現(xiàn)代飛行器正朝著高空、高速、經(jīng)濟(jì)、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(yàn)臺的建設(shè)也應(yīng)受到高度關(guān)注。

目前，新型推進(jìn)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(jī)和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)；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(jì)性，以滿足更加多元化的應(yīng)用場景，如混合動力電推進(jìn)系統(tǒng)。為支撐這些新型動力系統(tǒng)的研發(fā)，各國科研機(jī)構(gòu)正開展相應(yīng)的試驗(yàn)測試設(shè)備的建設(shè)。

直連式超燃沖壓試驗(yàn)臺

隨著高超聲速技術(shù)的發(fā)展，高超聲速導(dǎo)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(jī)等殺手锏武器已成為世界各軍事強(qiáng)國大力爭奪的制高點(diǎn)，動力裝置在其中起決定性作用。在大氣層范圍內(nèi)，傳統(tǒng)的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)受限于壓氣機(jī)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(jī)具有結(jié)構(gòu)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(shè)了大量的沖壓發(fā)動機(jī)相關(guān)的試驗(yàn)設(shè)備，如直連式試驗(yàn)臺、半自由射流試驗(yàn)臺及自由射流試驗(yàn)臺等。其中，直連式試驗(yàn)臺能夠開展超聲速氣流燃料噴射、點(diǎn)火、火焰穩(wěn)定、燃燒等沖壓發(fā)動機(jī)研制所涉及的核心關(guān)鍵技術(shù)的研究，是支撐沖壓發(fā)動機(jī)研發(fā)的最常見、最重要的設(shè)備。

目前，直連式?jīng)_壓燃燒室試驗(yàn)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(yàn)臺，以下分別予以簡要介紹。

電加熱型直連式試驗(yàn)臺

在美國國家航空航天局（NASA）Hyper-X項(xiàng)目資助下，弗吉尼亞大學(xué)搭建了雙模態(tài)超聲速燃燒直連式試驗(yàn)臺。該試驗(yàn)臺能夠開展的研究包括：超聲速氣流中液體碳?xì)淙剂系膰娚?、霧化、摻混特性；超聲速氣流中激波/邊界層相互干擾機(jī)理；超聲速氣流中燃料點(diǎn)火特性；凹腔、支板等火焰穩(wěn)定器的穩(wěn)焰特性及結(jié)構(gòu)優(yōu)化；雙模態(tài)超燃燃燒室模態(tài)轉(zhuǎn)換特性、控制規(guī)律；對超聲速氣流的計(jì)算流體力學(xué)（CFD）計(jì)算結(jié)果進(jìn)行校準(zhǔn)。

該試驗(yàn)臺采用立式結(jié)構(gòu)布局，如圖1所示。試驗(yàn)臺主要結(jié)構(gòu)包括1臺空氣壓縮機(jī)、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(yàn)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(jī)提供高壓空氣進(jìn)入干燥系統(tǒng)，之后進(jìn)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?qū)?.75kg/s的氣流從300K加熱到1200K，進(jìn)入二維噴管產(chǎn)生Ma2.03的超聲速氣流再進(jìn)入燃燒室，能夠模擬飛行Ma5的狀態(tài)。

燃油供應(yīng)系統(tǒng)采用高壓氣罐提供燃油供應(yīng)壓力，通過調(diào)節(jié)氣罐壓力來調(diào)節(jié)燃油噴射壓力。該試驗(yàn)臺具有液體碳?xì)淙剂虾蜌怏w燃料兩套燃料供應(yīng)系統(tǒng)，包括JP-4、JP-7、甲烷、氫氣。

燃燒室試驗(yàn)段從二維噴管出來的Ma2.03的超聲速氣流進(jìn)入矩形通道試驗(yàn)段，包括隔離段、等直燃燒室、擴(kuò)張段，最后從排氣系統(tǒng)排出。根據(jù)研究內(nèi)容的不同，試驗(yàn)段可以加裝斜坡、凹腔、支板等火焰穩(wěn)定裝置。試驗(yàn)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(xué)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(xué)測量兩類，能夠?qū)﹄p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(shí)時監(jiān)測來流滯止溫度。

該試驗(yàn)設(shè)備具備較齊全的非接觸式光學(xué)測量方法，主要有紋影法、基于半導(dǎo)體激光調(diào)制的二維斷層成像技術(shù)（Tunable Diode Laser Absorption Tomography，TDLAT）、三維粒子成像測速技術(shù)（Particle Image Velocimetry，PIV）、 平 面 激光誘導(dǎo)熒光（Planar Laser-Induced Fluorescence，PLIF）等測試手段，能夠?qū)Ω邷厝細(xì)獾乃矐B(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(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)采用微機(jī)電 系 統(tǒng)（Micro-Electro-Mechanical Systems ，MEMS）加工技術(shù)加工，其測量系統(tǒng)主要利用半導(dǎo)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(yàn)臺，如俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院（CIAM）也建有Ц-16ВК電阻加熱型直連式試驗(yàn)臺，是CIAM科學(xué)試驗(yàn)中心擁有的最大的超聲速試驗(yàn)臺，如圖3所示，其氣動噴管出口直徑達(dá)0.5 m。該試驗(yàn)臺能夠采用液體煤油和氣體碳?xì)浠衔镒鳛槿剂?，流量可達(dá)1 kg/s。

Ц-16ВК試驗(yàn)臺采用了能保證其工作的空氣和燃料供應(yīng)系統(tǒng)、空氣電加熱系統(tǒng)、數(shù)字控制和調(diào)節(jié)系統(tǒng)。Ц-16ВК試驗(yàn)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(fù)功能、氣動噴管、推力測量裝置和從氣壓艙抽出燃?xì)獾囊龤庀到y(tǒng)。試驗(yàn)臺氣動噴管進(jìn)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(yàn)臺可以進(jìn)行同樣尺寸的用于俄羅斯氣動飛行試驗(yàn)的超聲速噴氣發(fā)動機(jī)試驗(yàn)，也可以進(jìn)行臺架試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)結(jié)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(yàn)臺

美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室搭建的亞燃/超燃直連式試驗(yàn)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(yàn)臺包括液體碳?xì)淙剂虾蜌怏w燃料兩套燃料供應(yīng)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(yàn)段。試驗(yàn)臺示意如圖4所示。

該試驗(yàn)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(bǔ)氧的方式直接加熱到2500 K的總溫，能夠模擬高達(dá)Ma7的飛行工況。高焓氣流通過57.2mm×177.8 mm的二維噴管進(jìn)入燃燒試驗(yàn)段。

密歇根大學(xué)雙模態(tài)超聲速燃燒試驗(yàn)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(bǔ)氧燃燒加熱方式。該試驗(yàn)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(yàn)臺整體組成結(jié)構(gòu)和美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室的設(shè)備類似，以下重點(diǎn)說明試驗(yàn)測試段的結(jié)構(gòu)，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(jìn)入隔離段，試驗(yàn)臺采用不銹鋼結(jié)構(gòu)加工，并且采用石英玻璃設(shè)置了觀察窗。預(yù)燃段包括能夠加速進(jìn)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(shè)置后緣傾斜的凹腔火焰穩(wěn)定器，凹腔內(nèi)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(kuò)張燃燒室。收縮式燃油噴嘴提供聲速燃油噴射，試驗(yàn)過程不超過15s，所以無須對試驗(yàn)段進(jìn)行冷卻。在試驗(yàn)段采用光學(xué)方法對激波流場進(jìn)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(yàn)臺

這種試驗(yàn)臺的典型是NASA蘭利中心的電弧加熱超燃試驗(yàn)臺，如圖7所示。電弧加熱器因其加熱溫度過高，所以在進(jìn)氣系統(tǒng)和電加熱試驗(yàn)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(jìn)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(jìn)入摻混腔和另一股低溫來流摻混達(dá)到模擬的滯止總焓。混合后的高焓空氣流通過膨脹進(jìn)入噴管，輸送到試驗(yàn)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(jié)構(gòu)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(jìn)行冷卻。

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

約翰霍普金斯大學(xué)也建有類似的電弧加熱型試驗(yàn)設(shè)備，該設(shè)備前期經(jīng)費(fèi)投資巨大，目前較少有單位建設(shè)。

蓄熱加熱型直連式試驗(yàn)臺

蓄熱加熱型試驗(yàn)臺采用蓄熱器對空氣進(jìn)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(yù)熱系統(tǒng)（如燃燒器）和相關(guān)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(shè)有耐高溫支撐結(jié)構(gòu)。目前，常用高溫蓄熱材料為高熔點(diǎn)、密度大、熱容大的耐火氧化物陶瓷，如氧化鋁、氧化鋯等，試驗(yàn)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(dá)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(dá)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(yàn)臺經(jīng)過多年發(fā)展已相對成熟，各研究機(jī)構(gòu)根據(jù)自身研究需求建設(shè)了不同類型直連式超燃沖壓試驗(yàn)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(jié)構(gòu)簡單、設(shè)備成本和后期使用成本均較低，而且能夠達(dá)到較高的來流溫度，模擬飛行速度可達(dá)到Ma6，但試驗(yàn)氣流中會含有COx、NOx等污染組分，影響試驗(yàn)結(jié)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(shè)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(shè)備性能主要取決于高溫耐火蓄熱材料，目前國內(nèi)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(zhuǎn)爆震試驗(yàn)臺

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)，或旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)，一般為同軸圓環(huán)腔或者空心圓筒結(jié)構(gòu)，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(yīng)釋熱，產(chǎn)物從尾部排出。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)以近似等容燃燒替代等壓燃燒，可以省去前級機(jī)械壓縮裝置和渦輪以提高效率。進(jìn)入21世紀(jì)后，隨著脈沖爆震發(fā)動機(jī)研制受阻，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)逐漸受到了更多的關(guān)注，成為爆震發(fā)動機(jī)研究的熱點(diǎn)。盡管目前各科研機(jī)構(gòu)主要研究火箭基旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)，吸氣式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)和組合式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)也正在成為熱點(diǎn)。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震試驗(yàn)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(diǎn)火時序，使燃燒室內(nèi)的供氣和點(diǎn)火滿足試驗(yàn)要求。

火箭基連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震試驗(yàn)臺

美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室的火箭基連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震試驗(yàn)臺（如圖11所示）使用氫氣和空氣，采用預(yù)爆管點(diǎn)火。該試驗(yàn)臺制作了帶有光學(xué)窗口的燃燒室，開展了可視化研究，并用高速攝像機(jī)拍攝到了穩(wěn)定的爆震流場，獲得了爆震波瞬時結(jié)構(gòu)尺寸。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪試驗(yàn)臺

通過將一款商用的噴氣發(fā)動機(jī)的燃燒室替換為旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，日本名古屋大學(xué)研究人員設(shè)計(jì)了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機(jī)，并搭建了相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備，如圖12所示。

吸氣式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震試驗(yàn)臺

吸氣式旋轉(zhuǎn)爆震試驗(yàn)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(zhuǎn)爆震發(fā)動機(jī)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(zhuǎn)爆震是近幾年興起的一種新的推進(jìn)方式，目前相關(guān)研究仍然停留在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震機(jī)理研究上。對比各研究機(jī)構(gòu)相關(guān)試驗(yàn)臺發(fā)現(xiàn)，目前針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的研究主要使用的是氣態(tài)燃料，各個國家和研究機(jī)構(gòu)雖然也都開展了液態(tài)燃料連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的實(shí)驗(yàn)研究，但是公開的文獻(xiàn)和實(shí)驗(yàn)設(shè)備很少。突破液態(tài)燃料連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震關(guān)鍵技術(shù)是加快連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震工程化步伐的重要一環(huán)。

混合動力電推進(jìn)集成測試平臺

混合動力分布式電推進(jìn)系統(tǒng)是指通過傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)提供電力，利用分布在飛行器上不同位置的多個電機(jī)驅(qū)動推進(jìn)器提供推力的一種新型推進(jìn)系統(tǒng)概念。近年來，歐美各國的研究機(jī)構(gòu)和企業(yè)紛紛啟動了混合動力飛行器的研究計(jì)劃，開展了大量設(shè)計(jì)和關(guān)鍵技術(shù)研究。

NASA的阿姆斯特朗飛行研究中心 (AFRC)聯(lián)合ESAero公司，設(shè)計(jì)開發(fā)了下一代混合動力電推進(jìn)飛行器的研究平臺。該試驗(yàn)臺由渦輪式發(fā)電機(jī)、交/直流轉(zhuǎn)換器、電池組系統(tǒng)、電子控制器、直流配電系統(tǒng)、電機(jī)驅(qū)動螺旋槳推進(jìn)器組成。18個電機(jī)驅(qū)動的螺旋槳推進(jìn)器安裝在一個長約9.45m的復(fù)合材料機(jī)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(yàn)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(jī)。

在機(jī)翼支撐架上裝有測力單元，可以測量機(jī)翼的升力、阻力、側(cè)向力以及俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩。試驗(yàn)中操作人員同時可以監(jiān)控電機(jī)、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(jìn)系統(tǒng)模塊化設(shè)計(jì)技術(shù)和集成技術(shù)；開展實(shí)時的發(fā)電機(jī)工作控制、電池容量管理以及功率需求管理試驗(yàn)研究；發(fā)展分布式推進(jìn)控制算法，根據(jù)飛行員設(shè)置的系統(tǒng)總推力目標(biāo)來綜合單個推進(jìn)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(jī)加載、電池充放電時間表；驗(yàn)證誘導(dǎo)前緣高升力翼型結(jié)合分布式電推進(jìn)系統(tǒng)在較低飛行速度時的效果。

試驗(yàn)完成后，車載的試驗(yàn)系統(tǒng)可以拆裝到固定試驗(yàn)臺上用于后續(xù)其他技術(shù)研究，車載試驗(yàn)獲得的結(jié)果將用于指導(dǎo)后續(xù)飛行試驗(yàn)樣機(jī)的設(shè)計(jì)。

混合動力電推進(jìn)系統(tǒng)作為一種新穎的動力形式，目前公開的試驗(yàn)測試平臺很少。參考美國在這一領(lǐng)域的技術(shù)發(fā)展規(guī)劃與試驗(yàn)設(shè)備建設(shè)，為支撐混合動力電推進(jìn)系統(tǒng)研究，應(yīng)首先建設(shè)百千瓦量級的系統(tǒng)總體試驗(yàn)平臺，同步開展部件試驗(yàn)設(shè)備建設(shè)，在此基礎(chǔ)上逐步發(fā)展兆瓦級混合動力電推進(jìn)集成測試平臺及相關(guān)飛行測試平臺。

結(jié)束語

發(fā)展更為先進(jìn)、測試精度更高的試驗(yàn)/測試設(shè)備是研制新型動力系統(tǒng)的保障。目前，國內(nèi)在航空動力試驗(yàn)/測試設(shè)備設(shè)計(jì)、研制方面取得較大發(fā)展、積累了一定的經(jīng)驗(yàn)，但是一些關(guān)鍵設(shè)備、測試傳感器/儀器的研發(fā)技術(shù)尚未突破，建議系統(tǒng)梳理航空動力試驗(yàn)/測試設(shè)備研制所涉及到的技術(shù)問題，加強(qiáng)基礎(chǔ)研究，提升國內(nèi)試驗(yàn)測試設(shè)備技術(shù)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。