呂治國(guó),李國(guó)君,趙榮娟,羅義成,孔榮宗,鐘 涌,姜 華

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

0 引 言

美國(guó)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(gè)世界著名的高超聲速地面模擬試驗(yàn)研究中心，也是現(xiàn)在美國(guó)軍方氣動(dòng)熱和氣動(dòng)光學(xué)評(píng)估中心(Aerothermal and Aero-Optics Evaluation Center)的依托單位，這個(gè)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(shí)驗(yàn)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(gè)附屬于康奈爾大學(xué)的非盈利性研究機(jī)構(gòu)，即康奈爾航空實(shí)驗(yàn)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(lái)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(dòng)力公司等。2005年，宇航運(yùn)輸業(yè)務(wù)從通用動(dòng)力公司剝離出來(lái)并獲得了獨(dú)立的法人資格，董事會(huì)恢復(fù)了卡爾斯潘公司的名稱，并將業(yè)務(wù)集中在運(yùn)輸、宇航試驗(yàn)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(guó)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(diǎn)介紹和分析卡爾斯潘公司后來(lái)發(fā)展的2座世界級(jí)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(yàn)研究項(xiàng)目情況，希望可以對(duì)我國(guó)脈沖設(shè)備建設(shè)、試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)發(fā)展提供有益的參考和借鑒。

表1 美國(guó)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(yùn)行原理

1.1激波風(fēng)洞運(yùn)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(dòng)段、被驅(qū)動(dòng)段、噴管、試驗(yàn)段和真空箱組成。其運(yùn)行原理如下：首先，在激波管的驅(qū)動(dòng)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(dòng)能力；在被驅(qū)動(dòng)段充入試驗(yàn)氣體，當(dāng)驅(qū)動(dòng)氣體的壓力達(dá)到一定值時(shí)，控制主膜片破裂，這個(gè)過(guò)程產(chǎn)生的激波向被驅(qū)動(dòng)段中試驗(yàn)氣體傳播，膨脹波向驅(qū)動(dòng)氣體傳播；向下游傳播的激波在被驅(qū)動(dòng)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(yàn)氣體達(dá)到高溫高壓的滯止?fàn)顟B(tài)；當(dāng)被驅(qū)動(dòng)段與噴管之間的膜片破裂后，試驗(yàn)氣體通過(guò)噴管膨脹后達(dá)到試驗(yàn)狀態(tài)。

1.2高焓膨脹管風(fēng)洞運(yùn)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(dòng)段和噴管之間增加了一段加速段。以常規(guī)運(yùn)行的最簡(jiǎn)單膨脹管為例，其運(yùn)行過(guò)程如下：設(shè)備準(zhǔn)備過(guò)程中，分別在驅(qū)動(dòng)段中充入高壓驅(qū)動(dòng)氣體，在被驅(qū)動(dòng)段中充入低壓試驗(yàn)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(guò)抽真空的方式保留一定壓力的氣體；當(dāng)驅(qū)動(dòng)氣體壓力達(dá)到一定值時(shí)，控制主膜片(金屬膜片)破裂，在試驗(yàn)氣體中立即產(chǎn)生第1道激波使試驗(yàn)氣體的溫度和壓力升高，試驗(yàn)氣體被加速(第1次加速，超聲速)；此后，激波通過(guò)全部試驗(yàn)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(duì)第1道較薄弱)進(jìn)入膨脹加速段；與此同時(shí)應(yīng)有一逆流膨脹波(非定常膨脹波)形成，往后傳入試驗(yàn)氣體，但由于試驗(yàn)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(yàn)氣體第2次加速，在加速的同時(shí)，試驗(yàn)氣體的溫度、壓力亦隨之下降；試驗(yàn)氣體經(jīng)過(guò)2次加速過(guò)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(yàn)時(shí)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(gè)11英寸×15英寸的激波風(fēng)洞，用來(lái)進(jìn)行基礎(chǔ)研究和新型高超聲速脈沖設(shè)備設(shè)計(jì)。這座風(fēng)洞的應(yīng)用和先進(jìn)測(cè)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(yùn)行到反射運(yùn)行飛躍的大型脈沖設(shè)備。該風(fēng)洞還有一個(gè)特點(diǎn)就是使用加熱氦氣作為驅(qū)動(dòng)氣體。這座設(shè)備建成后，被廣泛用于進(jìn)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(yàn)。在該設(shè)備上先后進(jìn)行了阿波羅返回艙、航天飛機(jī)以及星際探測(cè)飛行器等多種試驗(yàn)研究。這個(gè)設(shè)備不足之處主要是試驗(yàn)時(shí)間短以及試驗(yàn)段相對(duì)較小等，好在使用擴(kuò)展驅(qū)動(dòng)段時(shí)，最長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)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(chǎng)品質(zhì)和較長(zhǎng)的有效運(yùn)行時(shí)間，卡爾斯潘公司利用這座風(fēng)洞為后來(lái)的脈沖設(shè)備發(fā)展了多種測(cè)試技術(shù)[3]。從建成后到現(xiàn)在60多年來(lái)，使用這座設(shè)備在高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)中進(jìn)行了大量的試驗(yàn)來(lái)評(píng)估和改進(jìn)CFD預(yù)測(cè)方法，對(duì)美國(guó)的APOLLO飛船計(jì)劃和航天飛機(jī)計(jì)劃提供了大量的高超聲速地面模擬試驗(yàn)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(jì)了96英寸激波風(fēng)洞，它采用電加熱氫氣作為驅(qū)動(dòng)氣體，使它的性能超過(guò)了以前同類脈沖風(fēng)洞能夠達(dá)到的指標(biāo)。從建成開(kāi)始，就進(jìn)行了一系列基礎(chǔ)研究、飛行器設(shè)計(jì)和評(píng)估數(shù)據(jù)試驗(yàn)。這些研究包括：高超聲速氣動(dòng)力和氣動(dòng)加熱研究、動(dòng)穩(wěn)定性研究、高超聲速推進(jìn)(包括噴流干擾和外部燃燒)和燃燒室進(jìn)氣道性能研究、磁流體動(dòng)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(yàn)研究。

1989年，雖然LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞將要建好了，但為了及時(shí)滿足超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究的需求，卡爾斯潘公司又對(duì)這座風(fēng)洞設(shè)備進(jìn)行了大規(guī)模的技術(shù)改造，以得到更高的焓值和更長(zhǎng)的有效試驗(yàn)時(shí)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(chǎng)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(yàn)研究能力均可以覆蓋96英寸激波風(fēng)洞，試驗(yàn)效率的提高降低了96英寸激波風(fēng)洞存在的價(jià)值；另一方面美國(guó)高超聲速飛行器研制以及深空探測(cè)研究需要建設(shè)試驗(yàn)?zāi)M能力(如氣流焓值更高、速度范圍更寬)更強(qiáng)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(yàn)段和部分測(cè)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(duì)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(guò)有關(guān)該風(fēng)洞公開(kāi)報(bào)道的文獻(xiàn)資料相對(duì)較少，甚至沒(méi)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(cè)試技術(shù)等方面的報(bào)告[5-7]。

3 LENSⅠ激波風(fēng)洞

LENS Ⅰ激波風(fēng)洞(見(jiàn)圖1)是結(jié)合過(guò)去多年激波風(fēng)洞設(shè)備發(fā)展的特點(diǎn)設(shè)計(jì)、建造的大型反射激波風(fēng)洞[8-9]。1986年開(kāi)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(dòng)力學(xué)問(wèn)題提供相應(yīng)的試驗(yàn)設(shè)備，該設(shè)備能夠提供高質(zhì)量的試驗(yàn)氣流和較長(zhǎng)的有效試驗(yàn)時(shí)間。隨著國(guó)家航空航天計(jì)劃(NASP)的出現(xiàn)，LENS Ⅰ 的目標(biāo)升級(jí)為：在馬赫數(shù)6～15范圍內(nèi)完全模擬航天飛機(jī)的飛行雷諾數(shù)。另一個(gè)目標(biāo)就是為了進(jìn)行速度達(dá)到約4.6km/s的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面模擬試驗(yàn)。為了提供高焓和高壓環(huán)境的試驗(yàn)氣流，該風(fēng)洞采用氫氣驅(qū)動(dòng)的運(yùn)行方式。

圖1 LEN I激波風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)芰?/p>

LENS Ⅰ激波風(fēng)洞由外式加熱驅(qū)動(dòng)段夾膜段(長(zhǎng)7.77m(25.5英尺，以下均為國(guó)際單位制)內(nèi)徑297.4mm)、被驅(qū)動(dòng)段(長(zhǎng)18.29m內(nèi)徑203mm)、快速作用的中心體閥以及多個(gè)噴管和試驗(yàn)段等組成，試驗(yàn)段內(nèi)徑為2.44m。為了防止氫脆現(xiàn)象，在驅(qū)動(dòng)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(dòng)壓力可以達(dá)到206MPa，驅(qū)動(dòng)氣體(氫氣、氦氣、氮?dú)饣蛘咚鼈兊幕旌蠚怏w)可以加熱到400℃。為了獲得縫合接觸面運(yùn)行條件下最長(zhǎng)的試驗(yàn)時(shí)間，這些氣體比例可以按需要改變?？梢允褂每諝狻鍤?、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(yàn)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(chǎng)條件下，LENS Ⅰ激波風(fēng)洞可以在不加熱條件下運(yùn)行，由于設(shè)備規(guī)模相對(duì)較大，可以比48英寸激波風(fēng)洞獲得較高雷諾數(shù)和較長(zhǎng)的試驗(yàn)時(shí)間。

從1992年建成開(kāi)始，LENS Ⅰ 激波風(fēng)洞被廣泛用于進(jìn)行導(dǎo)彈、帶超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器等高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)研究，這為飛行器的研制和CFD計(jì)算驗(yàn)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(chǎng)條件，被廣泛用于進(jìn)行對(duì)高超聲速飛行器研制非常重要的粘性干擾、真實(shí)氣體效應(yīng)、邊界層轉(zhuǎn)捩和化學(xué)流動(dòng)現(xiàn)象研究。

4 LENS Ⅱ 激波風(fēng)洞

為了增強(qiáng)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(jiàn)圖2)，目的是為了進(jìn)行馬赫數(shù)范圍3～8的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究、氣動(dòng)熱和氣動(dòng)光學(xué)評(píng)估試驗(yàn)和其他高超聲速全尺寸模型(M3～7)模擬試驗(yàn)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(yùn)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(chǎng)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(yàn)?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(dòng)段長(zhǎng)度增加到18.29m，被驅(qū)動(dòng)段長(zhǎng)度增加到30.48m。該風(fēng)洞配備有3個(gè)型面噴管和1個(gè)錐形噴管，型面噴管對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)范圍分別是3～5、5～8及8～11，錐形噴管對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)范圍是7～15。試驗(yàn)時(shí)間范圍在20～100ms之間。試驗(yàn)氣流速度范圍在910～2740m/s之間[10]。

LENS Ⅱ激波風(fēng)洞進(jìn)行的試驗(yàn)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(dòng)機(jī)和多體分離相關(guān)的非定常試驗(yàn)技術(shù)[11-12]，開(kāi)展了超燃發(fā)動(dòng)機(jī)研究試驗(yàn)、氣動(dòng)熱和氣動(dòng)光學(xué)評(píng)估試驗(yàn)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(yàn)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(yàn)都是在LENS Ⅰ激波風(fēng)洞反射運(yùn)行模式下得到的。在這些試驗(yàn)中，試驗(yàn)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(jìn)入噴管加速。在駐室中，試驗(yàn)氣體達(dá)到組分平衡狀態(tài)。當(dāng)試驗(yàn)氣流通過(guò)喉道和噴管后，氣體溫度在膨脹的過(guò)程中迅速下降。這個(gè)過(guò)程可能會(huì)導(dǎo)致部分離解的氣體來(lái)不及復(fù)合，使自由流處于非平衡狀態(tài)。為了改善這個(gè)狀況，卡爾斯潘公司對(duì)現(xiàn)有的LENS Ⅱ設(shè)備進(jìn)行改造，成為L(zhǎng)ENS X膨脹管風(fēng)洞(見(jiàn)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(lái)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(yàn)氣流。

LENS X膨脹管風(fēng)洞主要進(jìn)行高焓相關(guān)的地面模擬試驗(yàn)研究，如高超聲速飛行器附面層轉(zhuǎn)捩特性研究、真實(shí)氣體化學(xué)層流條件下粘性與無(wú)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(dòng)氣體輻射熱特性試驗(yàn)研究等。在LENS X 膨脹管風(fēng)洞上開(kāi)展的真實(shí)氣體效應(yīng)相關(guān)方面的試驗(yàn)研究較多，如：真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)分離流動(dòng)以及激波和激波附面層干擾研究、真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)再入通訊中斷特性研究、真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)附面層轉(zhuǎn)捩特性影響研究和真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)控制面氣動(dòng)力/熱特性影響研究等[13-18]。

LENS X膨脹管風(fēng)洞的另一個(gè)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(yùn)行和控制技術(shù)、試驗(yàn)技術(shù)和發(fā)展適合于膨脹管風(fēng)洞的測(cè)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(yàn)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(guó)星際深空探測(cè)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(jiàn)圖4)。

該膨脹管風(fēng)洞內(nèi)徑為609mm，總長(zhǎng)73m。該風(fēng)洞具有兩個(gè)試驗(yàn)段，一個(gè)在噴管前，也就是在膨脹管加速段末端，其直徑為609mm，用于進(jìn)行膨脹管模式的試驗(yàn)研究，在噴管后的2.44m試驗(yàn)段主要進(jìn)行膨脹管風(fēng)洞模式的試驗(yàn)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(yàn)?zāi)芰Φ玫搅舜蠓忍嵘?，能夠模擬現(xiàn)在真實(shí)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(zhǎng)的有效試驗(yàn)時(shí)間。而且試驗(yàn)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(dòng)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(shí)可以達(dá)到120MJ/kg。有效試驗(yàn)時(shí)間可以達(dá)到4ms，試驗(yàn)氣流馬赫數(shù)可超過(guò)30，雷諾數(shù)可超過(guò)107。試驗(yàn)氣流速度可超過(guò)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(yàn)狀態(tài)中激波速度可以達(dá)到12.4km/s。從已經(jīng)進(jìn)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(guò)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(dòng)的膨脹管風(fēng)洞相比，LENS XX 膨脹管風(fēng)洞的主要特點(diǎn)有如下2個(gè)方面：一是使用電加熱氫氣作為驅(qū)動(dòng)氣體，使驅(qū)動(dòng)氣體的聲速提升了1倍，從而使試驗(yàn)氣體能夠達(dá)到更高的焓值，與電弧驅(qū)動(dòng)和燃燒驅(qū)動(dòng)相比，更容易保證試驗(yàn)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(dòng)相比，提高了試驗(yàn)條件的重復(fù)性。

LENS XX膨脹管風(fēng)洞的性能參數(shù)通過(guò)激波速度測(cè)量，皮托壓力探測(cè)、自由流壓力探針和紋影儀以及非理想氣體模型數(shù)值計(jì)算得到。在LENS XX膨脹管風(fēng)洞上進(jìn)行試驗(yàn)的重點(diǎn)在于評(píng)估高超聲速飛行器面臨的真實(shí)氣體效應(yīng)和非平衡效應(yīng)，研究高超聲速飛行器再入時(shí)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(jìn)行了高速激波波前的可見(jiàn)和紫外輻射測(cè)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(yàn)證這座設(shè)備的性能，也進(jìn)行了鈍錐模型的氣動(dòng)熱測(cè)量和圓柱模型激波滯止線的輻射測(cè)量。近期的研究目標(biāo)是通過(guò)在LENS XX膨脹管風(fēng)洞上進(jìn)行試驗(yàn)來(lái)復(fù)現(xiàn)Fire II和BSUV飛行試驗(yàn)得到的一些數(shù)據(jù)，發(fā)展焓值高于10MJ/kg時(shí)更為合適的氣體化學(xué)模型[20-23]。

7 結(jié)束語(yǔ)

美國(guó)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(guó)不同時(shí)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(duì)美國(guó)APOLLO飛船計(jì)劃和航天飛機(jī)計(jì)劃流場(chǎng)模擬的需求；96英寸激波風(fēng)洞是為了滿足飛船計(jì)劃航天飛機(jī)計(jì)劃大尺度流場(chǎng)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(dòng)機(jī)飛行器模擬試驗(yàn)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(dòng)熱和氣動(dòng)光學(xué)評(píng)估以及含有超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高超聲速飛行器試驗(yàn)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(guó)高超聲速飛行器高焓真實(shí)氣體效應(yīng)、深空探測(cè)等方面的需求。

為了滿足美國(guó)高超聲速飛行器高焓真實(shí)氣體效應(yīng)、深空探測(cè)等方面的需求。這些設(shè)備在美國(guó)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(jìn)行高超聲速地面試驗(yàn)?zāi)M的效率是不相同的，總的說(shuō)來(lái)就是小型高超聲速脈沖設(shè)備效率高，可以進(jìn)行大量的涉及高超聲速流動(dòng)現(xiàn)象的基礎(chǔ)研究，大型設(shè)備的試驗(yàn)效率相對(duì)低一些，可以進(jìn)行對(duì)高超聲速飛行器研制起重要作用的試驗(yàn)。

對(duì)于LENS系列脈沖設(shè)備來(lái)講，設(shè)備的不足之處主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：第一，設(shè)備規(guī)模相對(duì)較大，導(dǎo)致設(shè)備用氣量大增，因此導(dǎo)致試驗(yàn)成本也相對(duì)增加；第二，試驗(yàn)效率相對(duì)較低；第三，由于使用加熱氫氣作為驅(qū)動(dòng)氣體，設(shè)備運(yùn)行安全風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)較高。

我國(guó)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(wèn)題提供流場(chǎng)模擬條件。由于不同尺度、不同驅(qū)動(dòng)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(guó)高超聲速飛行器研制的具體需求，借鑒美國(guó)建設(shè)LENS系列脈沖設(shè)備的經(jīng)驗(yàn)，建設(shè)模擬能力、試驗(yàn)效率相互補(bǔ)充配套以及安全運(yùn)行的脈沖設(shè)備群。

參考文獻(xiàn):

[1]http://www.calspan.com/ourCompany/history[OL].2012.10.

[2]Calspan-UP research center,large energy national shock tunnel: description and capabilities[R].ADA338839,Dec.1990.

[3]Eric C Marineau.Force measurements in hypervelocity flows with an acceleration compensated piezoelectric balance[R].AIAA 2011-952.

[4]Albrechcinski T,Boyer D,Chadwick K,et al.Calspan’s upgraded 96hypersonic shock tunnel: its development and application in the performance of research & testing at higher enthalpies[R].AIAA 95-0236.

[5]Michael G Dunn,Moller J C,Steele R C.Development of a new high-enthalpy shock tunnek[R].AIAA 88-2782.

[6]Michael G Dunn.Experimental study of high-enthalpy shock-tunnel flow.part I-shock-tube flow and nozzle starting time[J].AIAA Journal,1969,7(8): 1553-1560.

[7]Michael G Dunn.Experimental study of high-enthalpy shock-tunnel flow.Part II: nozzle-flow characteristics[J].AIAA Journal,1969,7(9): 1717-1724.

[8]Holden M S,Chadwick K,Kolly J.Hypervelocity studies in the LENS facility[R].AIAA 95-6040.

[9]Holden M S,Craig J E,Kolly J M.Instrumentation for flow calibration and vehicle measurements in hypervelocity flows in the LENS facility[C]//International Congress on Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities,1995,1422.

[10]Wadhams T P,MacLean M G,Holden M S,et al.A review of transition studies on full-scale flight vehicles at duplicated flight conditions in the LENS tunnels and comparisons with prediction methods and flight measurement[R].AIAA 2010-1246.

[11]Holden M S,Chadwick K,Kolly J.Hypervelocity vehicle and combustion studies in the LENS facility[R].AIAA 95-2523.

[12]Holden M S,et al.Experimental and numerical studies on hypersonic vehicle performance in the LENS shock and expansion tunnels[R].AIAA 2006-0125.

[13]Ioannis Nompelis.Numerical simulation of high enthalpy experiments in the lens X expansion tube facility[R].AIAA 2004-1000.

[14]姜宗林,俞鴻儒.高超聲速激波風(fēng)洞研究進(jìn)展[J].力學(xué)進(jìn)展,2009,39(6): 766-776.

Jiang Zonglin,Yu Hongyu.Progress of the research on hypersonic shock tunnels[J].Advances in Mechanics,2009,39(6): 766-776.

[15]Holden M S,Wadhams T P,MacLean M,et al.Experimental studies in LENS Ⅰ and X to evaluate real gas effects on hypervelocity vehicle performance[R].AIAA 2007-204.

[16]Nompelis I,Candler G V,Wadhams T P,et al.Numerical simulation of high-enthalpy experiments in the LENS-X expansion tube facility[R].AIAA 2004-1000.

[17]Aaron Dufrene,Mattew MacLean,Ronald AParker,et al.Characterization of the new LENS expansion tunnel facility[R].AIAA 2010-1564.

[18]Holden M S,Wadhams T P.MacLean M.Experimental studies in the LENS supersonic and hypersonic tunnels for hypervelocity vehicle performance and code validation[R].AIAA 2008-2505.

[19]Dufrene A,MacLean M,Parker R A,et al.Characterization of the new LENS expansion tunnel facility[R].AIAA 2010-1564.

[20]Matthew MacLean,Eric Marineau,Ronald Parker.Effect of surface catalysis on measured heat transfer in an expansion tunnel facility[R].AIAA 2012-0651.

[21]Aaron Dufrene.Development of microwave plasma diagnostics for expansion tunnel characterization[R].AIAA 2012-0369.

[22]Wadhams T P,MacLean M G,Holden M S.Continuing experimental studies of high speed boundary layer transition in lens facilities to further the development of predictive tools for boundary layer transition in flight[R].AIAA 2013-0379.

[23]Aaron Dufrene,Matthew MacLean,Ronald Parker,et al.Experimental characterization of the LENS expansion tunnel facility including blunt body surface heating[R].AIAA 2011-626.

作者簡(jiǎn)介:

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