朱浩，畢志獻，陳星，宮建，蔣博，張冰冰，江海南，李辰，吳健，宋可卿，諶君謀，孫日明

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

0 引 言

航空航天領域的先進性依賴于技術先進、高效、經(jīng)濟上可負擔的試驗能力。這種試驗能力包括地面模擬能力和飛行試驗能力。在過去的幾十年中，隨著CFD技術和超級計算機的發(fā)展，已有一部分地面試驗被CFD技術所取代。例如，1980—2003年間，用于翼型研究的風洞數(shù)目從77個減少到5個。當前航空航天工業(yè)向縱深發(fā)展，特別是以高超聲速飛行器為代表的新一代飛行器的興起，反而增加了對風洞試驗的依賴。這是因為高超聲速飛行器面臨的飛行環(huán)境嚴酷而復雜，飛行范圍內(nèi)的不確定性顯著增加。在此飛行環(huán)境下，試圖通過CFD技術去發(fā)現(xiàn)或者認識這些不確定性目前仍不現(xiàn)實。雖然高超聲速地面模擬環(huán)境與用戶要求存在一定差距，但風洞試驗依然被工業(yè)界視為高超聲速飛行器研發(fā)過程中最大最詳盡的數(shù)據(jù)源。這一共識使得風洞試驗在一些重點項目上反而獲得更為持久的增長。另外，高超聲速地面設備的內(nèi)在完備性也要求研究者尋求新的范式來彌補上一代地面設備的欠缺?？傊?，這種復雜的內(nèi)外消長態(tài)勢為發(fā)展新的高超聲速地面模擬設備既提供了契機，也帶來了挑戰(zhàn)。

中國航天空氣動力技術研究院2.0 m高能激波風洞（以下簡稱FD-21風洞）就是這種復雜態(tài)勢下的產(chǎn)物。FD-21風洞是一座自由活塞驅(qū)動的反射型激波風洞，簡稱自由活塞激波風洞，本文主要討論該風洞的研制歷程和若干關鍵技術。

1 自由活塞激波風洞的基本特征

自由活塞激波風洞主要由以下幾個部分組成：高壓空氣貯室、壓縮管（含活塞）、激波管、噴管、試驗段和真空箱。圖1是澳大利亞昆士蘭大學T4風洞的輪廓圖，該圖很好地顯示了這類風洞的組成和各個部件的空間關系。高壓空氣貯室、壓縮管和活塞構成了風洞的活塞壓縮器。經(jīng)典的激波管理論表明：采用熱的輕質(zhì)氣體作為驅(qū)動氣體更容易獲得強激波。為了模擬更高的參數(shù)，激波風洞需要對輕質(zhì)的驅(qū)動氣體進行“加熱加壓”，這些不同的“加熱加壓”方式是激波風洞分類的重要標志。自由活塞壓縮器是自由活塞激波風洞獨特的加熱加壓設備，它成就了自由活塞激波風洞的優(yōu)勢，但也帶來了一些不足之處。

圖1 T4自由活塞激波風洞輪廓[6]Fig.1 Sketch of T4 free piston shock tunnel[6]

自由活塞激波風洞的工作原理是采用高壓空氣推動活塞對驅(qū)動氣體進行快速壓縮，實現(xiàn)對驅(qū)動氣體（主要是氦氣與氬氣的混合氣體）的加熱加壓，以便在激波管中獲得更為強勁的激波。自由活塞激波風洞的詳細運行過程如圖2所示。自由活塞激波風洞是承襲炮風洞或者長射風洞的設計思路去獲得高溫氣體效應的設備。隨著高超聲速技術的發(fā)展，這類風洞日益受到重視，澳大利亞的T4、美國的T5、德國的HEG和日本的HIEST等自由活塞激波風洞相繼出現(xiàn)，承擔了大量的高超聲速試驗研究課題。關于自由活塞激波風洞系統(tǒng)而詳細的研究，可參見文獻[9-11]。

圖2 自由活塞激波風洞的運行過程Fig.2 Operation process of free piston shock tunnels

自由活塞激波風洞是產(chǎn)生高焓值、高密度試驗氣流的重要設備。在實際運行中，自由活塞激波風洞的滯止焓上限約為25 MJ/kg，滯止壓力上限約為100 MPa，自由流速度上限約為6.5 km/s。自由活塞激波風洞可以獲得的Re范圍為 1 0～ 1 0m，可以覆蓋不少高超飛行器的飛行環(huán)境。圖3展示了HIEST自由活塞激波風洞的單位Re和滯止焓的關系，可以看到在高滯止焓下很難獲得高Re。圖4展示了不同高超聲速地面設備的滯止溫度，這個參數(shù)體現(xiàn)了試驗氣體的離解水平和從事高溫氣體研究的能力?，F(xiàn)有高超聲速風洞的比較和分析，可參見文獻[5]。

圖3 HIEST自由活塞激波風洞單位Re和滯止焓的關系[12]Fig.3 Reynolds number vs.enthalpy in the HIEST shock tunnel[12]

圖4 從事真實氣體研究的不同高超聲速地面設備[13]Fig.4 Different hypersonic facilities for real gas research[13]

逼真的氣動熱環(huán)境模擬需要產(chǎn)生與飛行條件相接近的熱/化學反應。特別是在給定速度下模擬離解流場時，高超聲速風洞需要雙尺度參數(shù)（流動密度和特征長度的乘積）的匹配。在多數(shù)情況下，風洞模型比實際飛行器尺寸要小，因此，相比飛行條件，風洞流場需要更高的壓力（或密度）。以雙尺度參數(shù)作為模擬基礎，可以實現(xiàn)或者部分實現(xiàn)風洞自由流的化學組分與實際飛行狀態(tài)的匹配，使得流場的若干細節(jié)得以保留。自由活塞激波風洞獲得雙尺度參數(shù)范 圍在 10～ 10量級。相比于其他類型的風洞，自由活塞激波風洞可以獲得更高的滯止壓力。因此，在相同的特征長度下，自由活塞激波風洞在雙尺度參數(shù)模擬上具有明顯優(yōu)勢。

活塞壓縮器與氦氣的配合使用成就了自由活塞激波風洞強大的模擬能力。但是，自由活塞激波風洞存在兩處不足：一是激波衰減，二是驅(qū)動氣體對試驗氣體的污染。文獻[14]的研究結(jié)果表明，在自由活塞激波風洞中，邊界層黏性導致的激波衰減往往是次要的，而反射膨脹波的影響可能更為主要。導致這一情況出現(xiàn)的原因是：在主膜片打開時刻，活塞距離主膜片的位置過于靠近，除非對活塞實施過操作，否則就會使得激波管實際驅(qū)動段過短，膨脹波反射過快。驅(qū)動氣體對試驗氣體的污染在反射激波風洞中普遍存在，而自由活塞激波風洞采用輕質(zhì)氣體作為驅(qū)動氣體，這一問題會更加突出。當滯止焓達到25 MJ/kg以上，有效試驗時間將因污染變得特別短暫。這兩個因素嚴重影響了自由活塞激波風洞的性能，還需再進一步深入研究。

傳統(tǒng)自由活塞激波風洞，通過活塞的“過操作”技術維持驅(qū)動段的壓力，延遲膨脹波的反射和傳播。這就要求活塞在主膜片打開時刻具有相當高的速度（通常約為驅(qū)動氣體聲速的1/10），以補償驅(qū)動氣體的下泄，但其效果有限。這主要是因為在主膜片打開時刻，活塞已經(jīng)十分靠近主膜片，活塞速度不能過快，否則無法在此距離內(nèi)完成軟著陸，所以常壓力驅(qū)動時間受到很大的限制。

傳統(tǒng)自由活塞激波風洞的常壓力驅(qū)動時間和常壓力驅(qū)動時間內(nèi)活塞行進的距離滿足:

式中，L為壓縮管長度，d為激波管內(nèi)徑，為壓縮管內(nèi)徑，為壓縮比，為主膜片打開時刻驅(qū)動氣體的聲速，為活塞在常壓力階段起點和終點處速度的比值。在軟著陸的要求下，通常約大于0.5。式（1）表明：為了保證活塞的軟著陸，當活塞速度減半時，常壓力驅(qū)動時間宣告結(jié)束，此時約1/4的驅(qū)動氣體沒有得到利用。

2 FD-21風洞的研制經(jīng)過

中國航天空氣動力技術研究院研制FD-21的最初目的是承擔航天探月工程中相關氣動力/熱試驗。當時該單位所擁有的脈沖風洞的總焓相對較低，無法有效模擬3 km/s以上的高超（或超高）聲速飛行環(huán)境。在這樣的背景下，發(fā)展FD-21風洞就變得十分迫切。

FD-21風洞的預先研究發(fā)軔于2010年6月。在充分調(diào)研的基礎上，結(jié)合單位在脈沖風洞領域的專長和積淀，最終選擇自由活塞作為FD-21風洞的驅(qū)動方式。事實上，中國航天空氣動力技術研究院在活塞類的脈沖風洞上具有相對系統(tǒng)的技術儲備。早在20世紀70年代中后期就已經(jīng)完成炮風洞FD-20的研制，它是在原氫氣驅(qū)動的激波風洞基礎上改建完成的。另一座尺寸更大的炮風洞FD-20a也服役達20年之久。這兩座在運行的炮風洞，為活塞類的脈沖風洞的研究、設計、建造和運行提供了寶貴的經(jīng)驗。在20世紀70年代，為獲得更高的總溫和總壓，中國航天空氣動力技術研究院著手研制重炮風洞FD-22，并參考比利時馮卡門流體力學研究所的長射風洞進行相關設計，直到90年代才完成初步調(diào)試。

FD-21風洞項目初步審批在2012年完成。在此之前，自由活塞激波風洞的相關研究也逐步開展。早期的研究工作主要集中在活塞壓縮器的氣動建模、激波管性能以及風洞的氣動設計。2013年完成風洞的初步設計，這一時期的氣動設計更側(cè)重于探月三期返回器的再入飛行環(huán)境。2014年上半年FD-21風洞項目正式獲得批復。2014年下半年，風洞研制的“兩總”體系成立，風洞總體設計進一步完善。隨后，結(jié)構設計、風洞土建、控制系統(tǒng)等設計陸續(xù)開展。2015年FD-21風洞的驗證性平臺搭建完成（圖5），并進行了多個車次的試驗。該平臺主要是驗證物理模型的預測效果和活塞壓縮器結(jié)構設計的合理性。試驗結(jié)果表明：導氣-釋放裝置的設計可能會消弱活塞后臉壓力，導致活塞加速不充分，速度未達到理論值（圖6）。這個驗證性平臺對掌握活塞發(fā)射和止停技術具有不可估量的價值。

圖5 活塞壓縮器驗證性研究平臺Fig.5 Photographic view of the free piston compression tube

圖6 活塞速度位移曲線[22]Fig.6 Velocity and displacement of piston[22]

2016年，F(xiàn)D-21風洞安裝完成。2017年初開始相關調(diào)試的準備工作，第一狀態(tài)（低狀態(tài)）校測完畢并開展相關試驗。同年，風洞被正式命名為FD-21，進入科研生產(chǎn)序列。該風洞進行了多次校測和多項氣動力/熱試驗，獲得大量可用數(shù)據(jù)。2018年，為了開展超燃沖壓發(fā)動機模型自由射流試驗，風洞還增添了氫燃料供應及噴注時序控制系統(tǒng)，實現(xiàn)了燃料有效輸送與噴注。目前，F(xiàn)D-21風洞已經(jīng)安全運行146車次。

3 FD-21風洞的基本情況

中國航天空氣動力技術研究院的FD-21風洞是當今世界上尺寸最大的自由活塞激波風洞，包括風洞本體（高壓儲氣室、壓縮管、夾膜機構、激波管、噴管、試驗段和迎角機構），高壓空氣/特殊氣體供氣系統(tǒng)，真空系統(tǒng)，軌道系統(tǒng)，激波速度測量系統(tǒng)，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，示意如圖7所示。圖8為FD-21風洞的實物照片。FD-21風洞總長約160 m，總重約600 t。風洞本體采用全鋼臥式結(jié)構和全浮動設置，可以有效緩解活塞巨大的沖擊載荷，風洞主要部件參數(shù)見表1。

圖7 FD-21風洞子系統(tǒng)Fig.7 Subsysytems of FD-21 tunnel

圖8 FD-21風洞照片F(xiàn)ig.8 Photographic view of FD-21 tunnel

表1 FD-21風洞主要部件參數(shù)Table 1 Parameters of FD-21 tunnel

FD-21風洞的設計總焓為23 MJ/kg，設計總壓為90 MPa，有效試驗時間約5～10 ms。表2顯示了風洞當前運行的三個狀態(tài)，表中p為高壓儲氣室的初始壓力，p為壓縮管中氦氣和氬氣混合氣體的初始壓力，M為活塞質(zhì)量，p為激波管初始壓力，p和T分別為風洞滯止條件下的壓力和溫度, p、T、v、Ma分別為噴管出口自由流靜壓、靜溫、速度和馬赫數(shù)。在這三個狀態(tài)中氦氣和氬氣的質(zhì)量比都為1∶9。狀態(tài)1-1和狀態(tài)1-2所使用的活塞質(zhì)量M都為205 kg，狀態(tài)1-3所使用的活塞質(zhì)量M為275 kg，雖然活塞質(zhì)量不同，但在壓縮管中均可實現(xiàn)軟著陸。在激波管末端，三個狀態(tài)所對應的入射激波馬赫數(shù)分別為5.0、7.4和7.0。這三個狀態(tài)采用同一只型面噴管，出口直徑1.2 m，喉道直徑42 mm，長度約8.0 m。

表2 FD-21風洞的運行狀態(tài)Table 2 Flow conditions of FD-21 tunnel

為了精確獲得活塞的位移和速度，壓縮管壁面安裝了多個壓力傳感器或光電傳感器，這些傳感器所采集的時序信號對應活塞的通過時刻，以此得到活塞速度。在主夾膜機構處也布置若干壓力傳感器，用以監(jiān)控破膜后驅(qū)動氣體的壓力演化，分析活塞末端運行狀態(tài)和活塞止停機構的工作效果。圖9顯示了基于傳感器信號獲得活塞速度的試驗值與計算值對比（第11車次），可以看到理論模型和活塞實際速度吻合很好。激波管壁面上同樣也布置了多個壓力傳感器，如圖10所示。這些壓力傳感器可以反映出激波行進過程中的速度變化和衰減情況，尤其是在激波管末端安裝多只壓阻傳感器后可實現(xiàn)相互校驗，得到更準確的滯止壓力值。

圖9 活塞速度的試驗值與計算值對比（第11車次）[27]Fig.9 Comparison of piston velocity (Shot 11)[27]

圖10 壓力傳感器布置Fig.10 Placement of pressure sensors

作為大型高超聲速設備，F(xiàn)D-21風洞的研制周期相對漫長，本著穩(wěn)健安全、循序漸進的發(fā)展思路，風洞調(diào)試優(yōu)先考慮馬赫數(shù)8以上的超燃飛行環(huán)境，以便早日具備吸氣式推進的試驗能力。于是，風洞當前的運行狀態(tài)參照氣動設計方案中的低焓模擬點加以實施并拓展。圖11顯示了FD-21風洞推進試驗的2個模擬點。由于自由活塞激波風洞有效試驗時間短暫，在進行推進試驗時氫燃料需要在噴管起動之前提前噴注，為此研發(fā)噴注時序控制系統(tǒng)（圖12）實現(xiàn)可控延遲觸發(fā)。通過壓縮管末端附近的壁面壓力信號控制時序控制器的啟動，實現(xiàn)對氫氣噴注的精確時間控制。

圖11 FD-21風洞推進試驗的模擬點Fig.11 Propulsion test simulation points of FD-21 tunnel

圖12 FD-21風洞的燃料控制系統(tǒng)Fig.12 Fuel supply system for FD-21 tunnel

目前，F(xiàn)D-21風洞所模擬的自由流密度和焓值仍然較低，與氣動設計方案的最高指標仍有差距，尚未充分體現(xiàn)自由活塞激波風洞的技術特點。氣動設計方案的高焓模擬點還有待進一步調(diào)試。

4 設計原則與運行策略

風洞是進行空氣動力學試驗的基本設備，空氣動力學中大量的重要成果是在風洞中完成的。風洞設計應當以空氣動力學試驗為歸旨，并在每一個設計細節(jié)中加以貫徹。為了行文的方便，暫將風洞設計劃分為氣動設計和結(jié)構設計兩部分。但需要指出的是，這兩個部分本是密不可分、相輔相成的。沒有風洞氣動設計，整個風洞結(jié)構設計無從開始。沒有結(jié)構設計，再好的氣動設計也只能停留在書面階段。風洞的結(jié)構設計需要根據(jù)氣動設計的要求設計各個部件。如果建造的風洞仍然不能達到或者接近所需要的工作狀態(tài)，那很有可能是氣動設計的錯誤，因此氣動設計是一項嚴謹?shù)墓ぷ鳌?/p>

現(xiàn)代化的風洞涉及眾多系統(tǒng)，以FD-21風洞為例，整個風洞體系包含了風洞本體設備、供氣系統(tǒng)、真空系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、測試系統(tǒng)等多個系統(tǒng)，而每個系統(tǒng)又由若干子系統(tǒng)構成。因此風洞設計需要不同學科的專業(yè)知識，是一個很復雜的系統(tǒng)工程，必須吸收各種專業(yè)技術人員共同參與。風洞的功能決定了氣動設計的基礎性地位，它是整個風洞設計的靈魂，是關聯(lián)各個學科的紐帶。

FD-21風洞的設計始終堅持面向用戶，以提供精確可靠的試驗環(huán)境為最終目的。風洞設計全程考慮多種因素，平衡各種矛盾，實現(xiàn)風洞效益、造價和性能的平衡。FD-21風洞在設計過程中逐步形成并遵循如下2個指導原則：

1）均衡性原則。將風洞的模擬能力、尺寸、當前技術局限以及后期運行維護成本等諸多因素加以綜合考慮，追求綜合效益。

2）側(cè)重性原則?；谧杂苫钊?qū)動方式的特點與經(jīng)驗，以及高超聲速試驗需求，設計方案優(yōu)先考慮以中高焓值（≤20 MJ/kg）范圍運行，兼顧不同運行模式，以便風洞在漫長的服務周期中保持優(yōu)勢。

上述指導原則增加了FD-21風洞的兼容性和可擴展性。通過科研人員在氣動設計和結(jié)構設計方面的共同努力，F(xiàn)D-21風洞可以根據(jù)不同試驗任務和具體模擬需求，在如下3種運行模式下進行切換：1）自由活塞驅(qū)動的反射型激波風洞；2）自由活塞驅(qū)動的炮風洞；3）常規(guī)反射型激波風洞。第一種運行模式主要是滿足高焓值模擬需要，后兩種運行模式主要針對低焓值模擬。

5 氣動設計中的關鍵技術

假定外部需求和空間限制是風洞氣動設計的先決條件，氣動設計在這些約束下進行。FD-21風洞的氣動設計采用逆向設計思路，其設計流程如圖13所示。風洞噴管自由流條件根據(jù)高超聲速飛行器的飛行彈道（速度-高度圖）得到，接下來依次逆向推算風洞的噴管貯室狀態(tài)、激波管的運行狀態(tài)、壓縮管的運行狀態(tài)。然后再采用正向計算進行迭代，將風洞的運行參數(shù)確定下來。

圖13 自由活塞激波風洞氣動設計流程圖[11]Fig.13 The aerodynamic design process for free pist on shock tu nnels[11]

氣動設計者需要對空氣動力學、激波管以及高焓噴管流動具有較系統(tǒng)性的知識儲備，同時也需要積累一些風洞運行的相關經(jīng)驗，以便于處理氣動設計中的具體問題。FD-21風洞中內(nèi)流演化復雜，且這些流動現(xiàn)象和具體設備存在一定程度的相關性。鑒于目前的認知水平，氣動設計方案有時和實際運行狀態(tài)有稍許偏差。氣動設計者應根據(jù)經(jīng)驗和實際情況，盡可能減少或者規(guī)避潛在因素的影響。

在氣動設計中，構建可行的氣動設計流程、開發(fā)滿足設計需要的快速計算程序是最為重要的系統(tǒng)級關鍵技術。高溫氣體效應的存在使得氣動設計變得復雜而困難，為此發(fā)展了理論計算程序FPST-thc，該理論計算程序具有良好的物理直觀性。在保證一定精度的前提下，可以實現(xiàn)對大量數(shù)據(jù)的快速分析和評估，有效地降低氣動設計過程中的時間成本。FPST-thc程序主要由COMPRESS、SHOCKTUBE和NOZ-FAST模塊構成，可以給出壓縮管、激波管和噴管等3個主要區(qū)域流場的參數(shù)信息，其合理性和可靠性已經(jīng)通過大量的試驗和對比研究得到確認。這個系統(tǒng)級的技術，由眾多具體的關鍵技術凝練而成，現(xiàn)將這些具體技術分別陳述如下：

5.1 活塞動力學建模

自由活塞激波風洞的氣動設計面臨的首要任務是掌握重型活塞的運動規(guī)律，并根據(jù)模擬要求選擇穩(wěn)妥的活塞控制策略。通過巧妙地安排氣動參數(shù)，使活塞獲得合理的加速和減速，實現(xiàn)驅(qū)動氣體的高效壓縮，并確保設備安全。活塞動力學建模將在2種不同場景下使用：一是在參數(shù)空間獲得活塞軟著陸的可行集，并篩選出使活塞接近調(diào)諧操作的參數(shù)點；二是針對具體的設備和運行情況，選擇經(jīng)驗參數(shù)對活塞運動軌跡進行精準預測。對于第二個場景，為了提升預測精度，不同的能量損失（壓力損失、摩擦損失和氣體泄漏等）應當予以考慮。對于活塞運動的細致研究，可參考文獻[11, 29]。

5.2 膜片的動態(tài)打開過程刻畫

利用主膜片的剪切-應變模型和活塞動力學模型，可以得到主膜片漸開-活塞運動的耦合方程組。這組方程反映了主膜片動態(tài)打開和活塞運動之間的相互影響。研究顯示，由于活塞前臉處氣體壓力和活塞速度之間存在“博弈”，主膜片打開的快慢對驅(qū)動氣體壓力峰值、活塞的末端速度和激波的末端強度均影響微弱，在壓縮管末端，活塞仍然可以實現(xiàn)軟著陸。但是主膜片打開的快慢對驅(qū)動氣體壓力的演化過程影響較大，這將導致常壓力驅(qū)動時間的變化，以及激波（或接觸面）形成與演化上的差異。

5.3 變截面激波管中的激波強度和波后氣體狀態(tài)計算

在自由活塞激波風洞中，壓縮管末段充當了傳統(tǒng)激波管驅(qū)動段（高壓段）的角色，而風洞激波管僅相當于傳統(tǒng)激波管的被驅(qū)動段（低壓段）。因此，自由活塞激波風洞可以簡單地視為一種截面突然收縮的激波管。主膜片處截面積變化產(chǎn)生的波系和等截面激波管所產(chǎn)生的波系不同，截面突然變化會為驅(qū)動氣體帶來額外的定常加速效果，從而獲得更強的入射激波。在強激波作用下，波后氣體狀態(tài)必須考慮高溫氣體效應。在激波管中，波系的形成、傳播和相互作用與氣體本身的熱/化學模型存在不同程度的依賴關系，并且氣體的熱/化學模型通常是理論和經(jīng)驗綜合的產(chǎn)物，所以這種情況增加了計算激波管各個區(qū)域氣體狀態(tài)的不確定性，相關研究可參見文獻[7, 11, 31, 32]。

5.4 激波的衰減及其影響分析

如前所述，在自由活塞激波風洞中，壓縮管末段充當了傳統(tǒng)激波管驅(qū)動段（高壓段）的角色，其長度比傳統(tǒng)激波風洞短很多，這會使膨脹波快速反射和傳播，成為激波衰減最主要的因素，而邊界層黏性導致的激波衰減往往處于次要位置。在風洞設計和運行中，在主膜片破裂時可適度增加活塞前臉與主膜片之間的距離，有助于風洞的運行。

5.5 縫合接觸面操作

縫合接觸面操作是延長激波風洞有效試驗時間的重要方式。高溫氣體效應通過改變氣體的熱力學性質(zhì)顯著影響縫合接觸面條件。當激波馬赫數(shù)大于4時，激波后面的真實氣體平衡流參數(shù)開始與量熱完全氣體結(jié)果偏離，并且馬赫數(shù)越大，偏離越顯著。

在高溫氣體效應下，縫合馬赫數(shù)依賴于試驗氣體壓力的初始填充壓力，需要多次數(shù)值迭代才能獲得高溫氣體效應下的縫合馬赫數(shù)，計算頗為麻煩。文獻[11]借鑒Reddy無量綱化速度分析理論獲得真實氣體效應下的變截面激波管的縫合馬赫數(shù)約束方程，避免迭代求解的繁瑣。另外，關于激波衰減情況下的縫合操作研究，可參考文獻[33]。

5.6 利用速度-高度圖推算噴管貯室條件

逆向的風洞氣動設計思路需要根據(jù)飛行器的飛行彈道（速度-高度圖）來確定風洞噴管貯室的總溫和總壓。在低焓值條件下，可以采用Berthlot狀態(tài)方程（適用于雙原子氣體）考察振動激發(fā)帶來的偏離，該方法適用的溫度在3 000 K以下。在更高的溫度和焓值條件下，試驗設備在模擬飛行速度時無法兼顧馬赫數(shù)，此時利用飛行彈道推算噴管貯室條件也變得復雜。其原因有2點：一是比熱比已經(jīng)不再是溫度（或其他熱力學參數(shù)）的單變量函數(shù)；二是試驗氣體有一部分內(nèi)能因為化學反應凍結(jié)而被“鎖住”，不易估計。文獻[11]提供了一個近似公式，在給定的噴管膨脹比條件下，可以根據(jù)噴管出口試驗氣體靜壓、靜溫和速度求解得到對應的總壓、總溫和焓值。

5.7 高焓流動及高焓噴管設計

噴管是產(chǎn)生高超聲速或超高速流場的重要部件。在自由活塞激波風洞中，高焓試驗氣體快速膨脹通過噴管，時常伴隨著熱/化學非平衡現(xiàn)象。以空氣為例，化學反應以氧原子和氮原子的復合為主，振動激發(fā)則可接近平衡態(tài)。采用CFD技術求解流場參數(shù)已相對成熟，但計算值和測量值之間仍可能存在較大差異（如靜壓），這意味著復合反應速率仍不完善。在FPST-thc程序中，NOZ-FAST模塊采用的是平衡-凍結(jié)理論形成的半經(jīng)驗算法。

對型面噴管設計而言，特征線方法（MOC）中使用的Prandtl-Meyer函數(shù)是氣體比熱比和聲速的函數(shù)，必須和變比熱比條件相容。對型面噴管而言，需盡可能使得化學反應在徑向流區(qū)域（錐段）附近發(fā)生凍結(jié)，錐段后的噴管型線可以采用傳統(tǒng)的MOC方法獲得。噴管邊界層修正通常選擇經(jīng)驗公式來實施。但需注意的是，這些經(jīng)驗公式通常是低焓值條件下的結(jié)果，因此這方面的研究工作還需深化。

上述7個技術中，每一個都包含大量的系統(tǒng)工作，都可作為獨立的專題加以呈現(xiàn)，本文限于篇幅不具體展開。

6 結(jié)構設計中的關鍵技術

風洞主體中結(jié)構較為復雜的部件有活塞發(fā)射機構、活塞止停裝置、支撐機構和試驗段等。以下對這4個部件中的關鍵技術略加說明。

6.1 活塞發(fā)射機構

在自由活塞激波風洞中，活塞發(fā)射機構和高壓儲氣室是一體的，它們快速可靠地執(zhí)行發(fā)射動作是風洞性能的重要保證。根據(jù)風洞設計需要以及驗證平臺的運行經(jīng)驗，活塞發(fā)射機構需考慮如下要求：容積、承壓和下泄流量；快速、大開度的聯(lián)通儲氣空間和發(fā)射腔體；活塞的重量和結(jié)構不影響發(fā)射動作；活塞裝填方便，發(fā)射動作操控簡單可靠。

為了達到上述技術要求，風洞發(fā)射機構采用后裝活塞高壓自驅(qū)的發(fā)射形式，其原理如圖14所示。發(fā)射管用于連接風洞的壓縮管段?；钊y體前部壁面設置通氣孔，可容納活塞閥芯在其中順暢滑動，實現(xiàn)快速聯(lián)通和隔開功能?；钊y底蓋上分別設置了充氣、放氣控制閥，分別連接高壓供氣系統(tǒng)和大氣環(huán)境，實現(xiàn)對活塞閥芯的控制?；钊y芯上的單向閥在充氣時形成通氣管路，在發(fā)射時封閉通氣管路。在最高壓力20 MPa下，為實現(xiàn)活塞閥的快速鎖緊、打開，設置了雙層快開螺紋，且全部開合過程由液壓系統(tǒng)驅(qū)動自動完成。圖15為正在進行總裝調(diào)試的高壓儲氣室部件。

圖14 發(fā)射機構結(jié)構原理Fig.14 Structure of piston launching device

圖15 高壓儲氣室部件總裝調(diào)試照片F(xiàn)ig.15 Photographic view of high pressure chamber

6.2 活塞止停裝置

活塞止停裝置的結(jié)構如圖16、17所示?；钊雇Ｑb置的主要功能是吸收活塞剩余動能，確保風洞結(jié)構安全。為了達到這一目的，結(jié)構設計主要通過如下3個途徑來實現(xiàn)：

圖16 活塞止停裝置結(jié)構圖Fig.16 Structure of piston and stop device

1）增加活塞密封圈與壓縮管壁面之間的摩擦力?；钊芊馊榭擅浗Y(jié)構，采用尼拉特?。╪ylatron）纖維材料，其上分布“V”字形開口槽，其壓力通過壓力平衡孔和驅(qū)動氣體壓力保持一致。當活塞運行到壓縮管末端時，輕質(zhì)驅(qū)動氣體的高壓力使得活塞密封環(huán)發(fā)生膨脹，從而緊貼著壓縮管內(nèi)壁，活塞受到的摩擦力隨著驅(qū)動氣體壓力的增大而增大。這種技術增加了活塞的摩擦力，防止了活塞兩側(cè)氣體的泄漏，避免了高壓空氣污染輕質(zhì)驅(qū)動氣體。

圖17 止停結(jié)構圖Fig.17 Structure of stop device

2）設置緩沖腔。當活塞運行到壓縮管末端時，會套入止停機構。此時，活塞外套前端面、止停機構的外周面和底座內(nèi)周面將形成一個封閉的環(huán)狀空間。隨著活塞的移動，此環(huán)狀空間內(nèi)的壓力隨體積減小而急劇升高，對活塞產(chǎn)生極大的反向作用，使得活塞充分減速，減小撞擊概率。

3）設置硅橡膠緩沖墊。當活塞在緩沖腔中減速不理想，具有20 m/s左右的速度時，止停機構前端面的硅橡膠緩沖墊可吸收活塞動能，保證活塞和止停機構的安全。

6.3 支撐系統(tǒng)

據(jù)估算，活塞施加的最大瞬態(tài)軸向沖擊為848.6 t，如圖18所示，因此風洞本體的全浮動結(jié)構可以有效緩解軸向沖擊載荷，保證風洞的安全運行。在全浮動狀態(tài)下，風洞最大軸向位移約為100.1 mm，所以支撐系統(tǒng)不僅需要支撐風洞洞體，還需要在風洞本體高速位移時不產(chǎn)生卡滯。另外，為了確保運行模式切換，支撐系統(tǒng)需具有高直線度和高度一致性。

圖18 FD-21風洞的軸向沖擊載荷[21]Fig.18 Axial impact load of FD-21 tunnel[21]

全浮動風洞支撐系統(tǒng)采用兩層可調(diào)的高剛度組合軌道系統(tǒng)，保證軌道面的直線度誤差，如圖19所示。圖中位置1為軌道支架和地基面之間的高度調(diào)節(jié)點，通過斜鐵對各支撐點的高度進行精細調(diào)整，使軌道支架上表面達到水平，滿足100 m距離的高度差小于0.50 mm。位置2為軌道和軌道支架上表面之間的高度調(diào)節(jié)點，此處使用最小厚度為0.1 mm的銅皮配合壓板，使軌道相對風洞水平基準面的高度差小于0.05 mm。位置3為精調(diào)結(jié)構，保證在安裝時壓縮管和激波管水平-高度雙向的高效調(diào)節(jié)。

圖19 FD-21風洞的軌道&壓縮管支架結(jié)構圖Fig.19 Structure of track and support for FD-21 tunnel

上、下表面的精細加工使得軌道上、下表面的粗糙度達到Ra3.2，感應淬火技術使得軌道表面硬度達到HRC40以上。這兩項技術確保了高精度軌道系統(tǒng)的加工和安裝，實現(xiàn)了FD-21風洞的順暢運行，調(diào)節(jié)完成后的軌道系統(tǒng)如圖20所示。

圖20 調(diào)節(jié)完成的軌道系統(tǒng)Fig.20 Photographic view of the adjusted tract system

6.4 試驗段

FD-21風洞的試驗段結(jié)構如圖21所示。試驗段包括試驗段本體和迎角機構兩個部分。結(jié)構設計需要滿足以下要求：模型安裝、接線方便；模型支撐的隔振、高剛度及高精度變姿態(tài)角；抗電磁干擾；多角度的觀察窗和較大的光學視場；大頂部模型吊裝門和自動側(cè)門；限位結(jié)構和位置傳感器。

圖21 FD-21風洞的試驗段結(jié)構圖Fig.21 Structure of test section for FD-21 tunnel

為了消除測力試驗時風洞本體的振動對試驗模型的影響，迎角機構獨立與地基固定連接。同時為保證風洞本體的全浮動要求，試驗段本體整體支撐在直線導軌組上，試驗段本體與迎角機構之間設置波紋管以保證試驗段內(nèi)部的密封，減小振動帶來的干擾。試驗段設置限位裝置和位置檢測裝置防止運動超限。在試驗結(jié)束后，復位液壓缸執(zhí)行復位動作。

FD-21風洞的模型采用尾部支撐方式，可以滿足試驗模型自動變姿態(tài)的要求，其結(jié)構參見圖22。支撐系統(tǒng)能進行四軸聯(lián)動和高精度定位。迎角機構系統(tǒng)主要由迎角機構、側(cè)滑角機構、X軸機構、Y軸機構、液壓系統(tǒng)和伺服控制系統(tǒng)組成。在試驗準備時，各運動機構在伺服電機驅(qū)動下運動并定位。在運動到位后，液壓柔性鎖緊機構啟動。液壓系統(tǒng)設置了保壓結(jié)構，可以保證試驗時系統(tǒng)斷電運行，并消除對試驗不利的電磁干擾。

圖22 FD-21風洞的攻角機構Fig.22 Structure of attack angle system for FD-21 tunnel

7 經(jīng)驗和教訓

雖然在FD-21風洞研制周期內(nèi)很多技術問題逐步得到解決，但仍然存在一些問題。作為經(jīng)驗和教訓，我們將其分享出來供國內(nèi)外同行參考，列舉如下：

1）自由活塞激波風洞運行時間一般在10 ms以內(nèi)，為了適應這個不利因素，風洞設備（包括各個分系統(tǒng)）的運行需要具有高度的同步、精密化和自動化水平。為了適應這一要求，需要我們在研究深度、廣度，以及運行管理等諸多方面做出調(diào)整。

2）就建成的風洞而言，風洞技術仍是一門動態(tài)發(fā)展的學問。風洞設計需要為后期的改造留有方便之門，盡可能模塊化。這樣不僅可以為風洞性能的拓展帶來便利，還可以減少相應的成本。

3）建造風洞的目的是為用戶提供經(jīng)濟上可負擔的試驗環(huán)境，并借此發(fā)現(xiàn)空氣動力學新問題、發(fā)展空氣動力學新技術。但過度追求風洞性能（特別是風洞尺寸）可能會帶來額外的負擔，甚至妨礙對試驗技術的深入探索。

4）大型高超聲速風洞通常需要相當長的準備、研制和建設周期，這有可能導致風洞投產(chǎn)進度落后于實際試驗需求。因此各類大型高超風洞的研究和發(fā)展要有足夠的提前量。在以空氣動力學為主，多學科協(xié)同的思路指導下，圍繞風洞搭建的科學研究、技術發(fā)展和人才培養(yǎng)生態(tài)體系，也應該與風洞的研發(fā)同步。

8 結(jié) 論

中國航天空氣動力技術研究院建設的2.0 m量級FD-21風洞是一座自由活塞激波風洞。經(jīng)過近十年的研發(fā)，已經(jīng)具備了多個狀態(tài)的試驗能力，未來還將進一步拓展風洞潛力，開展深入而系統(tǒng)的氣動研究。FD-21風洞在研制過程中，形成了具有完全自主知識產(chǎn)權的風洞設計體系和研究成果，逐步解決了活塞發(fā)射、活塞止停、全浮動風洞支撐等工程技術難題。FD-21風洞填補了我國在自由活塞激波風洞上的空白，完善了高焓地面模擬體系，對提升我國高超聲速領域的研究水平具有重要意義。