣體（此段稱作“被驅(qū)動段”）。膜片在高壓作用下破裂后，驅(qū)動氣體膨脹，產(chǎn)生向被驅(qū)動氣體中快速運(yùn)動的激波（或者稱“主激波”），同時產(chǎn)生向驅(qū)動段傳播的膨脹波（或者稱“Taylor稀疏波”）。由于激波的壓縮作用，實(shí)驗(yàn)氣體的參數(shù)（如壓力、溫度等）會發(fā)生相應(yīng)的變化，從而得到符合模擬要求的工作條件。圖8給出膜片破裂后激波管中的氣體溫度、壓力的分布情況：A區(qū)中是被驅(qū)動段未被擾動的低壓氣體狀態(tài)；B區(qū)中是激波后方被壓縮的氣體狀態(tài)；C區(qū)中是膨脹波后方的氣體狀態(tài)；D區(qū)中是驅(qū)動段初始的高壓氣體狀態(tài)。通常把B區(qū)和C區(qū)的交界面稱作“中間面”（或者稱“接觸面”）。圖中箭頭指向相應(yīng)波陣面的運(yùn)動方向?？梢钥吹?，隨著時間t的推移，激波陣面不斷向著被驅(qū)動段的末端運(yùn)動；當(dāng)激波到達(dá)被驅(qū)動段的末端時會被壁面反射回來。由于激波等波系的運(yùn)動相當(dāng)迅速，激波壓縮后形成的實(shí)驗(yàn)氣體工作狀態(tài)只能在短暫時間（一般是毫秒即到微秒級）內(nèi)保持不變。
圖8 膜片破裂后激波管內(nèi)氣體狀態(tài)
當(dāng)需要在實(shí)驗(yàn)氣流中放置模型時，一般是采用激波風(fēng)洞來進(jìn)行的。激波風(fēng)洞是在激波管的被驅(qū)動段后面接上噴管、實(shí)驗(yàn)段和真空段等風(fēng)洞部件，并且在激波管和噴管之間再增加一個膜片（一般稱之為“第二膜片”）。其工作過程是：風(fēng)洞啟動時，主膜片先破開，在實(shí)驗(yàn)氣體中產(chǎn)生激波；當(dāng)激波運(yùn)動到噴管入口時第二膜片被沖開，被激波壓縮后的高溫高壓實(shí)驗(yàn)氣體進(jìn)入噴管被膨脹加速，再流入實(shí)驗(yàn)段供試驗(yàn)使用。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)展緊密相關(guān)。早期的激波風(fēng)洞采用“直通型”運(yùn)行模式，即入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管，因而試驗(yàn)時間非常短，甚至不到1毫秒。由于直通型激波風(fēng)洞難以應(yīng)用，人們又發(fā)展了反射型激波風(fēng)洞（參見圖9），只要適當(dāng)選擇運(yùn)行條件，通?？梢垣@得5～25毫秒的試驗(yàn)時間。由于試驗(yàn)時間很短暫，人們也把激波風(fēng)洞稱為“脈沖型”氣動實(shí)驗(yàn)設(shè)備。
圖9 反射型式激波風(fēng)洞工作原理示意圖
近年來，世界航天大國都投入了大量經(jīng)費(fèi)，致力提升激波風(fēng)洞的運(yùn)行指標(biāo)和結(jié)構(gòu)尺寸，以期盡可能地復(fù)現(xiàn)超高速飛行條件。這是因?yàn)槌咚倭鲃訒?dǎo)致空氣中分子的振動激發(fā)、解離、甚至電離，使得普通空氣變成一種不斷進(jìn)行著熱化學(xué)反應(yīng)的復(fù)雜介質(zhì)。一般的高超聲速風(fēng)洞只模擬馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，實(shí)驗(yàn)氣體的溫度相當(dāng)?shù)牡拖?，從而無法形成發(fā)生上述化學(xué)反應(yīng)的條件。而且，常規(guī)氣動實(shí)驗(yàn)中的縮尺模型也無法提供化學(xué)反應(yīng)的真實(shí)信息。所以“復(fù)現(xiàn)”飛行條件（即實(shí)驗(yàn)氣體要具有實(shí)際飛行狀態(tài)下的來流速度、溫度、密度和氣體組分等）成為高超聲速地面實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究的目標(biāo)。目前，國外發(fā)展了自由活塞驅(qū)動和加熱輕氣體驅(qū)動兩種方式來提高激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)氣流的焓值。圖10給出了日本研發(fā)的自由活塞驅(qū)動風(fēng)洞（HIEST）的示意，由于自由活塞不存在等速運(yùn)動區(qū)間，所以穩(wěn)定試驗(yàn)時間非常有限（一般短于2毫秒），而且它的驅(qū)動技術(shù)復(fù)雜，因而運(yùn)行成本較高。美國的卡爾斯潘研究中心（Calspan）則是利用加熱氫氣的方法發(fā)展了LENS系列（以前稱之LEG系列）激波風(fēng)洞，圖11是LENS I和II高超聲速激波風(fēng)洞的示意。其中LENS II的噴管直徑為1.55米，氣流馬赫數(shù)為6和7，試驗(yàn)時間為18～30毫秒。但是，它需要的驅(qū)動氣體量十分巨大，不僅運(yùn)行成本極高而且大量氫氣的貯存、運(yùn)輸、加熱和排放等存在諸多安全因素，這些問題大大限制了進(jìn)一步增大風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段尺寸以提高風(fēng)洞性能的可能性。
圖10 日本的自由活塞驅(qū)動激波風(fēng)洞HIEST示意圖
圖11 美國的加熱輕氣體驅(qū)動激波風(fēng)洞LEG（LENS）示意圖
JF12激波風(fēng)洞的“身長”有265米，這樣就使其能夠提供更長的實(shí)驗(yàn)時間。一般而言，超聲速燃燒發(fā)動機(jī)需要的試驗(yàn)時間至少需要60到70毫秒，目前國外的相關(guān)風(fēng)洞大約為30毫秒，而JF12已經(jīng)能達(dá)到100毫秒。JF12風(fēng)洞噴管直徑可達(dá)2.5米，實(shí)驗(yàn)艙直徑3.5米，實(shí)驗(yàn)氣流的速度最高可達(dá)馬赫 9，溫度可達(dá)3000攝氏度左右。這些參數(shù)都明顯優(yōu)于國外的同類風(fēng)洞。之所以能達(dá)到這樣高的指標(biāo)，其中的關(guān)鍵是它采用了中科院力學(xué)所俞鴻儒院士創(chuàng)新發(fā)展的一種先進(jìn)驅(qū)動技術(shù)——爆轟驅(qū)動。圖12是在中國科學(xué)院力學(xué)研究所的錢學(xué)森工程科學(xué)基地建成的JF12爆轟驅(qū)動高焓激波風(fēng)洞。這張照片是從風(fēng)洞的中部向上游看去的，依次為爆轟驅(qū)動段、被驅(qū)動段、噴管段、試驗(yàn)段及真空段。
圖12 JF12爆轟驅(qū)動高焓激波風(fēng)洞部分（紅色部分為爆轟驅(qū)動段）
？正如氣動力學(xué)大師莊逢甘院士在生前所說的那樣，風(fēng)洞是飛行器的搖籃，它代表著一個國家的基礎(chǔ)研究能力。 JF12高超聲速激波風(fēng)洞的研制成功，表明了我國在高溫高速氣動力學(xué)的基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)裝備和基本試驗(yàn)技術(shù)的研究方面已經(jīng)邁入了國際先進(jìn)行列。（王柏懿撰文）