摘要 简述了美国超燃冲压发动机的发展历程，介绍了各时期主要型号的研发中Langley中心的五个超燃冲压发动机试验台承担的任务。给出了各试验台的原理、主要结构、基本参数和模拟范围，说明了试验台模拟范围的限制因素。
1 美国超燃冲压发动机研究概述
总体而言，地面实验装备是服务于型号装备的研制需求的，关键型号任务往往是推动装备发展的主要动力。理清高超声速吸气式推进系统的演变历程有助于理解地面实验装备的发展脉络，下面首先简要介绍超燃冲压发动机发展史。
冲压发动机和火箭发动机几乎同时起步，但火箭发动机很快就在导弹和火箭上得到了广泛的应用，而冲压发动机则长期处于边缘位置，资金投入与火箭发动机不可同日而语。直到20世纪60年代，超燃冲压发动机才第一次迎来了热潮。这次热潮以“高超声速研究发动机”(Hypersonic Research Engine，HRE)为标识，Langley的团队正是从这一项目开始逐步成为了超燃冲压研究领域的主力，而在此之前，长期占据主导地位的是美国空军的研发机构。
HRE项目是NASA提出的， Garrett AiResearch公司的HRE方案凭借“最小、最简单、最容易冷却”的优点脱颖而出，赢得了NASA的研发合同。当时X-15验证机已经取得了巨大的成功，北美航空公司试图将其发展为高超声速飞行验证平台。HRE项目恰好为平台提供了试验载荷，于是在没有实体发动机的情况下，X-15率先搭载HRE模型进行了飞行试验。结果在飞到6.72马赫时发动机模型的头激波导致了严重的气动加热，模型发动机和挂架严重损坏。
这起飞行事故让研究人员们意识到气动热环境和热结构问题的复杂性，随后HRE沿两个方向展开地面实验研究，其中Langley负责的是“结构组件模型”(SAM)研究，主要是利用Langley的8英尺高温风洞对飞行重量的氢冷发动机结构进行实验，解决热载荷的承受能力问题。高温模拟能力和大尺度是8英尺高温风洞能够胜任的决定性因素，详细参数见下文。
飞行事故还导致了HRE的飞行试验计划流产，第一波超燃冲压发动机高潮逐渐衰退。到70年代中期，美国的大型推进系统实验装备(军械航空物理实验室、Marquardt实验室、NASA Lewis中心高超声速实验台、空军阿诺德工程发展中心的气动和推进测试单元)或是拆卸、或是封存，即便能够运行的也因试验费用过于昂贵而无法整日运转。两次高潮中间高超声速实验装备发展较为缓慢，一些实验台闲置，NASA Lewis研究中心Plum Brook实验站的高超声速风洞设备(Hypersonic Tunnel Facility，HTF)闲置长达13年。这一阶段Langley成为了超燃冲压发动机研发的主要研制单位。
60年代的研究发现要获得足够的推力，超燃冲压发动机的尺寸将非常庞大，不适宜悬挂在机身下方。于是，将发动机与机身融合，利用机身作为进气道和尾喷管的一部分成为了基本的布局方式，推进-机身一体化成为NASA的重点研究方向。Langley先后推出了3-支板发动机、无支板参量发动机、台阶支板参量发动机三种方案，进行了大量地面实验。
图 1 1976年~1987年Langley中心的超燃冲压发动机构型
3-支板矩形发动机(3-Strut Rectangular Engine)是一体化的第一波探索，最早进行了地面实验(1978年~1988年)，图 1(a)。矩形流道是为了与机身融合，楔形支板是为了提升进气道压缩能力，从而缩短进气道长度，为后面燃油喷注腾出空间。实验主要是在Langley的燃烧加热超燃实验台(CHSTF)和电弧加热超燃实验台(AHSTF)上进行的。地面实验主要集中在4马赫和7马赫两个工况上，前者总温较低，燃烧风洞可以满足要求，故主要由CHSTF承担实验任务;后者需要的总温较高，在电弧加热风洞内完成。考虑到试验时间较短，模型发动机采用了热沉的方式，4马赫实验的模型用镍-200制造，7马赫的模型材料为热容更大的无氧铜。试验用的缩比模型宽152mm，高203mm，长度在1524~1778mm之间。为了使缩比实验中的雷诺数与全尺寸发动机相同，实验台需要提供更高的来流总压。Langley的实验台无法提供足够的总压，于是通过提高流速来提高雷诺数。高流速导致空气在发动机内的驻留时间非常短。压力低和驻留时间短暂导致了点火困难，为了强化点火和火焰稳定能力，Langley经常使用SiH4+4H2来辅助点火。
3-支板发动机之后，Langley又对无支板参量发动机(Strutless Parametric Engine)展开了实验研究，这个新模型去掉了进气道上的三个支板，转而单纯依赖侧壁面的楔角对来流进行压缩。侧壁面可以内外移动来改变进气道收缩比，还可以在隔离段和燃烧室构造出后向台阶，如图 1(b)。这种可变结构能够对参量进行大范围的实验，所以该模型被称为“无支板参量发动机”。无支板模型使用铜作为热沉材料，模型宽152mm，高178mm，长1,829mm。这个模型进行了大量的地面实验，其中CHSTF承担了4马赫和5.5马赫的实验任务;AHSTF则进行5.5马赫与7马赫的模拟。
台阶支板参量发动机(Step-Strut Parametric Engine)是无支板参量发动机的变体，它将无支板发动机的进气道侧壁前缘从后掠改为了无后掠，并在进气道中线上设置了一个阶梯式后掠前缘的支板，如图 1(c)。这两种进气道设计都是为了使气流向唇口方向偏转。在无支板参量发动机中，这种偏转是利用一道强激波实现的，这道激波与唇口边界层相互作用会导致流动分离，降低了进气道的来流捕获效率和流动均匀性。为了避免强激波导致的流动分离，台阶支板参量发动机利用支板上的多个台阶形成若干道强度较弱的激波来压缩来流，从而获得更好的进气道性能。此外，支板的存在还有利于向更窄的燃烧室流道喷注燃料，从而提高燃料与空气的掺混和燃烧效率。
20世纪70~80年代，Langley中心在推进-机身一体化方面积累了丰富的经验，为NASP计划提供了雄厚的技术储备。Langley在一体化方面的工作综述详见文献[9]。
图 2 NASP跨大气层飞行想象图(作者James Schultz)
90年代里根政府发起的“国家空天飞机计划”(National AeroSpace Plane Program)掀起了超燃冲压发动机技术的第二次高潮。NASP计划的第一个发动机方案是“政府基础发动机”(Government Baseline Engine)，通用应用科学实验室(GASL)负责对该方案的第一个试验模型进行测试，第二个模型则在Langley的CHSTF进行4马赫实验。1990年NASP计划的承包商组队竞标，对多个小的缩比模型进行实验之后，“承包商验证发动机”(Contrator Demonstration Engine)的大尺寸模型在Langley的8英尺高温风洞进行了6.8马赫的模拟实验。1994年，NASP计划中止，飞行试验最终落空，超燃冲压发动机研究再次进入低潮期。
NASP项目中止后，当时高超声速推进领域的研究人员普遍希望开展飞行试验。于是Langley中心联合Dryden中心提出了Hyper-X计划(即X-43A)。Langley中心的8英尺高温风洞、电弧加热超燃实验台和HYPULSE脉冲风洞都参与了Hyper-X的地面实验，此外Calspan公司的LENS I风洞也提供了支持。
图 3 Hyper-X三视图
Langley中心作为高超声速吸气式推进系统研究的重镇，几乎参与了美国所有重要的超燃冲压发动机项目。图 4展示了1958年以来Langley参与过的若干重要项目。图中上部给出了超燃冲压发动机领域的相关技术问题，中间是各个项目的持续时间，下部列出了Langley参与的各个项目和使用的实验设备。
2 Langley超燃地面实验装备概述
图 5 不同发动机性能随飞行工况的变化
发动机的实际需求是地面实验装备建设的出发点。图 5给出了各种类型发动机的性能随飞行参数的变化关系。图中横轴是飞行马赫数，纵轴是发动机比冲，即单位质量的推进剂(或燃料)产生的冲量。深色区域为氢燃料，浅色区域为碳氢燃料。氢燃料的比冲比碳氢燃料高得多，但实际应用中除了火箭发动机之外没有其它发动机使用氢，原因主要是液氢需要低温存储，而且密度太低。吸气式发动机如果使用氢燃料，其体积将会非常庞大，由此导致飞行器的阻力和储箱重量急剧增加，反而不如碳氢燃料实用。
图 6 典型吸气式发动机的飞行走廊
目前Langley的发动机实验能力主要集中在4~10马赫，因为超燃冲压发动机在5~10马赫范围内工作性能上比较划算，马赫数低于5时性能不如亚燃冲压发动机，飞行马赫数过高时推力严重下降。以10马赫为例，如图 6所示，该状态下空气的总温大约为4,100K(7,500R)，而氢和空气当量比绝热燃烧温度不到2,800K，即便是空气以超声速流过燃烧室，能够释放的化学能也有限，因为高温会使燃烧向逆反应方向移动。除此之外，10马赫的飞行速度还会给飞行器和发动机的热防护带来极大困难。因此，目前Langley的发动机实验主要还是针对10马赫以内的范围开展的。
图 7 Langley中心的超燃冲压发动机实验台
图 7列出了Langley现有的五座超燃冲压发动机实验台。Langley中心的连续型风洞单次试验时间大致在20~30s，脉冲型风洞则在毫秒量级。连续型风洞中，燃烧加热原理最高能够提供6~7马赫状态对应的来流总温;电弧加热的总温指标更高，但功率限制了实验台的流量，设备耐压能力制约了来流总压。脉冲性风洞能够提供总温和总压更高的试验气体，但试验时间很短。实验方法上，直连式实验台是将风洞的尾喷管直接与模型发动机的隔离段或燃烧室相连，模拟的是进气道压缩之后的气流，主要用于研究燃烧;自由射流式实验台则是将发动机模型放在风洞尾喷管的流场区域内，模型通常要包含进气道，风洞模拟的是飞行器感受到的自由来流，主要用于研究进气道和发动机整体性能。
图 8 Langley研究中心各推进风洞的模拟范围
图 8展示了Langley中心五座超燃冲压发动机地面实验设备的模拟范围，其中HYPULSE在不同的运行模式下模拟范围不同：在反射激波风洞模式(HYPULSE-RST)下运行时能够覆盖的飞行马赫书范围是5~10+，在激波膨胀管风洞(HYPULSE-SET)模式下则能够提供12~21马赫的自由来流。除了HYPULSE之外，其余风洞的模拟范围均集中在4~8马赫范围内。下面逐一介绍各风洞的具体参数及性能。
3 直连式超声速燃烧实验台(DCSCTF)
直连式超声速燃烧实验台(Direct-Connect Supersonic Combustion Test Facility)于1969年开始服役，用于超燃冲压发动机燃烧室地面实验。采用烧氢补氧的方式提供燃烧室入口来流，模拟状态对应的自由飞行状态为马赫数4~7.5。燃烧室后能够容纳尾喷管，可以对“燃烧室+喷管”进行整体实验。实验台的整体布局如图 9。
图 9 DCSCTF系统图
3.1 设备参数
DCSCTF的实验间大小为16×4.9×4.9 m，配备强制换气系统。试验空气由高压气瓶场供应，实验台入口压强为3.8 MPa。氢气和氮气则由管拖车提供，气源最高压强为16.5 MPa，氢气和氮气的实验台入口压强分别为5 MPa和1.6 MPa。
加热器的结构如图 10。实验过程中，先向空气中喷注氧气并进行掺混，再加入氢气组织燃烧。电火花引燃氢氧点火炬，点火炬点燃加热器中的混气。混气在水冷燃烧室中燃烧，产生的高温气体经过喷管加速后作为模拟的来流。DCSCTF通过更换喷管来模拟不同的来流工况，目前有两个二维喷管：一个马赫2的喷管，喉部尺寸为21.5×87.9 mm，出口尺寸为38.6×87.9 mm;另一个是马赫2.7的喷管，喉部尺寸和出口尺寸分别为9×170 mm和38×170 mm。高空环境模拟是利用直径70英尺(21.3 m)的球形真空罐和蒸汽引射系统来实现的，最大的蒸汽质量流量为3.15 kg/s。
DCSCTF上的超燃冲压发动机实验以氢燃料为主，偶尔也使用其它燃料。氢气的来源与加热器相同，发动机燃料入口歧管的压强为3.8 MPa。发动机燃烧室的点火火炬使用硅烷-氢混合气体点火，体积比为SiH4+4H2，气源压强16.5 MPa。
图 10 DCSCTF的H2-O2-Air燃烧加热器
3.2 实验能力
DCSCTF加热器提供的试验气体总温范围是890~2110 K(1600~3800 R)，总压范围是0.8~3.4 MPa(115~500 psia)，质量流量为0.45~13.6 kg/s(1~30 lbm/s)。该设备的飞行工况模拟范围如图 11中的阴影区域所示，其中区域的左边界对应890 K的总温下限，右边界对应2110 K的总温上限，上边界和下边界则分别对应总压下限和上限。单次实验一般持续20~30 s，每天可进行5~10次试验，通常每周有2~3天进行实验。
图 11 DCSCTF飞行模拟包线
4 燃烧加热超燃实验台(CHSTF)
燃烧加热超燃实验台(Combustion-Heated Scramjet Test Facility)的入役时间为1978年，主要用于超燃冲压发动机的自由射流实验。该实验台与前文的直连式超燃实验台很像，位置也很近，供给系统、真空系统和测控系统都是共用的。CHSTF也采用烧氢补氧的方式产生高焓来流，飞行马赫数模拟范围比前者稍低，为3.5~6马赫。CHSTF系统布局如图 12。
图 12 CHSTF系统图
4.1 设备参数
CHSTF的实验间与DCSCTF完全相同，供给系统和真空系统的参数也一样，详见3.1节。加热器的结构如图 13。在加热器中先对空气和氧气进行掺混，再加入氢气，最后利用氢氧火炬点燃。CHSTF配备有3.5和4.7马赫的二维喷管，喷管出口尺寸均为337×337 mm。喷管下游是长×宽×高为2.44×0.76×1.07 m的矩形实验舱。试验模型的喷管大约有0.57 m被扩压器入口吞入。
实验发动机一般使用常压的氢气或乙烯作为燃料，由管拖车供气。氢气的气源压强为16.5MPa，试验台的入口压强为5MPa;乙烯的气源压强为8.3MPa。发动机的点火火炬使用硅烷-氢混合气体点火，体积比同为SiH4+4H2，气源压强16.5MPa。
图 13 CHSTF的H2-O2-Air燃烧加热器
4.2 实验能力
CHSTF的加热器能够提供总温722~1,667K、总压0.34~3.45MPa的试验气体，自由来流的流量范围在6.8~27 kg之间。CHSTF的两个喷管名义出口马赫数分别为3.5和4.7马赫。对于给定的喷管，除了可以直接模拟喷管标称出口马赫数的自由来流工况外，还可以对更高马赫数的来流进行模拟，方法是增加来流总焓，并假设喷管出口处的气流是经过飞行器头激波压缩后的气流。
图 14给出了CHSTF的模拟范围，图中模拟包线的左边界是3.5马赫喷管的标准工作状态，上边界是试验气体总压下限(0.34MPa)，右边界源于加热器1,667K的温度上限，下边界是由3.5马赫状态对应的试验气体最大质量流量和6马赫状态下设备能够承受的总压极限决定的。
实验效率方面，通常每周有2~3天进行实验，每天的试验次数不少于5次，单次实验一般持续20~30 s。
图 14 CHSTF飞行模拟包线
5 电弧加热超燃实验台(AHSTF)
图 15 AHSTF系统图
1976年，电弧加热超燃实验台(Arc-Heated Scramjet Test Facility)正式开始运行，主要用于提供4.7~8马赫的自由来流条件，整个实验台如图 15。
5.1 设备参数
AHSTF的空气供给系统可以提供34.5MPa的空气，质量流量在0.23~1.0kg/s之间。空气流经Linde旋转电弧加热器，总焓提升至7MJ/kg左右，总压不超过4.55MPa。加热器的结构如图 16所示，由2台10MW发电机为加热器提供能量，发电机与镇流电阻串联。加热功率有33个档位，电弧的极限功率为13MW，空气能够获得的最大加热功率为6.5MW。空气从加热器流出后，在一个锥形扩张段与的常温空气混合以获得实验所需的总焓。常温空气的流量变化范围为0.45~4.54kg/s，通常实验气体的总焓大约为1.16~3.72MJ/kg。电弧加热器和喷管喉部都采用了水冷，冷却水事先去离子化，供水压力最高9.65MPa。
图 16 AHSTF旋转电弧加热器
AHSTF有4.7马赫和6马赫两个矩形喷管，喷管出口尺寸分别为284×284mm和277×277mm。利用AHSTF和CHSTF的4.7马赫喷管可以对同一工况进行模拟，唯一的区别是试验气体组份。AHSTF的试验段直径1.22m，长3.35m。试验段下游先是一段10.21m的等截面直管，直径同为1.22m。之后是锥形扩张段，过渡到直径3.05m、长4m的冷却段。冷却段内装有水冷换热器，目的是将高温废气进行冷却后再排入真空罐，避免对罐体造成损害。真空罐是一个直径30.5m的球形罐，利用一组3级蒸汽引射器来维持低压，管内压强最低为138Pa，引射所需的蒸汽流量为3.3kg/s。
发动机的氢气来自一个0.89m3的氢气罐，气源压强通常为8.3MPa，进入发动机歧管之前将压力调节至最高4.3MPa。为了辅助燃烧，采用SiH4+4H2火炬进行点火，点火气体的供气参数与CHSTF相同，详见前文。
5.2 实验能力
AHSTF能够对4~8马赫的飞行状态进行模拟，实验台模拟包线如图 17。图中的两个区域分别对应4.7马赫和6马赫的两个喷管。图中左边的区域为4.7马赫喷管的模拟范围。区域左边界是4.7马赫自由来流状态，利用提高总焓来模拟头激波后气流拓展了来流马赫数的模拟上限，这个上限对应区域的右边界，由喷管的耐高温极限决定(1500K)。上边界取决于加热器的功率下限，下边界则受制于喷管能够承受的最大总压(1.45MPa)。
图 17 CHSTF飞行模拟包线
图 17中右边的区域对应6马赫喷管的模拟包线，其左边界对应6马赫自由来流状态，右边界对应该喷管2,833K的耐温极限。上边界是由689Pa的喷管背压决定的。下边界则比较复杂，在6马赫状态下限制因素是喷管耐压极限(4.55MPa)，而在7马赫和8马赫的工况中，加热器的最大功率决定了下边界的位置。
实验效率方面，AHSTF的常规运行计划是每周进行2天实验，每天4次。单次试验时间方面，8马赫的状态大约在30s左右，4.7马赫时则可延长到60s。
6 8英尺高温风洞(8-Foot HTT)
图 18 8-Foot HTT系统图
8英尺高温风洞(8-Foot High Temperature Funnel)的设计始于20世纪50年代，到60年代中期正式运行。入役后的前20年里，这座风洞主要用于气动热载荷和热结构方面的研究，典型的工作状态是7马赫。到了80年代后期和90年代初，为了进行推进系统方面的实验，对风洞进行了升级改造。最主要的变化是增加了补氧系统，使燃烧加热后的气体中氧含量与大气相同。此前的燃烧器单纯用于产生高温燃气，因此无法提供超燃冲压发动机所需的来流。另外还添制了两个新的喷管，名义出口马赫数分别为4和5。1993年，改造后的8-Foot HTT正式开始运行。风洞保留并拓展了热载荷和热结构方面的实验能力，同时具备了模拟超燃冲压发动机自由来流的能力。
8-Foot HTT的目标是为完整的大尺度和多模态超燃冲压发动机试验模型提供4、5和7马赫的飞行条件。喷管出口处的气流参数对应飞行器头激波上游的状态。通过燃烧甲烷和空气来获得所需的高焓气流，再掺入氧气使试验气体的含氧量与空气相同。
6.1 设备参数
图 18给出了8-Foot HTT的示意图。燃烧加热器的空气和甲烷均由气瓶组供应，气瓶压力均为41.4MPa。液氧则由一座30.28m3的储箱提供，储箱压力为15.8MPa。
为了保护直接接触高温燃气的加热器内壁，8-Foot HTT的燃烧加热器采用了气冷的三夹层结构，由外而内分别为碳钢外壳、不锈钢外衬层和镍-201内衬层。如图 19所示，高压空气从加热器上游的入口进入外壳和外衬之间，流到下游后沿外衬与内衬之间的通道返回上游。在流到燃烧器中部附近时与液氧掺混，形成富氧混气。富氧混气流到上游端壁后再次向下游折返，此时甲烷喷注器将甲烷喷入富氧混气。在喷管入口和甲烷喷注器的中间位置处甲烷与富氧混气剧烈掺混并组织燃烧，形成驻室压力13.8MPa、驻室温度1,978K的高温试验气体(含氧量20.95%)。试验气体经过喷管膨胀加速到所需的马赫数。喷管喉部采用空气发汗冷却。
由7马赫改为4马赫喷管时，只需更换一段喷管即可。如图 20所示，7马赫喷管的可更换段被撤掉，加上一段混合段和一段喷管。常温空气在混合段注入到高温试验气体中，从而将气体的总温降至4马赫或5马赫对应的总温水平。喷管则利用增大的喉部来减小膨胀面积比，从而获得较低的出口气流马赫数。
图 20 8-Foot HTT喷管更换方式
喷管出口直径均为2.44m(8英尺)，下游是直径7.92m的球形实验舱。实验舱内可以对长度不超过3.66m的发动机进行测试，如果无需完全处于喷管出口菱形区，还可以容纳更长的模型。发动机模型安装在三分力天平上。发动机所需的氢来自管拖车，气源压力15.9MPa，能够为超燃冲压发动机提供的极限质量流量为2.3kg/s。实验舱下游连接扩压器，利用空气引射将发动机废气抽出并排放到大气环境，引射空气的极限流量为680kg/s。
6.2 实验能力
在超燃冲压发动机实验中，8-Foot HTT能够提供的总温和总压上限分别为1,978K和13.8MPa。在标准运行状态下，燃烧加热器总是工作在这一极限状态下，为下游提供189kg/s的高温来流。喷管发汗冷却所需的空气流量为27kg/s。在5马赫状态下，混合段需要加入159kg/s的空气，马赫时则需要416 kg/s的空气。
图 21 8-Foot HTT飞行模拟包线
图 21给出了8-Foot HTT的模拟能力范围。使用4马赫和5马赫的喷管时，只模拟对应的自由来流状态，及喷管出口气流对应飞行器头激波上游的参数状态。7马赫工况实际是利用6.8马赫的喷管进行模拟的，通过控制气流的焓值稍稍拓展了模拟范围。降低焓值其实是有代价的，导致了喷管出口处水蒸气冷凝程度增加，因此并不能视为超燃冲压实验的标准来流。6.8马赫喷管的模拟范围上限对应5.17MPa的总压，低于该值时来流静压将低于氧气的临界压力，从而发生凝结。模拟范围下限则对应13.79MPa的总压，这是液氧储箱能够提供的最高压力。
7 高超声速脉冲实验台(HYPULSE)
高超声速脉冲实验台(Hypulse Facility)是20世纪60年代设计建造的，最初是以激波膨胀管形式运行的，主要用于辐射气体动力学和真实气体效应的研究。1983年退役，1989年从Langley中心搬迁到GASL，用于NASP和后来的Hyper-X超燃冲压发动机实验。为了进行超燃冲压发动机实验，HYPULSE进行了升级改造，添加了爆轰驱动段和喷管，能够以激波膨胀管/风洞(SET)和反射激波风洞(RST)两种模式运行。
图 22 HYPULSE系统图[错误!未定义书签。]
相比于前述四座连续式风洞，HYPULSE脉冲式风洞的马赫数模拟范围大得多，而代价则是试验时间短。HYPULSE在激波膨胀管/风洞模式下运行的有效试验时间一般在0.5~2 ms秒左右，在反射激波风洞模式下大概为3~7ms。激波膨胀管/风洞和反射激波风洞都是利用了运动激波对低压气体的压缩效应，但运行原理上又有区别：
一、激波膨胀管/风洞运行原理。图 23给出了膨胀管的运行原理。图 23(a)为膨胀管的基本组成部分：高压驱动段，低压激波管，近乎真空的加速段和试验段。主管道上有两道膜片，各段隔离。图 23(b)示意性地给出了各段初始充气压强相对大小。实验时，主膜片首先破裂，膜片两侧的压差导致一道激波向下游(图中右侧)运动，这道激波称为主激波，其运动过程如图 23(c)。主激波扫过激波管内的气体后，对气体进行强烈压缩，使气体变成高温高压状态。当主激波到达次级膜片时，膜片被冲破，刚刚被主激波压缩的气体在接近真空的加速段管道内猛烈膨胀加速，这些气体在到达加速段出口时可以加速到15马赫甚至更高。
图 23 膨胀管运行原理
膨胀管和膨胀风洞大体原理一致，但稍有不同。区别在于主管道出口处是否有喷管(一般是扩张喷管)，没有喷管、主管道直接连着试验段的称为膨胀管;主管道后面连接一个扩张喷管则称为膨胀风洞。从气体动力学角度而言，膨胀管完全利用膨胀波对气体进行非定常加速，而膨胀风洞中的气体在喷管内加速的过程是定常的。
图 24 反射激波风洞运行原理
二、反射激波风洞运行原理。膨胀管利用压力很低的加速度为压缩后的气体提供膨胀加速的条件，假如将膨胀段管道替换为拉瓦尔喷管(收敛-扩张型面喷管)，就得到了反射激波风洞。反射激波风洞的管道被主膜片分隔为两段，主管道与喷管之间以次级膜片相隔，如图 24(a)。实验前驱动段填充高压气体，被驱动段填充低压试验气体(通常为空气)。主膜破裂后，主膜两侧的压差导致被驱动段内形成一道向下游运动的入射激波，被激波扫过的试验气体在压缩作用下升温升压。入射激波到达喷管入口时，一方面冲破次级膜片，一方面在喷管收敛段的管壁上发生反射，反射激波再次压缩试验气体。试验气体被入射激波和反射激波压缩后，达到很高的压力和温度，随后经由拉瓦尔喷管加速喷出。
7.1 设备参数
根据实验工况和运行模式不同，设备参数有所不同，管道总长度大致在25m左右，膨胀管/风洞能够对12~21+马赫的流动进行模拟，反射激波风洞则具备模拟5~10马赫来流的能力。喷管出口直径61~81cm。目前HYPULSE主要使用轻气体和爆轰气体充当驱动气体，典型工况参数见文献。
7.2 实验能力
图 25展示了HYPULSE的飞行模拟包线，左侧区域为反射激波风洞模式的模拟范围，右侧为激波膨胀管/风洞的模拟范围。区域的下边界是由驱动段的压力极限决定的;上边界并不固定，一般取决于超燃冲压发动机的静压需求;右边界由风洞的总温模拟上限决定;左边界则受限于试验时间。
图 25 HYPULSE飞行模拟包线
结论
NASA Langley研究中心在超燃冲压发动机地面实验设备方面的实力强劲，参与了美国高超声速推进技术的几乎全部重点型号，在发动机实验方面具备覆盖超声速、高超声速、超高速流动的模拟能力，拥有类型丰富、体系完整的风洞群，在超燃冲压发动机地面实验积累了丰富的经验，其风洞发展和运行模式可供国内相关单位思考借鉴。
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