現(xiàn)代飛行器正朝著高空、高速、經(jīng)濟、環(huán)保等方向發(fā)展，對新型航空動力的需求也與日俱增。作為新型動力裝置研制工作的重要保障，試驗臺的建設也應受到高度關注。

目前，新型推進系統(tǒng)發(fā)展主要有兩個方向：一種是滿足更高更快的飛行要求，如超燃沖壓發(fā)動機和連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機；另一種是在現(xiàn)有飛行條件下，讓飛行器有更好的適用性、安全性、經(jīng)濟性，以滿足更加多元化的應用場景，如混合動力電推進系統(tǒng)。為支撐這些新型動力系統(tǒng)的研發(fā)，各國科研機構正開展相應的試驗測試設備的建設。

直連式超燃沖壓試驗臺

隨著高超聲速技術的發(fā)展，高超聲速導彈、戰(zhàn)略飛行器，單級、兩級或多級入軌（SSTO）的天地往返空天飛機等殺手锏武器已成為世界各軍事強國大力爭奪的制高點，動力裝置在其中起決定性作用。在大氣層范圍內，傳統(tǒng)的航空燃氣渦輪發(fā)動機受限于壓氣機葉片冷卻及耐溫極限，工作上限為馬赫數(shù)（Ma）3，而吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機具有結構簡單、高比沖性能等優(yōu)勢，是高超聲速飛行器高速段的首選動力裝置。為此，各國配套建設了大量的沖壓發(fā)動機相關的試驗設備，如直連式試驗臺、半自由射流試驗臺及自由射流試驗臺等。其中，直連式試驗臺能夠開展超聲速氣流燃料噴射、點火、火焰穩(wěn)定、燃燒等沖壓發(fā)動機研制所涉及的核心關鍵技術的研究，是支撐沖壓發(fā)動機研發(fā)的最常見、最重要的設備。

目前，直連式?jīng)_壓燃燒室試驗臺根據(jù)氣流加熱方式可分為電加熱型、燃燒直接加熱型、電弧加熱型和蓄熱加熱型等4種試驗臺，以下分別予以簡要介紹。

電加熱型直連式試驗臺

在美國國家航空航天局（NASA）Hyper-X項目資助下，弗吉尼亞大學搭建了雙模態(tài)超聲速燃燒直連式試驗臺。該試驗臺能夠開展的研究包括：超聲速氣流中液體碳氫燃料的噴射、霧化、摻混特性；超聲速氣流中激波/邊界層相互干擾機理；超聲速氣流中燃料點火特性；凹腔、支板等火焰穩(wěn)定器的穩(wěn)焰特性及結構優(yōu)化；雙模態(tài)超燃燃燒室模態(tài)轉換特性、控制規(guī)律；對超聲速氣流的計算流體力學（CFD）計算結果進行校準。

該試驗臺采用立式結構布局，如圖1所示。試驗臺主要結構包括1臺空氣壓縮機、空氣干燥系統(tǒng)、空氣儲罐、14級電阻加熱器、陶瓷流場整流裝置、超聲速噴管、試驗段燃燒室、排氣噴管等，主要可以分為以下子系統(tǒng)。

供氣系統(tǒng)空氣壓縮機提供高壓空氣進入干燥系統(tǒng)，之后進入加熱器加熱。

電加熱系統(tǒng)電阻式加熱單元如圖1（c）所示，采用14級電阻加熱器，總功率300kW，能夠將0.75kg/s的氣流從300K加熱到1200K，進入二維噴管產(chǎn)生Ma2.03的超聲速氣流再進入燃燒室，能夠模擬飛行Ma5的狀態(tài)。

燃油供應系統(tǒng)采用高壓氣罐提供燃油供應壓力，通過調節(jié)氣罐壓力來調節(jié)燃油噴射壓力。該試驗臺具有液體碳氫燃料和氣體燃料兩套燃料供應系統(tǒng)，包括JP-4、JP-7、甲烷、氫氣。

燃燒室試驗段從二維噴管出來的Ma2.03的超聲速氣流進入矩形通道試驗段，包括隔離段、等直燃燒室、擴張段，最后從排氣系統(tǒng)排出。根據(jù)研究內容的不同，試驗段可以加裝斜坡、凹腔、支板等火焰穩(wěn)定裝置。試驗段整體通常采用不銹鋼或高溫合金加工，同時需要采用石英玻璃等耐高溫材料加工光學觀測段，對溫度、組分濃度等參數(shù)開展流場測量。

測試系統(tǒng)測試系統(tǒng)主要針對溫度、壓力、速度、組分濃度等流場參數(shù)測量，分為接觸式測量和非接觸式光學測量兩類，能夠對雙模態(tài)超聲速燃燒流場開展更高精度的測試。接觸式測量主要以測試段壁面安裝熱電偶和壓力傳感器為主要測試手段，將K型熱電偶布置在雙模態(tài)燃燒室表面，實時監(jiān)測來流滯止溫度。

該試驗設備具備較齊全的非接觸式光學測量方法，主要有紋影法、基于半導體激光調制的二維斷層成像技術（Tunable Diode Laser Absorption Tomography，TDLAT）、三維粒子成像測速技術（Particle Image Velocimetry，PIV）、 平 面 激光誘導熒光（Planar Laser-Induced Fluorescence，PLIF）等測試手段，能夠對高溫燃氣的瞬態(tài)三維速度場、激波流場特性、高溫溫度場、組分濃度開展測量，圖2顯示了TDLAT測量系統(tǒng)結構，該結構采用微機電 系 統(tǒng)（Micro-Electro-Mechanical Systems ，MEMS）加工技術加工，其測量系統(tǒng)主要利用半導體激光器在1.4 μm的吸收特性。

其他國家也建有類似的試驗臺，如俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院（CIAM）也建有Ц-16ВК電阻加熱型直連式試驗臺，是CIAM科學試驗中心擁有的最大的超聲速試驗臺，如圖3所示，其氣動噴管出口直徑達0.5 m。該試驗臺能夠采用液體煤油和氣體碳氫化合物作為燃料，流量可達1 kg/s。

Ц-16ВК試驗臺采用了能保證其工作的空氣和燃料供應系統(tǒng)、空氣電加熱系統(tǒng)、數(shù)字控制和調節(jié)系統(tǒng)。Ц-16ВК試驗臺還裝備了甲烷火焰空氣加力裝置，具有燃燒產(chǎn)物氧含量恢復功能、氣動噴管、推力測量裝置和從氣壓艙抽出燃氣的引氣系統(tǒng)。試驗臺氣動噴管進口空氣的最高溫度為2300K，壓力為5MPa，可以得到小于Ma7的噴管出口空氣流速度。試驗臺可以進行同樣尺寸的用于俄羅斯氣動飛行試驗的超聲速噴氣發(fā)動機試驗，也可以進行臺架試驗和飛行試驗結果的比較分析，消除縮型因素的影響。

燃燒直接加熱型直連式試驗臺

美國空軍研究實驗室搭建的亞燃/超燃直連式試驗臺，能提供壓力5.17MPa、流量13.6kg/s、最高溫度2500K的高焓連續(xù)氣流，試驗臺包括液體碳氫燃料和氣體燃料兩套燃料供應系統(tǒng)，包括JP-4、JP-7、甲烷、氫氣。循環(huán)冷卻水系統(tǒng)提供158L/s、4.8atm的高壓冷卻水冷卻燃燒試驗段。試驗臺示意如圖4所示。

該試驗臺燃燒加熱器采用兩級加溫方式，第一級采用電加熱到922 K，能夠模擬飛行Ma4以下的工況，可開展亞燃沖壓燃燒室的研究。第二級采用燒氫補氧的方式直接加熱到2500 K的總溫，能夠模擬高達Ma7的飛行工況。高焓氣流通過57.2mm×177.8 mm的二維噴管進入燃燒試驗段。

密歇根大學雙模態(tài)超聲速燃燒試驗臺也采用兩級加溫的方式提供高焓氣流，第一級采用250kW的電阻加熱器，第二級采用燒氫補氧燃燒加熱方式。該試驗臺能夠提供總壓590kPa、總溫1050～1400K，能夠模擬Ma4.3～5.5的飛行工況。該試驗臺整體組成結構和美國空軍研究實驗室的設備類似，以下重點說明試驗測試段的結構，如圖5所示。

高焓氣流通過二維噴管形成Ma2.2～2.5的超聲速氣流進入隔離段，試驗臺采用不銹鋼結構加工，并且采用石英玻璃設置了觀察窗。預燃段包括能夠加速進氣道氣體的平面二維噴管加上橫截面為25.4 mm×38.1 mm的等直隔離段。燃燒室壁面安裝壓力傳感器及燃油噴嘴，燃燒室下壁面設置后緣傾斜的凹腔火焰穩(wěn)定器，凹腔內加工安裝電火花塞，燃燒室后段是一個傾斜角為4°的單邊擴張燃燒室。收縮式燃油噴嘴提供聲速燃油噴射，試驗過程不超過15s，所以無須對試驗段進行冷卻。在試驗段采用光學方法對激波流場進行觀測。紋影成像裝置原理如圖6所示。

電弧加熱型直連式試驗臺

這種試驗臺的典型是NASA蘭利中心的電弧加熱超燃試驗臺，如圖7所示。電弧加熱器因其加熱溫度過高，所以在進氣系統(tǒng)和電加熱試驗臺、燃燒加熱臺的管路布局略有不同。來流空氣分為兩股，一股進入電弧加熱器，電弧加熱器后增加摻混腔，電弧加熱后的高溫空氣進入摻混腔和另一股低溫來流摻混達到模擬的滯止總焓?；旌虾蟮母哽士諝饬魍ㄟ^膨脹進入噴管，輸送到試驗測試段。

電弧加熱器根據(jù)工作原理可以分為三種主要類型：渦輪穩(wěn)定加熱器，如圖8所示；電磁穩(wěn)定加熱器，如圖9所示；分割弧加熱器，如圖10所示。這三種電弧加熱器的工作原理不同，結構形式差別較大。由于電弧加熱工作溫度很高，所以需要采用冷卻水系統(tǒng)對加熱器進行冷卻。

之前的研究發(fā)現(xiàn)，試驗氣體中存在高達3%的摩爾分數(shù)的氮原子，將氧氣的含量降低1.5%。試驗設備燃料系統(tǒng)輸送飛行燃料混合物。

約翰霍普金斯大學也建有類似的電弧加熱型試驗設備，該設備前期經(jīng)費投資巨大，目前較少有單位建設。

蓄熱加熱型直連式試驗臺

蓄熱加熱型試驗臺采用蓄熱器對空氣進行直接加熱，能夠提供較為純凈的空氣。一個典型的高溫蓄熱式加熱器由蓄熱陣單元、隔熱層、外殼壓力容器、高溫閥、輔助預熱系統(tǒng)（如燃燒器）和相關測量控制儀器等部分組成，外形呈圓柱狀。采用特定的蓄熱材料制成蓄熱陣包含在壓力容器的中心位置，其外圍有隔熱層包圍，并在加熱器底部設有耐高溫支撐結構。目前，常用高溫蓄熱材料為高熔點、密度大、熱容大的耐火氧化物陶瓷，如氧化鋁、氧化鋯等，試驗臺模擬飛行狀態(tài)的能力主要取決于蓄熱材料。如采用高純氧化鋁材料可提供達2000K的高焓氣流，能夠模擬飛行Ma6的狀態(tài)，而采用新型氧化鋯材料則可提供高達2500K的高焓氣流，能夠模擬飛行Ma8的狀態(tài)。蓄熱型加熱器初期成本較高，并且高溫耐火材料長時間工作會產(chǎn)生粉塵顆粒污染氣流。

直連式超燃沖壓試驗臺經(jīng)過多年發(fā)展已相對成熟，各研究機構根據(jù)自身研究需求建設了不同類型直連式超燃沖壓試驗臺，通過對比可以看到：電加熱方式能夠產(chǎn)生干凈、純凈的來流空氣，但加熱總溫受限，最高模擬飛行速度不超過Ma5.5；燃燒加熱方式結構簡單、設備成本和后期使用成本均較低，而且能夠達到較高的來流溫度，模擬飛行速度可達到Ma6，但試驗氣流中會含有COx、NOx等污染組分，影響試驗結果可靠性；電弧加熱方式加熱速度快、溫度高、效率高，能夠模擬飛行Ma6及以上的狀態(tài)，但設備前期投資大，同時電弧電離空氣產(chǎn)生原子和離子同樣存在污染組分影響。蓄熱型加熱器能夠提供較為純凈的空氣，但其設備性能主要取決于高溫耐火蓄熱材料，目前國內高性能耐火材料性能還有待提高，存在長時間工作會產(chǎn)生粉塵顆粒污染氣流的問題，并且初始成本也較高。

連續(xù)旋轉爆震試驗臺

連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機，或旋轉爆震發(fā)動機，一般為同軸圓環(huán)腔或者空心圓筒結構，燃料和氧化劑分別從頭部噴注，摻混后的混合物經(jīng)過爆震波掃過迅速反應釋熱，產(chǎn)物從尾部排出。連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機以近似等容燃燒替代等壓燃燒，可以省去前級機械壓縮裝置和渦輪以提高效率。進入21世紀后，隨著脈沖爆震發(fā)動機研制受阻，連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機逐漸受到了更多的關注，成為爆震發(fā)動機研究的熱點。盡管目前各科研機構主要研究火箭基旋轉爆震發(fā)動機，吸氣式連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機和組合式連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機也正在成為熱點。連續(xù)旋轉爆震試驗平臺包含供氣、排氣、控制和信號采集系統(tǒng)。通過控制供氣、點火時序，使燃燒室內的供氣和點火滿足試驗要求。

火箭基連續(xù)旋轉爆震試驗臺

美國空軍研究實驗室的火箭基連續(xù)旋轉爆震試驗臺（如圖11所示）使用氫氣和空氣，采用預爆管點火。該試驗臺制作了帶有光學窗口的燃燒室，開展了可視化研究，并用高速攝像機拍攝到了穩(wěn)定的爆震流場，獲得了爆震波瞬時結構尺寸。

連續(xù)旋轉爆震渦輪試驗臺

通過將一款商用的噴氣發(fā)動機的燃燒室替換為旋轉爆震燃燒室，日本名古屋大學研究人員設計了連續(xù)旋轉爆震渦輪發(fā)動機，并搭建了相關試驗設備，如圖12所示。

吸氣式連續(xù)旋轉爆震試驗臺

吸氣式旋轉爆震試驗臺由臺架、加熱器、噴管、隔離段、爆震燃燒室和排氣管組成，如圖 13所示。連續(xù)旋轉爆震發(fā)動機由來流整流段、超聲速噴管/氫氣噴注模塊、等直燃燒室和起爆用熱射流管組成。

連續(xù)旋轉爆震是近幾年興起的一種新的推進方式，目前相關研究仍然停留在連續(xù)旋轉爆震機理研究上。對比各研究機構相關試驗臺發(fā)現(xiàn)，目前針對連續(xù)旋轉爆震的研究主要使用的是氣態(tài)燃料，各個國家和研究機構雖然也都開展了液態(tài)燃料連續(xù)旋轉爆震的實驗研究，但是公開的文獻和實驗設備很少。突破液態(tài)燃料連續(xù)旋轉爆震關鍵技術是加快連續(xù)旋轉爆震工程化步伐的重要一環(huán)。

混合動力電推進集成測試平臺

混合動力分布式電推進系統(tǒng)是指通過傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機提供電力，利用分布在飛行器上不同位置的多個電機驅動推進器提供推力的一種新型推進系統(tǒng)概念。近年來，歐美各國的研究機構和企業(yè)紛紛啟動了混合動力飛行器的研究計劃，開展了大量設計和關鍵技術研究。

NASA的阿姆斯特朗飛行研究中心 (AFRC)聯(lián)合ESAero公司，設計開發(fā)了下一代混合動力電推進飛行器的研究平臺。該試驗臺由渦輪式發(fā)電機、交/直流轉換器、電池組系統(tǒng)、電子控制器、直流配電系統(tǒng)、電機驅動螺旋槳推進器組成。18個電機驅動的螺旋槳推進器安裝在一個長約9.45m的復合材料機翼前緣。整套系統(tǒng)被安裝在一臺改裝過的卡車上，通過車輛高速行駛模擬速度為112～128km/h的飛行情況。試驗臺的電池系統(tǒng)由6個大型電池組組成，電池系統(tǒng)輸出直流電，電壓為100V，輸出功率在200kW以上。利用控制系統(tǒng)，操作人員可以分別控制每組電機。

在機翼支撐架上裝有測力單元，可以測量機翼的升力、阻力、側向力以及俯仰力矩、滾轉力矩、偏航力矩。試驗中操作人員同時可以監(jiān)控電機、控制器等各部件的溫度、電壓等工作狀態(tài)：主要用于探索和發(fā)展混合動力電推進系統(tǒng)模塊化設計技術和集成技術；開展實時的發(fā)電機工作控制、電池容量管理以及功率需求管理試驗研究；發(fā)展分布式推進控制算法，根據(jù)飛行員設置的系統(tǒng)總推力目標來綜合單個推進器指令；開展能量管理系統(tǒng)研究，分析不同飛行模式下的發(fā)電機加載、電池充放電時間表；驗證誘導前緣高升力翼型結合分布式電推進系統(tǒng)在較低飛行速度時的效果。

試驗完成后，車載的試驗系統(tǒng)可以拆裝到固定試驗臺上用于后續(xù)其他技術研究，車載試驗獲得的結果將用于指導后續(xù)飛行試驗樣機的設計。

混合動力電推進系統(tǒng)作為一種新穎的動力形式，目前公開的試驗測試平臺很少。參考美國在這一領域的技術發(fā)展規(guī)劃與試驗設備建設，為支撐混合動力電推進系統(tǒng)研究，應首先建設百千瓦量級的系統(tǒng)總體試驗平臺，同步開展部件試驗設備建設，在此基礎上逐步發(fā)展兆瓦級混合動力電推進集成測試平臺及相關飛行測試平臺。

結束語

發(fā)展更為先進、測試精度更高的試驗/測試設備是研制新型動力系統(tǒng)的保障。目前，國內在航空動力試驗/測試設備設計、研制方面取得較大發(fā)展、積累了一定的經(jīng)驗，但是一些關鍵設備、測試傳感器/儀器的研發(fā)技術尚未突破，建議系統(tǒng)梳理航空動力試驗/測試設備研制所涉及到的技術問題，加強基礎研究，提升國內試驗測試設備技術水平，推動未來高超聲速動力、混合動力等新型動力系統(tǒng)發(fā)展。