呂治國,李國君,趙榮娟,羅義成,孔榮宗,鐘 涌,姜 華

(1.西安交通大學(xué)能動學(xué)院,西安 710049; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所,四川 綿陽 621000)

0 引 言

美國紐約的卡爾斯潘大學(xué)巴佛羅研究中心(Calspan-University at Buffalo Research Center， CUBRC)是一個世界著名的高超聲速地面模擬試驗研究中心，也是現(xiàn)在美國軍方氣動熱和氣動光學(xué)評估中心(Aerothermal and Aero-Optics Evaluation Center)的依托單位，這個研究中心也被稱為卡爾斯潘公司。它前身是位于紐約巴佛羅的柯蒂斯-萊特航空器研究實驗室，二戰(zhàn)后隨著柯蒂斯-萊特工廠的關(guān)閉，重新成立了一個附屬于康奈爾大學(xué)的非盈利性研究機構(gòu)，即康奈爾航空實驗室。在1972年，康奈爾重組了盈利性質(zhì)的卡爾斯潘公司，在接下來數(shù)年中，卡爾斯潘公司多次易主和改名，先后隸屬于空間工業(yè)、綠色顏料工業(yè)和通用動力公司等。2005年，宇航運輸業(yè)務(wù)從通用動力公司剝離出來并獲得了獨立的法人資格，董事會恢復(fù)了卡爾斯潘公司的名稱，并將業(yè)務(wù)集中在運輸、宇航試驗以及與安全相關(guān)的技術(shù)服務(wù)領(lǐng)域[1]。

為了適應(yīng)美國高超聲速不同研究目的的需要，從上世紀(jì)50年代起，卡爾斯潘公司先后建造了6座激波風(fēng)洞和2座膨脹管風(fēng)洞等脈沖設(shè)備，這些設(shè)備參數(shù)及性能如表1所示。本文重點介紹和分析卡爾斯潘公司后來發(fā)展的2座世界級激波風(fēng)洞(LENS Ⅰ 和LENS Ⅱ)和2座膨脹管風(fēng)洞( LENS X 和LENS XX)等脈沖設(shè)備的建設(shè)背景以及可以承擔(dān)的試驗研究項目情況，希望可以對我國脈沖設(shè)備建設(shè)、試驗測試技術(shù)發(fā)展提供有益的參考和借鑒。

表1 美國卡爾斯潘公司設(shè)備參數(shù)及其性能表

1 激波風(fēng)洞與膨脹管風(fēng)洞運行原理

1.1激波風(fēng)洞運行原理

激波風(fēng)洞是目前使用最多的高超聲速脈沖型風(fēng)洞，設(shè)備由驅(qū)動段、被驅(qū)動段、噴管、試驗段和真空箱組成。其運行原理如下：首先，在激波管的驅(qū)動段充入高壓輕質(zhì)氣體，還可以采用加熱的方式提高驅(qū)動能力；在被驅(qū)動段充入試驗氣體，當(dāng)驅(qū)動氣體的壓力達(dá)到一定值時，控制主膜片破裂，這個過程產(chǎn)生的激波向被驅(qū)動段中試驗氣體傳播，膨脹波向驅(qū)動氣體傳播；向下游傳播的激波在被驅(qū)動段末端的噴管喉道前被反射，然后向上游傳播，被壓縮后的試驗氣體達(dá)到高溫高壓的滯止?fàn)顟B(tài)；當(dāng)被驅(qū)動段與噴管之間的膜片破裂后，試驗氣體通過噴管膨脹后達(dá)到試驗狀態(tài)。

1.2高焓膨脹管風(fēng)洞運行原理

高焓膨脹管風(fēng)洞與激波風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)類似，主要區(qū)別是在被驅(qū)動段和噴管之間增加了一段加速段。以常規(guī)運行的最簡單膨脹管為例，其運行過程如下：設(shè)備準(zhǔn)備過程中，分別在驅(qū)動段中充入高壓驅(qū)動氣體，在被驅(qū)動段中充入低壓試驗氣體，在膨脹加速段中充入極低壓力的加速氣體或者直接通過抽真空的方式保留一定壓力的氣體；當(dāng)驅(qū)動氣體壓力達(dá)到一定值時，控制主膜片(金屬膜片)破裂，在試驗氣體中立即產(chǎn)生第1道激波使試驗氣體的溫度和壓力升高，試驗氣體被加速(第1次加速，超聲速)；此后，激波通過全部試驗氣體后擊破第2膜片(聚酯膜片)形成了第2道激波，第2道激波(相對第1道較薄弱)進入膨脹加速段；與此同時應(yīng)有一逆流膨脹波(非定常膨脹波)形成，往后傳入試驗氣體，但由于試驗氣體的氣流是超聲速的，因此該非定常膨脹波僅往下游傳播，該非定常膨脹波使試驗氣體第2次加速，在加速的同時，試驗氣體的溫度、壓力亦隨之下降；試驗氣體經(jīng)過2次加速過程(激波加速和非定常膨脹波加速)具有很高的速度和較高的焓值，相比較而言，膨脹管風(fēng)洞的有效試驗時間比激波風(fēng)洞更短。

2 前期建設(shè)的激波風(fēng)洞

1958年，卡爾斯潘公司建成了一個11英寸×15英寸的激波風(fēng)洞，用來進行基礎(chǔ)研究和新型高超聲速脈沖設(shè)備設(shè)計。這座風(fēng)洞的應(yīng)用和先進測試儀器的發(fā)展使卡爾斯潘公司具備了建造更大風(fēng)洞的能力[2]。

48英寸激波風(fēng)洞建于1958年，是同類設(shè)備中首座在M6～20條件下得到商業(yè)應(yīng)用的脈沖設(shè)備，也是激波風(fēng)洞從直通運行到反射運行飛躍的大型脈沖設(shè)備。該風(fēng)洞還有一個特點就是使用加熱氦氣作為驅(qū)動氣體。這座設(shè)備建成后，被廣泛用于進行高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)條件下需要考慮粘性干擾和稀薄氣體效應(yīng)的試驗。在該設(shè)備上先后進行了阿波羅返回艙、航天飛機以及星際探測飛行器等多種試驗研究。這個設(shè)備不足之處主要是試驗時間短以及試驗段相對較小等，好在使用擴展驅(qū)動段時，最長試驗時間可以達(dá)到40ms，也基本上克服了這方面的不足之處。由于具有很好的重復(fù)性，較好的流場品質(zhì)和較長的有效運行時間，卡爾斯潘公司利用這座風(fēng)洞為后來的脈沖設(shè)備發(fā)展了多種測試技術(shù)[3]。從建成后到現(xiàn)在60多年來，使用這座設(shè)備在高超聲速飛行器的設(shè)計中進行了大量的試驗來評估和改進CFD預(yù)測方法，對美國的APOLLO飛船計劃和航天飛機計劃提供了大量的高超聲速地面模擬試驗數(shù)據(jù)。

為了更高焓值以及大尺度模型模擬的需求，卡爾斯潘公司于1964年1月設(shè)計了96英寸激波風(fēng)洞，它采用電加熱氫氣作為驅(qū)動氣體，使它的性能超過了以前同類脈沖風(fēng)洞能夠達(dá)到的指標(biāo)。從建成開始，就進行了一系列基礎(chǔ)研究、飛行器設(shè)計和評估數(shù)據(jù)試驗。這些研究包括：高超聲速氣動力和氣動加熱研究、動穩(wěn)定性研究、高超聲速推進(包括噴流干擾和外部燃燒)和燃燒室進氣道性能研究、磁流體動力學(xué)和等離子體-微波干擾研究、邊界層和激波干擾研究、壁面催化特性研究以及蒸發(fā)冷卻和燒蝕試驗研究。

1989年，雖然LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞將要建好了，但為了及時滿足超燃沖壓發(fā)動機研究的需求，卡爾斯潘公司又對這座風(fēng)洞設(shè)備進行了大規(guī)模的技術(shù)改造，以得到更高的焓值和更長的有效試驗時間。這次設(shè)備改造的關(guān)鍵就是增加激波管內(nèi)徑和改造激波管末端的中心體閥[4]，使96英寸激波風(fēng)洞的流場品質(zhì)得到了提高。

在2008年前后，一方面由于LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞的設(shè)備參數(shù)和試驗研究能力均可以覆蓋96英寸激波風(fēng)洞，試驗效率的提高降低了96英寸激波風(fēng)洞存在的價值；另一方面美國高超聲速飛行器研制以及深空探測研究需要建設(shè)試驗?zāi)M能力(如氣流焓值更高、速度范圍更寬)更強的脈沖設(shè)備。追求效益最大化的卡爾斯潘公司又利用該風(fēng)洞的地基、試驗段和部分測控系統(tǒng)，建設(shè)了目前世界上設(shè)備規(guī)模最大的LENS XX膨脹管風(fēng)洞，因此96英寸激波風(fēng)洞已經(jīng)不復(fù)存在了。

基于對高焓氣流的追求，在建設(shè)完成96英寸激波風(fēng)洞后，卡爾斯潘公司又建設(shè)了一座高焓激波風(fēng)洞，不過有關(guān)該風(fēng)洞公開報道的文獻(xiàn)資料相對較少，甚至沒有正式的名稱，到目前為止僅僅查閱到有少量的方案研究以及激波管調(diào)試、風(fēng)洞調(diào)試以及發(fā)展測試技術(shù)等方面的報告[5-7]。

3 LENSⅠ激波風(fēng)洞

LENS Ⅰ激波風(fēng)洞(見圖1)是結(jié)合過去多年激波風(fēng)洞設(shè)備發(fā)展的特點設(shè)計、建造的大型反射激波風(fēng)洞[8-9]。1986年開始研制，主要目的是為高雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)、低焓條件下復(fù)雜湍流干擾的流體動力學(xué)問題提供相應(yīng)的試驗設(shè)備，該設(shè)備能夠提供高質(zhì)量的試驗氣流和較長的有效試驗時間。隨著國家航空航天計劃(NASP)的出現(xiàn)，LENS Ⅰ 的目標(biāo)升級為：在馬赫數(shù)6～15范圍內(nèi)完全模擬航天飛機的飛行雷諾數(shù)。另一個目標(biāo)就是為了進行速度達(dá)到約4.6km/s的超燃沖壓發(fā)動機地面模擬試驗。為了提供高焓和高壓環(huán)境的試驗氣流，該風(fēng)洞采用氫氣驅(qū)動的運行方式。

圖1 LEN I激波風(fēng)洞及試驗?zāi)芰?/p>

LENS Ⅰ激波風(fēng)洞由外式加熱驅(qū)動段夾膜段(長7.77m(25.5英尺，以下均為國際單位制)內(nèi)徑297.4mm)、被驅(qū)動段(長18.29m內(nèi)徑203mm)、快速作用的中心體閥以及多個噴管和試驗段等組成，試驗段內(nèi)徑為2.44m。為了防止氫脆現(xiàn)象，在驅(qū)動段內(nèi)加了一層不銹鋼襯套。

LENS Ⅰ激波風(fēng)洞的最高驅(qū)動壓力可以達(dá)到206MPa，驅(qū)動氣體(氫氣、氦氣、氮氣或者它們的混合氣體)可以加熱到400℃。為了獲得縫合接觸面運行條件下最長的試驗時間，這些氣體比例可以按需要改變?？梢允褂每諝?、氬氣、二氧化碳、氫氣以及其他任何氣體或者上述氣體混合物作為試驗氣體。LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞能夠完全復(fù)現(xiàn)飛行條件的馬赫數(shù)范圍是6～15，與雷諾數(shù)相匹配的馬赫數(shù)可以到22[10]。在只需要模擬馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的流場條件下，LENS Ⅰ激波風(fēng)洞可以在不加熱條件下運行，由于設(shè)備規(guī)模相對較大，可以比48英寸激波風(fēng)洞獲得較高雷諾數(shù)和較長的試驗時間。

從1992年建成開始，LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞被廣泛用于進行導(dǎo)彈、帶超燃沖壓發(fā)動機飛行器等高超聲速飛行器的氣動熱、氣動光學(xué)效應(yīng)研究，這為飛行器的研制和CFD計算驗證提供了重要數(shù)據(jù)。由于LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞可以復(fù)現(xiàn)高溫高雷諾數(shù)的流場條件，被廣泛用于進行對高超聲速飛行器研制非常重要的粘性干擾、真實氣體效應(yīng)、邊界層轉(zhuǎn)捩和化學(xué)流動現(xiàn)象研究。

4 LENS Ⅱ 激波風(fēng)洞

為了增強激波風(fēng)洞的低空和低馬赫數(shù)模擬能力，20世紀(jì)90年代中期，在LENS Ⅰ 風(fēng)洞旁建設(shè)了一座激波管口徑更大的激波風(fēng)洞LENS Ⅱ(見圖2)，目的是為了進行馬赫數(shù)范圍3～8的超燃沖壓發(fā)動機研究、氣動熱和氣動光學(xué)評估試驗和其他高超聲速全尺寸模型(M3～7)模擬試驗研究。

LENS Ⅱ設(shè)備能夠?qū)崿F(xiàn)激波風(fēng)洞、Ludweig管和膨脹管風(fēng)洞3種運行方式。在低馬赫數(shù)范圍內(nèi)，它能夠提供雷諾數(shù)達(dá)到109的流場條件，從而可以完全復(fù)現(xiàn)大尺度模型的飛行條件。

圖2 LENS Ⅱ激波風(fēng)洞及試驗?zāi)芰?/p>

LENS Ⅱ激波風(fēng)洞的組成與LENS Ⅰ類似，所不同的就是激波管內(nèi)徑增加到3倍，達(dá)到609mm，驅(qū)動段長度增加到18.29m，被驅(qū)動段長度增加到30.48m。該風(fēng)洞配備有3個型面噴管和1個錐形噴管，型面噴管對應(yīng)的馬赫數(shù)范圍分別是3～5、5～8及8～11，錐形噴管對應(yīng)的馬赫數(shù)范圍是7～15。試驗時間范圍在20～100ms之間。試驗氣流速度范圍在910～2740m/s之間[10]。

LENS Ⅱ激波風(fēng)洞進行的試驗研究主要集中在復(fù)現(xiàn)馬赫數(shù)范圍3～9的飛行環(huán)境。在此風(fēng)洞上，發(fā)展了與超燃沖壓發(fā)動機和多體分離相關(guān)的非定常試驗技術(shù)[11-12]，開展了超燃發(fā)動機研究試驗、氣動熱和氣動光學(xué)評估試驗研究、邊界層轉(zhuǎn)捩特性研究以及其它高超聲速飛行器全尺寸模型地面模擬試驗研究等。

5 LENS X膨脹管風(fēng)洞

在建設(shè)膨脹管風(fēng)洞前，卡爾斯潘的高焓試驗都是在LENS Ⅰ激波風(fēng)洞反射運行模式下得到的。在這些試驗中，試驗氣體靠激波加熱兩次并達(dá)到滯止?fàn)顟B(tài)，然后沖破膜片進入噴管加速。在駐室中，試驗氣體達(dá)到組分平衡狀態(tài)。當(dāng)試驗氣流通過喉道和噴管后，氣體溫度在膨脹的過程中迅速下降。這個過程可能會導(dǎo)致部分離解的氣體來不及復(fù)合，使自由流處于非平衡狀態(tài)。為了改善這個狀況，卡爾斯潘公司對現(xiàn)有的LENS Ⅱ設(shè)備進行改造，成為LENS X膨脹管風(fēng)洞(見圖3)。

圖3 LENS X 膨脹管風(fēng)洞照片

LENS X膨脹管風(fēng)洞的主要部件來自于LENS Ⅱ激波風(fēng)洞，也利用其地基基礎(chǔ)，除了改變膜片裝配段外，主要是在LENS Ⅱ 激波風(fēng)洞上增加了膨脹加速段，使其成為膨脹管風(fēng)洞。利用膨脹管風(fēng)洞可以在避免傳統(tǒng)激波風(fēng)洞氣流污染以及設(shè)備燒蝕的基礎(chǔ)上，獲得化學(xué)平衡和較高焓值的試驗氣流。

LENS X膨脹管風(fēng)洞主要進行高焓相關(guān)的地面模擬試驗研究，如高超聲速飛行器附面層轉(zhuǎn)捩特性研究、真實氣體化學(xué)層流條件下粘性與無粘性相互干擾研究、激波與湍流附面層干擾引起的湍流附面層分離特性研究和高超聲速流動氣體輻射熱特性試驗研究等。在LENS X 膨脹管風(fēng)洞上開展的真實氣體效應(yīng)相關(guān)方面的試驗研究較多，如：真實氣體效應(yīng)對分離流動以及激波和激波附面層干擾研究、真實氣體效應(yīng)對再入通訊中斷特性研究、真實氣體效應(yīng)對附面層轉(zhuǎn)捩特性影響研究和真實氣體效應(yīng)對控制面氣動力/熱特性影響研究等[13-18]。

LENS X膨脹管風(fēng)洞的另一個重要作用就是作為建設(shè)LENS XX 膨脹管風(fēng)洞的引導(dǎo)性風(fēng)洞，研究膨脹管風(fēng)洞的運行和控制技術(shù)、試驗技術(shù)和發(fā)展適合于膨脹管風(fēng)洞的測量技術(shù)。

6 LENS XX膨脹管風(fēng)洞

雖然LENS X 膨脹管風(fēng)洞的焓值和試驗氣流的速度模擬能力比常規(guī)激波風(fēng)洞高，但是焓值(<25MJ/kg)模擬能力仍不能滿足美國星際深空探測的需要，在2008年，卡爾斯潘公司利用96英寸激波風(fēng)洞的設(shè)備基礎(chǔ)和部分部件又建設(shè)了世界上規(guī)模最大的膨脹管風(fēng)洞LENS XX(見圖4)。

該膨脹管風(fēng)洞內(nèi)徑為609mm，總長73m。該風(fēng)洞具有兩個試驗段，一個在噴管前，也就是在膨脹管加速段末端，其直徑為609mm，用于進行膨脹管模式的試驗研究，在噴管后的2.44m試驗段主要進行膨脹管風(fēng)洞模式的試驗研究。這座風(fēng)洞建成后，與其它設(shè)備結(jié)合，卡爾斯潘公司高超聲速試驗?zāi)芰Φ玫搅舜蠓忍嵘軌蚰M現(xiàn)在真實高超聲速飛行器的飛行條件。由于LENS XX 膨脹管風(fēng)洞的內(nèi)徑很大，所以能夠提供比其它同類設(shè)備更大尺度的核心氣流以及更長的有效試驗時間。而且試驗氣流干擾的頻率較低，還能夠減弱粘性效應(yīng)的影響。LENS XX膨脹管風(fēng)洞驅(qū)動氣體最大壓力為69MPa，總焓可以達(dá)到90MJ/kg，使用四段構(gòu)造時可以達(dá)到120MJ/kg。有效試驗時間可以達(dá)到4ms，試驗氣流馬赫數(shù)可超過30，雷諾數(shù)可超過107。試驗氣流速度可超過13km/s，激波速度可以達(dá)到15km/s。已經(jīng)成功調(diào)試出的試驗狀態(tài)中激波速度可以達(dá)到12.4km/s。從已經(jīng)進行的調(diào)試可以看出，設(shè)備的重復(fù)性也非常好，主激波的速度偏差不超過1.5％[19]。

圖4 LENS XX 膨脹管風(fēng)洞及模擬能力

與其它方式驅(qū)動的膨脹管風(fēng)洞相比，LENS XX 膨脹管風(fēng)洞的主要特點有如下2個方面：一是使用電加熱氫氣作為驅(qū)動氣體，使驅(qū)動氣體的聲速提升了1倍，從而使試驗氣體能夠達(dá)到更高的焓值，與電弧驅(qū)動和燃燒驅(qū)動相比，更容易保證試驗氣流的純度；二是主膜片使用雙膜片系統(tǒng)，與自由活塞驅(qū)動相比，提高了試驗條件的重復(fù)性。

LENS XX膨脹管風(fēng)洞的性能參數(shù)通過激波速度測量，皮托壓力探測、自由流壓力探針和紋影儀以及非理想氣體模型數(shù)值計算得到。在LENS XX膨脹管風(fēng)洞上進行試驗的重點在于評估高超聲速飛行器面臨的真實氣體效應(yīng)和非平衡效應(yīng)，研究高超聲速飛行器再入時飛行器周圍等離子體特性和激波輻射特性。目前已經(jīng)在LENS XX 膨脹管風(fēng)洞上進行了高速激波波前的可見和紫外輻射測量研究，目的是為了得到NASA CEV返回器從月球返回再入的模擬環(huán)境。為了驗證這座設(shè)備的性能，也進行了鈍錐模型的氣動熱測量和圓柱模型激波滯止線的輻射測量。近期的研究目標(biāo)是通過在LENS XX膨脹管風(fēng)洞上進行試驗來復(fù)現(xiàn)Fire II和BSUV飛行試驗得到的一些數(shù)據(jù)，發(fā)展焓值高于10MJ/kg時更為合適的氣體化學(xué)模型[20-23]。

7 結(jié)束語

美國卡爾斯潘公司LENS 系列脈沖設(shè)備的發(fā)展都是根據(jù)美國不同時期高超聲速飛行器發(fā)展的具體需求而建設(shè)的。48英寸激波風(fēng)洞是針對美國APOLLO飛船計劃和航天飛機計劃流場模擬的需求；96英寸激波風(fēng)洞是為了滿足飛船計劃航天飛機計劃大尺度流場和更高焓值模擬的需求，90年代的改造是為了滿足NASP超燃沖壓發(fā)動機飛行器模擬試驗的需求；LENS Ⅰ激波風(fēng)洞和LENS Ⅱ 激波風(fēng)洞的建設(shè)是為了滿足氣動熱和氣動光學(xué)評估以及含有超燃沖壓發(fā)動機高超聲速飛行器試驗研究模擬等方面的需求；LENS X 和LENS XX 膨脹管風(fēng)洞的建設(shè)是為了滿足美國高超聲速飛行器高焓真實氣體效應(yīng)、深空探測等方面的需求。

為了滿足美國高超聲速飛行器高焓真實氣體效應(yīng)、深空探測等方面的需求。這些設(shè)備在美國高超聲速飛行器的研制中發(fā)揮了不可替代的作用，這些設(shè)備在進行高超聲速地面試驗?zāi)M的效率是不相同的，總的說來就是小型高超聲速脈沖設(shè)備效率高，可以進行大量的涉及高超聲速流動現(xiàn)象的基礎(chǔ)研究，大型設(shè)備的試驗效率相對低一些，可以進行對高超聲速飛行器研制起重要作用的試驗。

對于LENS系列脈沖設(shè)備來講，設(shè)備的不足之處主要體現(xiàn)在以下幾個方面：第一，設(shè)備規(guī)模相對較大，導(dǎo)致設(shè)備用氣量大增，因此導(dǎo)致試驗成本也相對增加；第二，試驗效率相對較低；第三，由于使用加熱氫氣作為驅(qū)動氣體，設(shè)備運行安全風(fēng)險相對較高。

我國高超聲速脈沖設(shè)備的發(fā)展，也需要滿足高超聲速飛行器的研制的需求，為解決高超聲速飛行器的發(fā)展面臨的問題提供流場模擬條件。由于不同尺度、不同驅(qū)動方式的脈沖型風(fēng)洞的模擬能力不同，因此，需要根據(jù)我國高超聲速飛行器研制的具體需求，借鑒美國建設(shè)LENS系列脈沖設(shè)備的經(jīng)驗，建設(shè)模擬能力、試驗效率相互補充配套以及安全運行的脈沖設(shè)備群。

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作者簡介:

呂治國(1963-)，男，重慶人，高級工程師。研究方向：激波風(fēng)洞氣動力及其相關(guān)試驗技術(shù)、脈沖設(shè)備研制。通信地址：四川綿陽211信箱5分箱。E-mail: lzgde2003@126.com