諶君謀, 陳 星, 畢志獻, 馬漢東

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

高超聲速飛行器因其飛行速度高，周圍氣體通過激波加熱或者黏性阻滯減速，使得分子隨機運動能量增加，產(chǎn)生數(shù)千度的高溫，引起氣體分子振動激發(fā)、離解、甚至電離，導(dǎo)致高超聲速氣體呈現(xiàn)真實氣體屬性[1]。高溫條件下存在真實氣體效應(yīng)，強烈地改變了飛行器周圍氣體的物理屬性和流場特性，是飛行器設(shè)計必須考慮的重要方向[2]。高超聲速氣體發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)或者不同能量模式之間的能量傳遞，給氣體動力學(xué)試驗和數(shù)值計算帶來了挑戰(zhàn)[3]。黏性相互作用和高超聲速流動特有的薄激波層、高熵層等物理現(xiàn)象增加了高超聲速流動研究的復(fù)雜性[4-5]。高超聲速高溫流動的研究主要包括剪切層的復(fù)雜性和尺度問題，邊界層轉(zhuǎn)捩、混合湍流流動、化學(xué)反應(yīng)流和燃燒及聲學(xué)等現(xiàn)象[6]。高超聲速流動物理現(xiàn)象認(rèn)識上的局限，導(dǎo)致其物理建模的不適當(dāng)，進而使得數(shù)值計算存在一定的不確定性，因此通過試驗研究高超聲速流動規(guī)律顯得非常重要。由于飛行試驗成本較高，大量的試驗研究需要在地面模擬設(shè)備中進行。

高超聲速飛行器飛行條件范圍廣和需要研究的物理現(xiàn)象獨特，使得單一高超聲速試驗設(shè)備無法滿足試驗需求[7]，導(dǎo)致高超聲速試驗設(shè)備呈現(xiàn)多樣化特征。對于風(fēng)洞試驗，目前無法對整個飛行包線開展氣動熱力學(xué)、氣動光學(xué)、氣動聲學(xué)等一系列試驗研究，只能對飛行試驗之前的“關(guān)鍵路徑”進行評估。通常我們采用的方法是部分模擬，主要分為三個范疇[8-9]。1) 在馬赫數(shù)5～12的低高超聲速區(qū)域，通過降低自由來流溫度降低自由來流的聲速，從而提高自由來流的馬赫數(shù)，進而實現(xiàn)高超聲速條件下馬赫數(shù)和雷諾數(shù)(Ma-Re)的模擬。2) 在速度大于3 km/s(超高速)甚至超過4 km/s時，空氣發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，需要模擬飛行環(huán)境下真實氣體的速度、壓力和溫度條件。3) 在高度大于80 km小于130 km時，表征稀薄程度的參數(shù)Kn數(shù)范圍為0.01～10，需要模擬Kn數(shù)、馬赫數(shù)、物面平均溫度和滯止溫度之比等參數(shù)。

超高速流動帶來的高溫效應(yīng)在常規(guī)“冷”狀態(tài)的高超聲速地面設(shè)備不能得到復(fù)現(xiàn)。用于模擬超高速流動高溫效應(yīng)的兩個關(guān)鍵參數(shù)是來流速度(比焓)和雙尺度參數(shù)ρL(ρ為密度，L為特征長度)[10]。對于空間再入飛行器和行星探測器返回地球時，其速度會超過6 km/s。如果模擬這個速度，熱流超過300 MW/m2[9]，連續(xù)式設(shè)備很難滿足要求。高焓激波風(fēng)洞為暫沖式風(fēng)洞，能夠產(chǎn)生非常高的溫度和壓力。雖然有效試驗時間被限制在毫秒級，但由于大量先進測試儀器的成功運用，在短暫的有效時間內(nèi)，已經(jīng)能夠用于研究飛行器在超高聲速狀態(tài)下的復(fù)雜氣體動力學(xué)、氣動光學(xué)、氣動聲學(xué)等問題[11]。另外，在高焓激波設(shè)備上還能開展超燃沖壓發(fā)動機、拋殼和級間分離試驗、電磁散射等技術(shù)的研究[12]。

驅(qū)動技術(shù)決定了高焓激波風(fēng)洞試驗段所能達到的總焓和總壓水平。增加驅(qū)動氣體壓力和提高驅(qū)動氣體聲速能夠有效增強驅(qū)動能力，使得高焓激波風(fēng)洞在激波管產(chǎn)生的入射激波強度更強。不同的驅(qū)動技術(shù)都是基于簡單的激波管而發(fā)展起來的。目前有效的驅(qū)動技術(shù)主要有變截面驅(qū)動、多段驅(qū)動、輕質(zhì)氣體驅(qū)動和加熱輕質(zhì)氣體驅(qū)動。為了獲得更高的總焓和總壓，一般將不同的驅(qū)動技術(shù)有效結(jié)合，以提高入射強激波的強度。

高焓激波風(fēng)洞為反射型激波風(fēng)洞，激波管中的試驗氣體經(jīng)過兩次穩(wěn)定的激波作用后溫度和壓力急劇升高?！案邷馗邏旱脑囼灇怏w發(fā)生了很強的振動激發(fā)、離解或電離。氣流在噴管的膨脹同時冷卻過程中，振動松弛和復(fù)合反應(yīng)再將其返回自然大氣的狀態(tài)，但這些過程需要時間去完成。由于膨脹過程中氣流速度迅速升高，密度和溫度迅速下降，流動來不及達到當(dāng)?shù)販囟葔毫ο碌臒峄瘜W(xué)平衡，在喉道下游不遠處就趨于熱化學(xué)凍結(jié)狀態(tài)。噴管出口處，氣流振動溫度與平動溫度有很大差別，化學(xué)組成也沒有達到低溫度下自然大氣的水平。也就是說，高焓風(fēng)洞自由流具有一定程度的熱化學(xué)非平衡?！盵13]這與高空大氣不同，對試驗結(jié)果產(chǎn)生不利影響，也給試驗段自由來流參數(shù)的確定帶來挑戰(zhàn)。高焓激波風(fēng)洞試驗自由來流參數(shù)的確定需要將風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬緊密聯(lián)系，使其相互驗證。

入射強激波在激波管末端反射后，產(chǎn)生的反射激波與激波管邊界層相互作用，在激波管近壁面處形成分叉區(qū)域；驅(qū)動氣體經(jīng)過分叉區(qū)域沿著壁面發(fā)生噴射，先于接觸面到達激波管末端區(qū)域，對試驗氣體形成早期污染。驅(qū)動氣體對試驗氣體的早期污染會改變自由來流氣體組分，影響化學(xué)反應(yīng)流動的測量；同時，早期污染問題會減少有效試驗時間，進而影響試驗結(jié)果以及試驗精度。為了提高試驗時間，必須減緩驅(qū)動氣體的早期污染，發(fā)展污染氣體推遲技術(shù)。

高焓激波風(fēng)洞有效試驗時間非常短，某些試驗狀態(tài)僅有1-5 ms。同時駐室溫度(8000 K以上)極高，激波管末端氣流滯止而產(chǎn)生巨大溫升，導(dǎo)致噴管喉道融化和侵蝕，金屬氣化導(dǎo)致流動污染，使得對喉道區(qū)域流動產(chǎn)生干擾[14]、對流場帶來一定的污染，而且對接觸式測量儀器產(chǎn)生干擾破壞。此外，風(fēng)洞運行時還存在嚴(yán)重的沖擊載荷和振動干擾。因此，基于常規(guī)激波風(fēng)洞發(fā)展的試驗技術(shù)，難以直接在此類設(shè)備使用，甚至是完全無法使用。這就需要發(fā)展高焓測試技術(shù)，以滿足氣動學(xué)科發(fā)展和飛行器研制的需求。在高焓激波風(fēng)洞進行的空氣動力模擬試驗中，試驗測量方法主要包括流動測量和流動顯示。通過各項空氣動力模擬試驗，測量相關(guān)數(shù)據(jù)，了解復(fù)雜的流動現(xiàn)象，為基礎(chǔ)研究和工程應(yīng)用研究中建立符合實際的數(shù)學(xué)模型提供高可信度的依據(jù)，而測試技術(shù)是獲得各類數(shù)據(jù)的關(guān)鍵。

針對高焓激波風(fēng)洞，本文系統(tǒng)介紹高焓激波風(fēng)洞的驅(qū)動技術(shù)、流場檢測技術(shù)、流場測試技術(shù)，分析了各種技術(shù)不同方法的優(yōu)缺點及其實用性，最后重點綜述了基本的試驗測試技術(shù)。

1 驅(qū)動技術(shù)

對于高焓激波風(fēng)洞，驅(qū)動技術(shù)是一個重要的基本環(huán)節(jié)，所謂驅(qū)動技術(shù)主要是指采用何種驅(qū)動方式獲得入射激波[15]，如何加熱試驗氣體，并獲得所需要的速度。不同的驅(qū)動技術(shù)都是基于簡單的激波管發(fā)展起來的。

從20世紀(jì)50年代開始，流體力學(xué)相關(guān)領(lǐng)域的發(fā)達國家針對不同高性能驅(qū)動方式開展廣泛研究[16-19]，結(jié)果顯示提高入射激波強度，獲得所需要的高焓氣流主要有兩種驅(qū)動方式：(1)提高驅(qū)動段(高壓段)氣體壓力P4與被驅(qū)動段(低壓段)氣體的壓力P1之比P41，并采用變截面驅(qū)動或多段驅(qū)動，可以有效提高P41。(2)增大驅(qū)動段聲速a4與被驅(qū)動段聲速a1之比a41，使用加熱(自由活塞驅(qū)動加熱、爆轟加熱和電加熱等)輕氣體驅(qū)動能夠有效提高a41。實際運行可以綜合采用上述辦法，進行有效取舍。

圖1 激波馬赫數(shù)Ms與P41和a41函數(shù)關(guān)系示意圖[9]Fig.1 Shock Mach numbers Ms as function of P41 and a41 for perfect monatomic driver and diatomic gases[9]

采用輕氣體和加熱輕氣體能夠有效提高驅(qū)動氣體聲速。不同輕氣體及加熱輕氣體所能實現(xiàn)的激波馬赫數(shù)如圖2所示。

圖2 不同驅(qū)動方式產(chǎn)生的入射激波速度對比圖[6]Fig.2 Summary of primary shock speed performance for different driver options[6]

壓縮加熱輕氣體驅(qū)動，也稱為自由活塞驅(qū)動。自由活塞驅(qū)動方式最初是由R. J. Stalker[18]提出來的，故自由活塞驅(qū)動反射激波風(fēng)洞亦稱為Stalker管。在壓縮管(驅(qū)動管)內(nèi)，通過一個重活塞迅速壓縮輕氣體使驅(qū)動氣體總溫和總壓迅速得到提高。澳大利亞昆士蘭大學(xué)T4[20]、美國加州理工學(xué)院T5[9]、英國牛津大學(xué)T6[21]、德國宇航中心HEG[29]和UniBW Munich的HELM[22]、日本宇航中心HEK和HIEST[23]和中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-21等高焓激波風(fēng)洞采用自由活塞驅(qū)動。

爆轟驅(qū)動能夠?qū)⒈Z波后的高壓有效轉(zhuǎn)變?yōu)橛杏玫脑鰤簤毫?，通過爆轟提高驅(qū)動氣體聲速是個極佳的選擇[6]。在爆轟驅(qū)動方法的探索中，中國科學(xué)院力學(xué)所做了出色的工作。中國科學(xué)院力學(xué)所JF-10[24]高焓激波風(fēng)洞采用爆轟驅(qū)動。美國NASA蘭利研究中心HYPULSE[25]和德國亞琛工業(yè)大學(xué)TH2-D[26]等高焓激波風(fēng)洞采用爆轟驅(qū)動。

通過電加熱器將驅(qū)動氣體加熱到500 K以上，相比室溫驅(qū)動，電加熱驅(qū)動可以使得驅(qū)動壓力提高2～5倍。美國Calspan大學(xué)LENS I和LENS II[27]等高焓激波風(fēng)洞將輕質(zhì)驅(qū)動氣體加熱到672 K，以此產(chǎn)生強激波。俄羅斯TSMIIMASH中心U-12高焓激波風(fēng)洞[22]采用電加熱氫氣或氦氣作為驅(qū)動氣體，提高噴管駐室的總焓和總壓。不同驅(qū)動技術(shù)對比如表1所示，自由活塞驅(qū)動可獲得最大的性能和運行靈活性，但技術(shù)風(fēng)險相對復(fù)雜[18]。爆轟驅(qū)動激波風(fēng)洞提供的有效試驗時間長、運行成本低、擴展性好，但在性能上(噴管總焓和總壓)比自由活塞驅(qū)動激波風(fēng)洞低[6]。電加熱驅(qū)動氣體的高焓激波風(fēng)洞試驗狀態(tài)有良好的重復(fù)性，但運行成本高，而且大量的輕質(zhì)氣體存儲、運輸、加熱和排放存在諸多不安全的因素[27-28]。不同驅(qū)動方式的性能、安全和工作效益及成本不一致，選擇何種驅(qū)動方式需要結(jié)合若干因素綜合考慮。

表1 驅(qū)動技術(shù)對比[10]Table 1 Comparison of driver technology[10]

2 流場檢測技術(shù)

高焓激波風(fēng)洞產(chǎn)生高焓高壓氣體，自由來流參數(shù)的確定過程比低焓超/高超聲速風(fēng)洞復(fù)雜很多。一方面是試驗氣體的屬性與量熱完全氣體不同，自由流中存在高振動能組元和原子離子組元。另一方面，現(xiàn)代光學(xué)測試技術(shù)目前無法精確測量噴管駐室條件。目前噴管駐室條件根據(jù)一維激波管理論計算獲得，相應(yīng)的測量參數(shù)為激波速度和噴管駐室壓力。

2.1 自由來流參數(shù)的確定

高焓激波風(fēng)洞自由流參數(shù)的確定和流場品質(zhì)優(yōu)劣決定了試驗的可靠性。自由流組分的診斷需要后面要詳述的流場光學(xué)診斷技術(shù)。高焓激波風(fēng)洞的自由流包含高振動能組元和原子離子組元，比熱比γ不是常溫空氣的常數(shù)。非平衡流的聲速和馬赫數(shù)沒有簡單的定義，即使對于凍結(jié)流的馬赫數(shù)，也不能像完全氣體那樣用簡單方法求得。高焓激波風(fēng)洞自由來流條件需要利用數(shù)值計算與一系列的測量參數(shù)進行對比，不斷迭代，如圖3。對于高焓流動，風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬之間是一個相互驗證、相互促進、相輔相成的過程。這一過程又驗證新的測試技術(shù)和數(shù)值物理化學(xué)模型，進而能深入了解設(shè)備的性能和相應(yīng)的流動機理。

圖3 高焓激波風(fēng)洞自由流參數(shù)調(diào)試流程[11]Fig.3 The debugging procedure of free stream conditions in high enthalpy shock tunnel[11]

2.2 有效時間的確定

在高焓激波風(fēng)洞中，驅(qū)動氣體經(jīng)過入射激波在激波管近壁面形成的分叉區(qū)域時，會對試驗氣體形成早期的污染[10,29]，如圖4所示。驅(qū)動氣體對試驗氣體的早期污染會改變自由來流氣體組分；并且，早期污染會減少有效試驗時間，使得試驗難度增加，試驗精度降低?？傡试礁?，影響越嚴(yán)重。

圖4 反射激波與激波管邊界層相互作用陰影圖[10]Fig.4 Shadowgraph of the interaction of the reflected shock with the shock tube wall boundary layer, illustrating mechanism of early contamination[10]

國內(nèi)外開展了很多污染對皮托壓影響的實驗[30-34]。例如，在HEG高焓激波風(fēng)洞開展純空氣、空氣加5%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))的氦氣、空氣加10%氦氣試驗，如圖5所示。與測量數(shù)據(jù)的波動相比，加入氦氣對皮托壓曲線的影響很小。因此，通過噴管貯室壓力以及試驗段的皮托壓力來判斷有效試驗時間并不合適。

圖5 噴管出口處測量和計算皮托壓力對比[11]Fig.5 Comparison of measured and computed Pitot pressure profiles at the nozzle exit[11]

大多數(shù)情況下，污染現(xiàn)象發(fā)生在噴管貯室壓力開始下降之前。然而，皮托壓無法有效對污染現(xiàn)象進行識別，表明基本流動特性(如馬赫數(shù)、總壓及溫度)沒有受到驅(qū)動氣體污染而發(fā)生明顯的變化，自由流馬赫數(shù)、總壓和溫度對驅(qū)動氣體污染不敏感。相比之下，在試驗段加入氦氣后，靜壓明顯減小，如圖6。在純空氣和空氣加氦氣條件下，噴管出口處的自由流靜壓在不同條件運行情況變化明顯[33]。

對于高焓氣流，自由流靜壓是一個重要的參數(shù)，因為它能夠表征自由流中的熱化學(xué)松弛效應(yīng)。采用靜壓探針或者平板能夠測量靜壓[35][36]。

因此，高焓激波風(fēng)洞有效時間的確定應(yīng)該結(jié)合驅(qū)動氣體的到達時間、總壓、皮托壓力和靜壓共同判斷。

圖6 不同濃度氦氣 P∞/Pt2隨時間變化規(guī)律[33]Fig.6 Time histories of the pressure ratio P∞/Pt2 for various helium concentrations[33]

2.3 污染氣體推遲技術(shù)

高焓激波風(fēng)洞依靠入射激波在激波管末端反射，產(chǎn)生高溫高壓氣體，有效試驗時間短。入射激波形成的邊界層效應(yīng)會造成大約一半的試驗氣體損失，驅(qū)動氣體混合進一步造成余下試驗時間中一半甚至更多的試驗時間損失。在高滯止焓(>10 MJ/kg)情況下，反射激波與邊界層干擾變得特別嚴(yán)重，污染使得試驗時間甚至小于1ms[37-38]。

Hornung等[9]指出，要進行風(fēng)洞定常流場試驗，氣流持續(xù)時間τ要滿足以下關(guān)系

其中，L為模型長度，V∞為自由來流速度。這樣流動干擾區(qū)域才能充分發(fā)展。

對于大尺寸高焓激波風(fēng)洞，模型尺寸較大，為了提高試驗時間，必須減緩早期驅(qū)動氣體的污染。加州理工學(xué)院T5風(fēng)洞在激波管末端加一個套筒，結(jié)果顯示能有效減緩早期驅(qū)動氣體污染[39]。該裝置的原理是沿激波管上游壁面，在噴射的驅(qū)動氣體與試驗氣體混合之前對其進行捕捉[40]，如圖7。

圖7 驅(qū)動氣體抽吸裝置示意圖[37]Fig.7 Schematic of a device for capturing driver gas[37]

一般而言，為了增加流動時間，高焓激波風(fēng)洞會增加類似的邊界層抽吸裝置。如德國宇航中心HEG[30]增加抽吸裝置后，有效時間增加了0.8 ms。日本航空航天實驗室Norikazu Sudan等人對HIEST[17]開展大量的關(guān)于推遲污染的研究。

3 測試技術(shù)

高焓激波風(fēng)洞測試技術(shù)是指在高焓激波風(fēng)洞試驗中涉及的測試技術(shù)。高焓激波風(fēng)洞試驗，不僅要能模擬動力相似準(zhǔn)則，如馬赫數(shù)、雷諾數(shù)，還要能模擬真實飛行的氣流總焓和比熱比等[9，11]。高焓激波風(fēng)洞主要測試技術(shù)如表2所示。

表2 高焓激波風(fēng)洞相關(guān)實驗測試技術(shù)Table 2 The testing technology of high enthalpy shock tunnel

3.1 氣動熱與壓力測量

高焓激波風(fēng)洞試驗試驗段氣流總溫和總壓高，試驗時間短，模型承受極高的熱載荷和壓力。這就要求熱流傳感器響應(yīng)頻率高、靈敏度高、抗干擾能力強、抗沖刷能力強。常規(guī)激波風(fēng)洞使用的測熱傳感器是薄膜鉑電阻溫度計，其最大熱流不超過3 MW/m2[41]，不適合在惡劣環(huán)境下測量高熱流。在嚴(yán)苛的熱流和來流環(huán)境下，通常使用同軸熱電偶[42]，其適用熱流范圍是20 kW/m2～20 MW/m2，響應(yīng)頻率高于100 kHz，測量精度優(yōu)于8%。同軸熱電偶技術(shù)為點測量技術(shù)，測量時與模型外表面垂直，外徑為0.6 mm～1.5 mm。

溫敏漆技術(shù)(TSP)是一種大面積測熱技術(shù)，利用溫敏材料的發(fā)光特性隨溫度的變化而變化的特點進行模型表面溫度測量的光學(xué)測量技術(shù)。圖8給出了通用的溫敏漆發(fā)光熱圖測熱系統(tǒng)示意圖。目前溫敏漆技術(shù)已在高焓激波風(fēng)洞中得到了應(yīng)用[43]，其測量精度優(yōu)于7%，響應(yīng)時間小于 0.1 ms。Hubner[44-45]在LENS-I風(fēng)洞中應(yīng)用TSP技術(shù)進行了橢圓形尖錐模型熱環(huán)境試驗，研究了不同馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下模型表面激波/邊界層、激波/激波干擾現(xiàn)象，溫敏漆測量結(jié)果和傳感器測量結(jié)果相當(dāng)吻合。

圖8 溫敏發(fā)光熱圖系統(tǒng)示意圖[43]Fig.8 Schematic illustration of TSP system[43]

磷光熱圖技術(shù)根據(jù)磷光材料的溫敏特性測量熱流，其基本原理是應(yīng)用具有特殊發(fā)光性質(zhì)的稀土元素作為發(fā)光材料，該類材料受一定強度的紫外光源照射后，原子內(nèi)的電子由基態(tài)轉(zhuǎn)為激發(fā)態(tài)并發(fā)出一定波長的可見光。磷光熱圖技術(shù)不僅可以對復(fù)雜外形模型進行非接觸熱環(huán)境測量，而且還可以通過一次試驗獲得模型全場熱環(huán)境數(shù)據(jù)。風(fēng)洞磷光熱圖系統(tǒng)簡圖如9所示。目前，中國航天空氣動力技術(shù)研究院的畢志獻等研究團隊[46]正在對高焓環(huán)境的高溫磷光熱圖技術(shù)開展研究，已取得初步成果。

圖9 磷光熱圖測熱系統(tǒng)圖[46]Fig.9 Phosphor thermography system[46]

進行壓力測量時，由于高焓激波風(fēng)洞自由來流總溫高，對于壓阻式傳感器必須有熱防護措施,同時又不能過分降低測量的時間響應(yīng)。因此壓力傳感器在結(jié)構(gòu)上引入新的特點，一般有以下措施[47]：(1) 設(shè)置抗擊屏以避免高溫氣體直接沖擊敏感元件；(2) 氣流壓力經(jīng)過必要的轉(zhuǎn)折加載到施壓腔體；(3)在真空條件下用適當(dāng)?shù)姆雷o液灌滿傳感器，它同時起到熱防護和傳感器載荷的作用。

3.2 氣動力測量

高焓激波風(fēng)洞提供的試驗時間一般為幾個毫秒的量級，使得應(yīng)用常規(guī)天平技術(shù)開展氣動力研究是一個嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。

摩阻天平作為一種具有加速度和法向壓力補償?shù)膯畏至刻炱?，在LENS高焓激波風(fēng)洞成功應(yīng)用[48]。在模型表面安裝毫米量級大小的型面膜片，如圖10，氣流通過膜片產(chǎn)生的剪切力會施加到兩片壓電陶瓷上，進而產(chǎn)生一個與膜片上剪切力大小成比例的電荷，結(jié)合模型表面真實壓電片上的信號和虛擬壓電片上的信號測量了加速度和補償量，摩阻天平通過橡膠塊減小風(fēng)洞運行時產(chǎn)生的強大氣流沖擊作用，摩阻天平的測量精度優(yōu)于8%。

圖10 摩阻天平[49]Fig.10 Skin friction balance[49]

在HIEST風(fēng)洞利用加速度計開展模型測力試驗[50]，模型為總長0.49 m的HB-2標(biāo)準(zhǔn)模型，質(zhì)量為10.88 kg，如圖11。試驗結(jié)果顯示，目前的測量技術(shù)能保證時間反應(yīng)在亞ms級別，不會引起高頻率雜亂的噪聲。同時，也利用加速度計開展超燃發(fā)動機測力試驗[51]，試驗結(jié)果精度符合預(yù)期。

圖11 HB-2模型示意圖[50]Fig.11 Schematic of the HB-2 standard mode[50]

在高焓激波風(fēng)洞中可采用具有加速度補償?shù)?分量到6分量天平來測量氣動力，這些測力天平包括標(biāo)準(zhǔn)天平(應(yīng)變或壓電)或者與推進系統(tǒng)結(jié)合的特殊天平[52]，如應(yīng)力波天平[53],其具有響應(yīng)快、跟隨性好、對模型的適應(yīng)能力強等特點。目前國外已經(jīng)成功將其應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動機[53]、火星探測器[6]等復(fù)雜的高超聲速飛行器模型多分量測力風(fēng)洞試驗中。

3.3 高速紋影

為了能夠記錄高焓激波風(fēng)洞的流場建立、穩(wěn)定及衰減的整個試驗過程的時間序列，高速紋影系統(tǒng)的光源的脈沖頻率要高。LENS[6]和HEG[11]高焓激波風(fēng)洞的紋影系統(tǒng)(如圖12)采用Oxford Lasers生產(chǎn)的LS-20-50型銅蒸汽脈沖激光，LS-20-50型的脈沖頻率為50 kHz。 激光束光強很高，可以切最大刀口而不用擔(dān)心減弱圖像亮度?；跀?shù)字相機的優(yōu)良效果與激光器突出性能，在密度很低的條件下也能獲得高質(zhì)量的紋影圖像。

(H: Parabolic mirrors, S: Plane mirrors, L: Lenses, A: Focal plane, R: Razor blade)

激光器發(fā)射的波長較短時，比如波長為510.6 nm的綠光和578.2 nm的黃光，在測量有強激波的流場時，由于激波下游高溫高密度流場吸收激光束，銅蒸汽激光會無法透過激光下游的流場區(qū)域。為了避免被吸收，可以通過染色激光器驅(qū)動銅蒸汽激光器將波長調(diào)整到671 nm。

3.4 流場診斷技術(shù)

高焓激波風(fēng)洞試驗段的來流條件的獲取，需要有效獲得噴管出口自由來流氣體的屬性。

傳統(tǒng)接觸式測量手段由于響應(yīng)頻率低并對流場造成干擾，使得在高焓激波風(fēng)洞流場監(jiān)測中存在一定的局限性。而非接觸式光學(xué)測量技術(shù)具有靈敏度高、非接觸與時空分辨率高等優(yōu)點，被廣泛應(yīng)用于流場診斷和氣體組分濃度測量。目前，用于高焓激波風(fēng)洞測量的光譜技術(shù)主要有激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)(PLIF)，可調(diào)諧激光二極管吸收光譜技術(shù)(TDLAS)技術(shù)與相干反斯托克斯喇曼散射技術(shù)(CARS)。

PLIF是20世紀(jì)80年代初發(fā)展起來的一種激光光譜診斷技術(shù)[55]。PLIF利用流場中特定物質(zhì)在激光照射下能發(fā)生熒光的特點，根據(jù)流場速度、溫度、壓力組分濃度等決定熒光信號的強度及其光譜分布輪廓的規(guī)律，結(jié)合不同的測量方案和適當(dāng)?shù)臄?shù)據(jù)處理方法，將這些流場參數(shù)從熒光信號中提取出來，能夠?qū)崿F(xiàn)二維或三維成像，并達到流場參數(shù)測量的目的。

圖13為 PLIF 測量系統(tǒng)示意圖。流場中標(biāo)記粒子可以是燃燒流場中特定的分子或自由基(如CO2、NO、煤油、OH 等)，也可以是加入的示蹤劑。由于PLIF具有非接觸、高時空分辨率的特點以及多點、多參數(shù)同時測量的優(yōu)勢，廣泛用于流場顯示和定量測量，如溫度、濃度、速度和壓力等，特別是在標(biāo)記化學(xué)反應(yīng)區(qū)和組分?jǐn)U散、混合等研究中。在燃燒診斷、湍流結(jié)構(gòu)研究、流動顯示等領(lǐng)域發(fā)展迅速，尤其是在風(fēng)洞流場診斷方面，以電弧風(fēng)洞、高焓激波風(fēng)洞、彈道靶等高焓試驗設(shè)備為代表，開展了大量的研究和應(yīng)用工作[56]。然而目前發(fā)現(xiàn)的熒光物質(zhì)氣體種類較少，使得該技術(shù)在組分濃度測量上并不具備優(yōu)勢。

圖13 PLIF測量系統(tǒng)示意圖[57]Fig.13 Schematic of testing system[57]

TDLAS是自20世紀(jì)80年代末發(fā)展起來利用激光能量被分子“選頻”吸收形成吸收光譜的原理來測量氣體濃度的新型光譜診斷技術(shù)[58]。激光穿過待測氣體時，若激光頻率(波長)與氣體某個吸收譜線中心頻率相同時，氣體分子(原子)會吸收光子而發(fā)生能級躍遷，使得激光束的能量衰減。當(dāng)調(diào)諧激光器，用窄線寬的激光在波長上反復(fù)掃描譜線區(qū)域，對穿越待測氣體的激光功率進行測量即可測得氣體分子的譜線信息。

由于TDLAS技術(shù)靈敏度高、結(jié)構(gòu)相對簡單以及成本低廉，近些年來已經(jīng)廣泛用于痕量氣體探測、環(huán)境監(jiān)測以及瓦斯探測、風(fēng)洞流場診斷方面等領(lǐng)域[58]。TDLAS技術(shù)能實現(xiàn)不同氣體組分濃度(包括CO2、CO、H2O、HF、CH4等)和溫度場測量，以及流場速度和質(zhì)量流量的測量[60]，見圖14。然而，傳統(tǒng)TDLAS技術(shù)是對光路上吸收氣體進行一維路徑積分的視線測量，反映的是整個光路中光強因氣體吸收而減少的總量。使用單一的TDLAS系統(tǒng)只能檢測一條路徑上氣體濃度、溫度參數(shù)的平均情況，無法滿足復(fù)雜流場特性的診斷需求。

圖14 TDLAS用于氣體溫度和組分濃度測量原理圖[58]Fig.14 Schematic of measurement air temperature and component concentration based on TDLAS[58]

CARS是20世紀(jì)60年代末發(fā)展起來的光譜診斷技術(shù)[61]。激光穿透氣體時，氣體分子產(chǎn)生新散射譜線(喇曼光譜)。CARS技術(shù)利用兩束不同頻率分別為ω1和ω2的強單色激光同時入射到待測介質(zhì)中，當(dāng)兩束激光頻率差等于待測介質(zhì)某一喇曼散射的頻移值時，則在介質(zhì)內(nèi)能有效激勵起與光頻聲子受激勵振動相聯(lián)系的相干極化波，后者再與第三束作為探測用頻率為ω3的入射光相互作用，而產(chǎn)生第四束頻率為ω4的相干信號束。利用激光脈沖技術(shù)，可以得到極高的時間分辨率，能夠測量流場組分濃度、溫度、速度等參數(shù)及其瞬態(tài)的流動過程[61]。

CARS(圖15)可用來探測一些復(fù)雜的環(huán)境，諸如火焰、爆炸和等離子體[62-63]。但CARS對光路的調(diào)節(jié)要求較高，同時流場中溫度、濃度的變化都會導(dǎo)致信號強度的急劇變化，甚至消失。另外該技術(shù)的不足之處還具有較強的背景熒光。

圖15 CARS試驗測量系統(tǒng)[64]Fig.15 Experimental schematic of CARS diagram[64]

4 特種試驗技術(shù)

高焓激波風(fēng)洞能夠復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行環(huán)境, 試驗數(shù)據(jù)庫能很好地與飛行關(guān)聯(lián)，使其能開展一系列特種試驗。

4.1 超燃沖壓發(fā)動機試驗技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機[65]利用飛行器頭部誘導(dǎo)的斜激波和飛行器前體壓縮空氣來流，使其以超聲速進入燃燒室，在超聲速流動條件下組織燃燒，能夠很好的解決常規(guī)吸氣式發(fā)動機技術(shù)瓶頸。其比沖高，具備高超聲速巡航能力，是高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機、空間作戰(zhàn)飛行器以及未來低成本可重復(fù)使用天地往返運輸系統(tǒng)等高超聲速飛行器的重要動力裝置之一。

從最初的概念提出到近年來美國X-43A、X-51A的相繼試飛，超燃沖壓發(fā)動機設(shè)計工具和技術(shù)的研發(fā)一直都依賴于風(fēng)洞試驗[66]，試驗關(guān)鍵技術(shù)是模擬超燃沖壓發(fā)動機的工作情況環(huán)境、以使地面試驗數(shù)據(jù)庫能很好地與飛行關(guān)聯(lián)。高焓激波風(fēng)洞通過強入射激波壓縮被驅(qū)動段內(nèi)的試驗氣體，可復(fù)現(xiàn)高超聲速條件下的速度、壓力和溫度條件，能夠滿足發(fā)動機試驗需求[6]。

高焓激波風(fēng)洞有效時間為毫秒量級，給燃燒組織及推力測量等帶來很大的挑戰(zhàn)。在T4[67]和HIEST[68]等高焓激波風(fēng)洞超燃發(fā)動機試驗研究中，油氣混合和燃燒反應(yīng)是穩(wěn)定燃燒過程中特別關(guān)注的問題，圖16為在T4風(fēng)洞開展的超燃發(fā)動機點火試驗示意圖。針對發(fā)動機推阻特性評估需求，利用多分量應(yīng)力波天平可測量發(fā)動機冷熱態(tài)下的升力、推力、俯仰力矩等氣動數(shù)據(jù)[69]。HYPLUSE風(fēng)洞利用TDLAS技術(shù)，診斷超燃沖壓發(fā)動機的燃燒場，獲得了燃燒室氣流的平均溫度[70]。

圖16 T4風(fēng)洞的HyShot-II模型[67]Fig.16 The model of HyShot-II in T4[67]

在超燃沖壓發(fā)動機點火試驗中，主要有氫燃料和煤油[64]。氫燃料點火延滯時間極短，風(fēng)洞有效試驗時間幾個毫秒即可開展超燃沖壓發(fā)動機試驗，因此大多數(shù)在高焓激波風(fēng)洞中進行的超燃沖壓發(fā)動機試驗都是氫燃料。對于煤油燃料、飛行馬赫數(shù)小于7條件下的發(fā)動機性能試驗(氣流總溫小于2100K)，由于煤油自發(fā)點火的延滯時間比氫燃料要長得多，風(fēng)洞要提供較長的試驗時間才能滿足要求。因此有關(guān)煤油等碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機高焓激波風(fēng)洞的試驗較少，但X-51A的LEN II風(fēng)洞試驗表明試驗時間50 ms以上的脈沖風(fēng)洞也可開展以煤油為燃料的超燃沖壓發(fā)動機試驗[71]。

4.2 級間分離試驗技術(shù)

多級飛行器設(shè)計、發(fā)展和測試要求其每個過程最優(yōu)化，需研究發(fā)生在分離體和每個部件非定常激波間的相互作用。復(fù)雜的激波系和激波與邊界層相互作用導(dǎo)致在不同部件間有不同壓力和熱載荷，其過程數(shù)值模擬異常復(fù)雜，需要開展地面試驗。

為了精確預(yù)測級間分離的非定常載荷和時間過程，“自由飛”動力拋殼和多體分離的試驗需要復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境，并能實現(xiàn)安全全尺寸飛行[72-74]。這就要求風(fēng)洞起動過程快速并且平穩(wěn)，當(dāng)級間分離和多部件分離完成后，流動要突然終止。

LENS風(fēng)洞開展的多級飛行器動力分離非定常氣動熱環(huán)境研究試驗，能實現(xiàn)分離部件“自由飛”[72]。為了啟動和終止通過噴管的流動，發(fā)展高速閥系統(tǒng)使得“自由飛”物體動能最小化，使其能夠捕捉到這些物體。建立回收驅(qū)動系統(tǒng)和高速釋放機制，能夠快速、“干凈”釋放多部件模形。對風(fēng)洞設(shè)備進行一些重要的改進，使得風(fēng)洞運行時間超過100 ms，風(fēng)洞壁面安裝“裝甲”，建造模型捕捉系統(tǒng)限制模型分離后模型的運動，防止模型部件對風(fēng)洞的破壞，如圖17。這個設(shè)備已經(jīng)成功用到高速攔截器探頭罩的拋殼。在完全復(fù)現(xiàn)飛行條件下，檢測全尺寸二級拋射“阻力分離”。

(a) (b)

4.3 電磁散射測量技術(shù)

高超聲速飛行器進入大氣層，與周圍氣體摩擦使其離解甚至電離，從而在飛行器周圍形成一個由離子和電子組成的等離子鞘。一定濃度的等離子體能夠吸收、折射或反射電磁波，進而影響飛行器天線輻射和整體的電磁散射特性，對飛行器的通信、定位造成困難，甚至導(dǎo)致通信黑障[73]。

高焓激波風(fēng)洞能夠復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境，可以開展電磁散射方面的研究，LENS[74]和JF-10[75]高焓激波風(fēng)洞已經(jīng)開展此方面的試驗。試驗測量裝置如圖18所示，風(fēng)洞啟動后，高速氣流沿風(fēng)洞軸向推進至目標(biāo)，經(jīng)一系列化學(xué)反應(yīng)在目標(biāo)周圍產(chǎn)生等離子鞘。利用矢量網(wǎng)絡(luò)儀的步進掃描體制，在C波段進行試驗，觀察等離子鞘對目標(biāo)雷達散射截面的影響。此實驗裝置觀測到等離子鞘套對目標(biāo)雷達散射截面(RCS)的減縮作用，目標(biāo)散射測量值中直接體現(xiàn)激波風(fēng)洞的高速氣流狀態(tài)信息，并直接地觀察到氣流狀態(tài)對目標(biāo)散射回波的影響[72]。

圖18 JF-10風(fēng)洞內(nèi)目標(biāo)電磁散射測量示意圖[72]Fig.18 The configurations of the backscattering measurement in the JF-10 shock tunnel[72]

5 結(jié) 論

高焓激波風(fēng)洞能夠模擬來流速度(比焓)和雙尺度參數(shù)ρL(ρ為密度，L為特征長度)，能夠模擬飛行條件下飛行器的氣動熱、氣動力、氣動光學(xué)以及推進系統(tǒng)的性能，總結(jié)如下：

1) 高性能驅(qū)動技術(shù)主要有：變截面驅(qū)動和加熱(電加熱、爆轟加熱、自由活塞壓縮加熱)輕氣體驅(qū)動。為了獲得更佳的驅(qū)動效果，一般變截面驅(qū)動和加熱輕質(zhì)氣體驅(qū)動相結(jié)合。

2) 高焓激波風(fēng)洞噴管駐室壓力和總焓高，激波管末端和喉道等內(nèi)流道產(chǎn)生燒蝕并對流場帶來污染，和在高溫條件下氣體分子發(fā)生離解甚至電離，從而使試驗結(jié)果分析較困難。對自由來流參數(shù)的確定，需要結(jié)合傳統(tǒng)的測量方法、發(fā)展新的光學(xué)測試技術(shù)和計算流體力學(xué)加以解決。

3) 高焓激波風(fēng)洞流場利用光學(xué)手段進行流場診斷，主要有 PLIF技術(shù)，TDLAS技術(shù)與CARS技術(shù)。PLIF技術(shù)可以利用不同組分對激光激發(fā)的選擇性實現(xiàn)組分識別及濃度測量。然而目前發(fā)現(xiàn)的熒光物質(zhì)氣體種類較少，使得該技術(shù)在組分濃度測量上并不具備優(yōu)勢。TDLAS技術(shù)有效地抑制干擾和噪聲，提取有用的光譜信號，適合伴有強烈振動的激波管和激波風(fēng)洞。但單一的TDLAS系統(tǒng)只能檢測一條路徑上氣體濃度、溫度參數(shù)的平均情況，無法滿足復(fù)雜流場特性的診斷需求。CARS可鑒別探測域中物質(zhì)的種類及溫度，甚至是其量子態(tài)，適合微量檢測。但CARS對光路的調(diào)節(jié)要求較高，同時流場中溫度、濃度的變化都會導(dǎo)致信號強度的急劇變化，甚至消失。

4) 高焓激波風(fēng)洞能夠復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行環(huán)境，不僅能夠開展存在高溫真實氣體效應(yīng)的超高聲速條件下氣動力、氣動熱等試驗，并且可以開展超燃沖壓發(fā)動機點火燃燒、級間分離和電磁散射等試驗研究。