由爆轰驱动段、卸爆段、被驱动段、喷管、试验段、真空容器及真空抽气机等组成。试验喷管出口直径为500mm，锥度为7°7′的锥形喷管，喉道直径为11mm。利用驱动段爆轰波后产生的高温、高压气体作为驱动气体，风洞可以在获得高总焓的同时具有高总压的试验气流，具有模拟高温气体效应的能力。大量的理论分析、试验研究以及数值模拟为其工作原理、驱动性能及驱动的关键技术方面提供了可靠的依据，并且改善了试验气流的品质。2100433B

高焓激波风洞利用强激波将空气加热到很高的温度和压力，然后通过喷管将加热气源膨胀加速到设计的马赫数。与国际上所有的高焓激波风洞类似，压缩试验气体的强激波速度较高，导致高焓激波风洞流场试验时间一般很短，仅为毫秒量级，且焓值越高，试验时间越短，如T4自由活塞激波风洞在焓值大于15MJ/kg时，试验时间小于1ms。另外，有效试验时间受到喷管起动激波、反射激波/边界层/接触面相互作用导致的气体污染等影响，使得风洞试验结果数据曲线中有效区域的分辨存在较大的难度，进而影响到试验结果的可靠性以及精度，因此确定高焓激波风洞流场的有效试验时间成为风洞试验的必需。

由于驱动能力或者高温高压气源的限制，以及设备材料的强度束缚，目前地面上完整复现真实高超声速飞行的来流条件和尺度仍然是一个非常有挑战性的课题，地面试验设备通常是模拟高超声速流动的某些关键参数来研究与之相关的流动现象 。

高焓激波风洞以其较高的焓值，可产生模拟高超声速飞行所需的速度及总温条件，具有研究高温真实气体效应的能力。相比于其他高焓设备如激波管（试验时间短）、弹道靶（模型尺度小）和电弧风洞（总温不足）等，它具有不可替代的优势及广泛的发展前景，是当前开展再入问题研究的有效地面试验设备 。

利用气流通过激波时密度突变的特性，可借助光学仪器将激波形状显示出来或拍摄成像。飞行器在飞行中，激波的产生和它的形状，对飞行器空气动力有很大影响，一些国家对高速飞行的飞行器作了大量的试验和研究，以便采用合适外形，推迟激波产生或减小波阻。激波可使气体压强和温度突然升高，因此，在气体物理学中常利用激波来产生高温和高压，以研究气体在高温和高压下的性质。利用固体中的激波，可使固体压强达到几百万大气压（1大气压等于101325帕），用以研究固体在超高压下的状态。这对解决地球物理学、天体物理学和其他科学领域内的问题有重要意义。

在实际气体中，激波是有厚度的。在只考虑气体粘性和热传导作用的条件下，由理论计算可知，激波的厚度很小，与气体分子的平均自由程同数量级。对于标准状况下的空气，激波厚度约为10^-5毫米。在空气动力学中常把激波当作厚度为零的不连续面，称为强间断面。气体经过激波时，速度和温度都发生突跃变化，粘性和导热作用很大。在气体温度很高，激波很强的情况下，甚至气体的热力学平衡状态也会遭到破坏。这种破坏过程是不可逆过程，按热力学第二定律，气体的熵增加，同时有很大一部分机械能转化为热能，这就是所谓激波损失。在超声速流动中，一般总会产生激波。对于作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对于超声速风洞（见风洞）、进气道和压气机等内流设备，在气流由超声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞和发动机的效率。所以，减弱激波强度以减小激波损失是实际工作中的一项重要课题。

激波的计算方法大体可以分为激波捕捉和激波装配两种。捕捉方法无需事先知道激波位置，激波是在计算过程中自动得到的。这种方法如果没有特殊处理，数值解会在激波附近产生非物理振荡。尽管激波捕捉方法在过去20多年得到广泛研究和迅速发展，但其仍存在很多问题，如精度、稳定性等。而且这些问题很容易出现在基于非结构网格的高超声速流动计算中。相对激波捕捉方法，激波装配方法由于不存在这些数值问题，对其研究也是具有很大的实际意义。