諶君謀，陳 星，易翔宇，孫日明，紀 鋒，畢志獻

(中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

航天飛行器在大氣層中以超過3 km/s 的速度（高速）飛行時，飛行器周圍氣體受到激波壓縮和黏性阻滯作用，會產生數(shù)千甚至上萬度的高溫[1-2]，引起氣體分子振動能激發(fā)、離解甚至電離，氣體分子的物理屬性和流場特性發(fā)生顯著改變，這成為高速飛行器設計需要重點考慮的因素之一[3-6]。高速流動機理認識的不足，使得高溫多物理場耦合、目標特性和超燃推進等物理建模不盡合適，導致數(shù)值計算存在諸多不確定性，因此通過試驗來研究高速流動規(guī)律十分重要[1,5]。高焓激波風洞是研究高速流動和高溫氣體效應的主要地面模擬設備之一，可為高速飛行器研究提供支撐。

高焓激波風洞駐室的總焓和總壓水平是由驅動技術決定的[5-6]。高性能驅動方式主要有電加熱、爆轟加熱、自由活塞壓縮加熱輕質氣體[2,4,7]。電加熱驅動代表性風洞為美國Calspan 大學LENS I 和LENS II[8]等高焓激波風洞。中國科學院力學所JF-10[4]、美國NASA 蘭利研究中心HYPULSE[9]和德國亞琛工業(yè)大學TH2-D[10]等高焓激波風洞采用爆轟驅動方式。澳大利亞昆士蘭大學T4[11]、美國加州理工學院T5[12]、英國牛津大學T6[13]、德國宇航中心HEG[14]、日本宇航中心HIEST[15]和中國航天空氣動力技術研究院FD-21[16]等高焓激波風洞采用自由活塞壓縮驅動方式，產生強入射激波。從參數(shù)模擬能力、安全性、工作效益和技術風險等方面對比分析[2,4-5]，發(fā)現(xiàn)自由活塞加熱驅動技術具有最大的性能和運行靈活性，因而被大量應用于高焓激波風洞中。

1959 年，Stalker 在加拿大渥太華國家研究理事會上提出并演示了自由活塞驅動的高焓激波管。隨后，Stalker 為了驗證重活塞的驅動能力和可控性，在澳大利亞國立大學主持建造了T1 和T2 先導性風洞。1966 年，Stalker[17]第一次實現(xiàn)重活塞調諧操作，但這一概念在1990 年才由Hornung 和Belanger[18]完成理論分析。Hornung[19]（1989）、Beck[20]（1991）、Labracherie[21]（1992）等研究了定壓驅動時間、壓縮比、高壓儲氣室容積等參數(shù)對活塞速度和壓縮管末端壓力的影響。徐立功[22]（1994）、Itoh[23]（1998）、朱浩[24]（2014）、李海燕[25]（2016）、易翔宇[26]（2020）和諶君謀[27]（2021）等完善了理論條件下調諧操作活塞發(fā)射器需要滿足的條件和范圍。呂治國[28]（2016）、Tanno[29]（2016）、Andrianatos[30-31]（2016、2017）、Stennett[32]（2017）、孫日明[33]（2020）、諶君謀[27]（2021）等研究了自由活塞高焓激波風洞非理想運行條件下的狀態(tài)維持和損傷防護的措施，包括活塞發(fā)射方式優(yōu)化、減振及隔振、重活塞剎車和緩沖等。為了減小重活塞加速時間進而限制重活塞運行速度，壓縮管長度不能太長，例如世界上第二大尺寸的HIEST 風洞[15]壓縮管內徑為600 mm、長度為42 m，同時為了便于重活塞止停，大部分自由活塞驅動的高焓設備壓縮管內徑D與激波管內徑d的管徑比滿足D/d＞3[6]。然而，較短的壓縮管會導致驅動能力受限，而較小內徑的激波管則會限制噴管尺寸，從而使得試驗段模型尺寸較小，影響風洞模擬能力。

大尺寸自由活塞激波風洞重活塞軟著陸過程也稱為調諧運行，其受到活塞發(fā)射機構發(fā)射效能、壓縮管長度、壓縮管與激波管的管徑比、活塞止停機構等因素的限制，這些限制也是重活塞調諧運行需要解決的關鍵技術。本文根據(jù)自由活塞高焓激波風洞結構特點，著眼于保證重活塞安全軟著陸的目標，結合理論分析、數(shù)值計算和風洞試驗，解決了大尺寸重活塞止停難題，在FD-21 風洞中實現(xiàn)了質量205 kg、275 kg重活塞在最高速度分別超過350 m/s、450 m/s 工況下的調諧運行。

1 試驗系統(tǒng)與測量方法

中國航天空氣動力技術研究院設計的大尺寸FD-21 自由活塞高焓激波風洞，壓縮管長度75 m、內徑0.668 m，激波管長度35 m、內徑0.29 m，圖1 給出了活塞壓縮器示意圖。較大內徑的壓縮管使得活塞發(fā)射機構設計難度大、發(fā)射效能難以確認；壓縮管長度長，使得重活塞加速時間長、最大運行速度快、運動動能大、與風洞碰撞導致的損壞危險大；壓縮管與激波管內徑管徑比為2.3，較小的管徑使得驅動氣體流過激波管時間短，活塞“軟著陸”控制難度增加。重活塞在運動的過程中如果以較大的速度撞擊風洞，會對活塞甚至風洞洞體造成損害。針對活塞發(fā)射效能、重活塞與壁面摩擦、氣體泄漏、膜片破膜壓力等實際情況帶來的重活塞安全問題，建立重活塞密封裝置、重活塞測速系統(tǒng)、重活塞止停裝置以及膜片破裂壓力判定裝置，修正重活塞理論預測程序和數(shù)值模擬參數(shù)，優(yōu)化得到了適合大尺寸活塞軟著陸的運行狀態(tài)。

圖1 活塞壓縮器示意圖Fig.1 Schematic of a piston compressor

1.1 高壓儲氣室結構布置

高壓儲氣室與壓縮管布局有兩種方式[28]：同軸式布局和背負式布局。同軸式布局結構相對簡單，然而占用空間大，需要大尺寸快速開啟閥，費用高，中小尺寸風洞采用此結構較多。背負式布局占用空間小，可以采用高壓儲氣室的空氣作為發(fā)射機構的驅動氣源，雖結構復雜，但重活塞發(fā)射速度快，大尺寸風洞采用此結構較多。為了確保驅動氣體可以快速推動活塞以及高壓儲氣室與壓縮管的連接處不形成聲速導致喉道壅塞，高壓儲氣室與壓縮管之間連通管道的通氣橫截面積應大于壓縮管的橫截面積。活塞發(fā)射機構在起動時，連接高壓儲氣室和壓縮管的氣動閥起動，氣流流動過程中存在損失，一般而言，不同風洞的發(fā)射效能不同，需要對相應的發(fā)射效能進行評估。圖2 為FD-21 風洞采用的活塞發(fā)射機構示意圖[34]。

圖2 活塞發(fā)射機構結構示意圖Fig.2 Structural diagram of a piston launching mechanism

1.2 活塞速度測量

高壓儲氣室發(fā)射效能和重活塞壁面摩擦，導致活塞運動與理論結果存在偏差，需要對活塞運動過程進行監(jiān)控，修正理論模型。為了監(jiān)控活塞的運動和壓縮管壓力的變化，在壓縮管上安裝一系列傳感器。圖3為FD-21 風洞壓縮管傳感器位置示意圖[35]，實際位置見表1，壓力傳感器對應符號為K，光電傳感器對應符號為G，相同編號數(shù)字對應的位置相同。

表1 壓縮管傳感器位置Table 1 Location of compression tube sensors

圖3 壓縮管傳感器位置布置示意圖Fig.3 Schematic diagram of compression tube sensors' locations

自由活塞高焓激波風洞實際調試和運行過程中，為了防止活塞與壓縮管接觸面處漏氣以及減緩活塞直接摩擦造成的損傷，在活塞上安裝密封環(huán)[27]，密封環(huán)的材料為聚四氟?；钊牟牧蠟橛蹭X，硬鋁強度高、有一定的耐熱性、成本低、綜合性能好。低溫條件下聚四氟環(huán)摩擦系數(shù)小，活塞剛開始運動時受到的阻力??；高溫條件下聚四氟環(huán)摩擦系數(shù)增大，使得活塞在壓縮管末端更容易停止，便于活塞的初始調試[36]。同時，聚四氟環(huán)的反光性好，便于活塞的測速。聚四氟環(huán)安裝在活塞兩端，還能起到密封效果，減少氣體泄漏。

為進行活塞速度的監(jiān)控，通過應用活塞表面處理技術、光纖傳感器靈敏度調整、壓力傳感器復核校對、激光傳感器防護測距、同步數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)搭建等方法，設計了一套多傳感器結合的活塞速度監(jiān)測系統(tǒng)[33]。圖4 為FD-21 風洞活塞外形及其速度測量示意圖，在壓縮管上安裝了光電傳感器測量活塞運動速度。試驗過程中，為了防止氣流升溫等因素造成光電傳感器信號的誤采集，一般在光電傳感器對稱位置安裝壓力傳感器進行校準。圖5 為光電傳感器測量得到的活塞經(jīng)過光電傳感器的信號。圖5（a）為一次試驗條件下測量的光電信號，活塞經(jīng)過時，信號發(fā)生突變。活塞上有兩個聚四氟環(huán)，經(jīng)過光電傳感器時，發(fā)生了兩次明顯反射，見圖5（b）。讀取兩次信號升高時的時間差Δt以及對應的活塞距離L1，獲得活塞運行的速度U=L1/Δt。

圖4 活塞外形及速度測量示意圖Fig.4 Piston shape and velocity measurement

圖5 壓縮管上光電傳感器測量的信號Fig.5 Signals measured by photoelectric sensors on compression tube

1.3 止停機構結構設計

除了氣動參數(shù)的合理選擇外，對于大尺寸自由活塞高焓激波風洞，還可采用多種辦法實現(xiàn)活塞的軟著陸：1）為了防止活塞反彈造成對活塞和風洞的撞擊損傷，可以在活塞上安裝剎車裝置；2）在壓縮管末端安裝尼龍、聚氨酯或硅橡膠等緩沖裝置，或者采用氣動止停裝置，吸收活塞剩余的動能。對于FD-21 風洞，結合活塞自身結構，設計了最大耐沖擊速度為100 m/s的兩級緩沖止停機構（圖6），利用活塞自身結構與止停緩沖結構之間形成氣室，依靠壓縮空氣實現(xiàn)緩沖氣墊，隨后利用止停機構本體彈性體和非金屬彈性材料共同作用吸收沖擊載荷，而風洞洞體結構采用全浮動設計可以有效減小沖擊載荷影響。

圖6 止停機構Fig.6 Stop mechanism

1.4 膜片破膜壓力判定

獲取準確的膜片破膜壓力是活塞實現(xiàn)調諧運行的關鍵，特別是主要依靠氣動止停的重活塞。膜片的破膜壓力影響活塞發(fā)射器初始參數(shù)的設置，判定準確的破膜壓力對活塞和風洞本體的安全性至關重要?；钊\動到壓縮管末端時，驅動氣體被壓縮后其壓力和溫度急劇升高，導致膜片破裂。膜片破裂后，由于活塞運動和壓縮管末端波系的作用，壓縮管總壓信號不會立刻發(fā)生明顯變化，導致壓力傳感器不能即時精確判斷膜片破裂壓力。根據(jù)靜態(tài)破膜壓力和材料的性能，采用經(jīng)驗型Johnson-Cook 模型[37]，預估膜片的動態(tài)破膜壓力[26]。圖7 為靜態(tài)破膜示意圖，將膜片放置在大夾膜機構一側，另一側堵上盲板，通過充氣管路對大夾膜機構進行充氣。

圖7 膜片靜態(tài)破膜示意圖Fig.7 Schematic diagram of diaphragm static rupture

采用膜片破裂探測裝置判斷膜片動態(tài)破裂情況，在膜片上粘貼漆包線，并依據(jù)信號的通斷對膜片的打開狀態(tài)進行判斷[26]。圖8 為漆包線在膜片破裂探測裝置的分布示意圖。動態(tài)破膜時，在大夾膜結構靠近激波管位置處堵上盲板，膜片則放置在靠近壓縮管的一側。當膜片受到高壓氣體作用發(fā)生較大變形時，漆包線斷裂，對應的輸出信號出現(xiàn)一個階躍。膜片破裂時，之前斷裂的漆包線由于膜片劇烈變化可能再次連接（為了增加膜片破裂后漆包線再次連接的概率，膜片上一般粘貼5～7 組漆包線），產生一個波動的階躍信號（如圖9 中的E01），此時壓縮管末端傳感器K16 出現(xiàn)一個壓力波動，結合經(jīng)驗型Johnson-Cook 模型預估數(shù)值，可獲得實際的動態(tài)膜片壓力。根據(jù)此壓力和活塞速度測量結果，判斷實際的活塞壓縮器性能。

圖9 膜片動態(tài)破裂壓力曲線Fig.9 Diaphragm pressure during a dynamic burst

2 物理模型與計算方法

2.1 自由活塞運動理論計算方法

對于重活塞運動，可以做如下假設[19]：1）活塞運動是準一維的；2）高壓儲氣室容積無限大；3）驅動氣體和高壓儲氣室氣體是絕熱的。高壓儲氣室初始壓力為PR,0，容積為VR,0；壓縮管初始壓力為PC,0，長度為L，內徑為D；激波管初始壓力為Ps，長度為l，內徑為d。風洞起動后，活塞受上游高壓儲氣室高壓氣體壓縮，向下游壓縮管運動，如圖10 所示。其中，PR、PC分別是膜片破膜前高壓儲氣室和壓縮管的壓力，x是活塞下游面距離壓縮管末端的距離，活塞在運動過程中受到的摩擦力為f。

圖10 活塞運動示意圖Fig.10 Schematic diagram of piston movement

根據(jù)膜片前后狀態(tài)的變化，可以給出破膜前后活塞的運動方程。根據(jù)Hornung 無量綱方法[18-19]，對活塞運動過程中前緣達到膜片距離x、活塞運動時間t、活塞速度u和驅動氣體質量m進行無量綱化處理。無量綱參數(shù)分別是：

其中：aR,0為高壓儲氣室氣體初始聲速；mC,r為驅動氣體初始質量。

重活塞無量綱破膜前運動方程為：

重活塞破膜后的運動方程為：

破膜時的邊界條件為：

當主膜片破裂之后，活塞的運動速度up,r剛好能補償壓縮管中流出的驅動氣體，使得壓縮管末端的壓力為一個定值，這個運動速度為臨界速度。臨界速度無量綱表達式為：

無量綱活塞速度β為膜片破裂時活塞運動速度和臨界速度之比，即：

對上述常微分方程組（4～7），采用 四階Runge-Kutta進行積分，獲得壓縮管內的活塞運動特征以及破膜前后驅動氣體壓力變化過程。

2.2 數(shù)值方法

利用動網(wǎng)格模型數(shù)值模擬活塞在壓縮管中的運動。對于運動邊界的控制體，控制方程為軸對稱非定常流動的Navier-Stokers 方程，無量綱形式為：

其中，U為守恒變量項矢量，

F、G分別為柱坐標下x、r方向的對流通量項矢量，

式中：u、v為速度矢量V的分量；ρ為氣體密度；p為壓力；(ud,vd)為控制體邊界速度V在柱坐標下的分量；(τxx,τrr,τθθ,τxr)為牛頓黏性應力τ[38]的分量；(qx,qr)為熱傳導項q[38]的分量。對于空氣，比熱比γ=1.40；對于氦氣和氬氣，比熱比γ=1.67。

對控制方程組的黏性項采用中心差分，對數(shù)值通量項采用通量差分分裂數(shù)值求解。采用MUSCL 差值方法，結合通量分裂和Roe 通量差分來構造無黏通量，無黏通量項和源項采用全部隱式處理，對無黏通量項采用LU-SGS 方法[39]進行迭代求解。時間離散方法采用四階Runge-kutta 方法。采用Catris-Aupoix修正的SA 湍流模型[40]。

計算區(qū)域分為4 部分（見圖11），Domain1 和Domain2 為高壓儲氣室區(qū)域，Domain3 為壓縮管區(qū)域，Domain4 為激波管區(qū)域?；钊谶\動過程中，材料為聚四氟的摩擦環(huán)與壓縮管壁面接觸，聚四氟環(huán)與炮鋼的摩擦系數(shù)為0.04。計算域沿軸向網(wǎng)格大小Δx=10 mm。主膜片附近進行網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格大小Δxmin=0.01 mm，徑向網(wǎng)格Δymin=0.01 mm。計算過程中，取時間步長Δt=1 × 10-6s。當主膜片壁面壓力達到破膜壓力后，主膜片“破裂”。此時，高壓儲氣室中的主體部分Domain1 及同軸部分Domain2的壓力為PR，Domain3 的壓力為PC，主膜片破膜壓力為PRup，活塞質量為mp，壓縮管和激波管為流通區(qū)域，Domain4 的壓力為PS。活塞壁面和壓縮管壁面采用恒溫壁條件，Twall=282 K。

圖11 計算區(qū)域（單位：m）Fig.11 Calculation area (unit: m)

3 結果與討論

3.1 調諧參數(shù)理論選擇區(qū)間

選擇只與初始參數(shù)相關的量b1和b2為自變量，定壓驅動時間 τ和活塞的無量綱破膜速度β可由b1b2平面決定[19，26-27]。其 中，定壓驅動時間 τ在b1b2平面存在局部極大值線，意味著定壓時間的極值曲線通過b1b2平面與活塞速度的變化曲線一一對應，定壓驅動時間 τ關于活塞的無量綱破膜速度β存在極值[24-26]。參數(shù)的設計點的選擇應盡可能靠近極值曲線，由于活塞的無量綱破膜速度β較小，更容易靠近邊界曲線，所有設計點應位于極值曲線外側。為了增加定壓驅動時間，膜片破裂后活塞的無量綱破膜速度β需要滿足β＞1，此時活塞對壓縮管末端的空氣繼續(xù)進行壓縮，其壓力繼續(xù)增加，來補償壓縮管末端壓力的衰減。當β≤1 時，壓縮管末端壓力未達最大值。參照目前已有的自由活塞高焓激波風洞的設計，無量綱破膜速度β的范圍為1.2～1.6，這個范圍也適用于FD-21 風洞。對于FD-21 風洞，壓縮管長度L與內徑D的比值L/D（75/0.668）約為112，壓縮管內徑D與激波管內徑d的比值D/d（0.668/0.29）約為2.3。為了獲得可行的定壓驅動時間，b1的范圍為0.005～0.018，b2的范圍為5～30（見圖12）。

圖12 壓縮比λ=60 的定壓驅動時間和活塞速度分布圖Fig.12 Contours of constant pressure driving time and piston speed for compression ratio λ=60

3.2 活塞發(fā)射器運行評估

為了檢驗活塞運行性能、傳感器測量精度以及相關的測試系統(tǒng)的工作狀態(tài)，同時也為了驗證研制的活塞運行程序的準確性，基于活塞和風洞運行的安全需求，在壓縮管末端堵上盲板，采用不破膜方式進行風洞試驗，試驗狀態(tài)見表2。表中，PR為高壓儲氣室壓力，氣體為空氣（Case1）；PC為壓縮管壓力，氣體為空氣或者氦氬混合氣體（Case2，氦氣與氬氣的質量比為2∶8）。

表2 不破膜狀態(tài)下的活塞發(fā)射器運行狀態(tài)Table 2 Running states of piston launcher without diaphragm rupture

活塞發(fā)射機構起動后，高壓儲氣室的高壓氣體進入壓縮管這一過程中，氣體壓力存在損失，加之活塞與壁面摩擦以及高壓氣體推動活塞有輕微的泄露，使得活塞實際運動曲線與理論值存在差別。當表2 的Case1 和Case2 的活塞發(fā)射機構的實際發(fā)射效能為70%（將高壓儲氣室的壓力設置為原來的70%）時，表3 中活塞運動速度-位移曲線和壓縮管末端的總壓曲線的理論值與測量值吻合。在已知發(fā)射效能條件下，理論模型可較好地預測活塞總體運行過程。圖13和圖14 分別為空氣驅動空氣和空氣驅動氦氬混合氣體的試驗與計算結果對比圖。在不同條件下，活塞的速度曲線（圖13a 和圖14a）及壓縮管末端的總壓曲線（圖13b 和圖14b）測量值與計算值吻合。在活塞驅動空氣狀態(tài)條件下，活塞的最大速度約為294 m/s，與空氣在室溫下的聲速340 m/s 接近，會導致激波壓縮。圖13（b）中可以看出，在t=0.20 s 時，存在25 ms 穩(wěn)定的壓力平臺，活塞壓縮空氣產生激波，出現(xiàn)激波壓縮驅動氣體的現(xiàn)象。在活塞驅動氦氬混合氣體的條件下，活塞的最大速度約為273 m/s，氦氬混合氣體質量比為2∶8 條件下的聲速為529 m/s，隨著氣體壓縮，溫度逐漸增加，聲速增加，總壓沒有出現(xiàn)明顯的平臺（圖14b），可以近似認為是等熵壓縮。

表3 調諧運行狀態(tài)Table 3 Tuning operation condition

圖13 不破膜條件活塞驅動空氣曲線Fig.13 Velocity and pressure of the air drived by the piston without diaphragm rupture

圖14 不破膜條件下活塞驅動氦氬氣體曲線Fig.14 Curves of piston driving He-Ar gas mixture under the condition of no rupture of diaphragm

3.3 重活塞實際運動分析

根據(jù)一般的噴管駐室總溫總壓狀態(tài)和對應的膜片實際破膜壓力，考慮活塞發(fā)射機構的發(fā)射效能等因素，確定活塞發(fā)射器的試驗狀態(tài)[41]，見表3，其中PRup為膜片破膜壓力、PS為激波管試驗氣體初始壓力。

圖15 和圖16 為活塞發(fā)射器壓縮管末端壓力和運動速度的測量值、理論計算值與數(shù)值模擬結果的對比曲線。測量值以壓力傳感器K2 上的信號為觸發(fā)信號，因此理論計算和數(shù)值模擬曲線以壓縮管G8 傳感器采集信號為基準進行平移。實際運行過程中，由于光電傳感器的信號易受煙霧、粉塵等影響產生干擾，因此在光電傳感器的對應位置設置了壓力傳感器進行相互驗證并監(jiān)測管道內壓力變化情況。表3 中的Case1 偏移時間為82.5 ms，Case2 的偏移時間為60 ms。為了匹配測量的活塞運動速度-位移曲線和壓縮管末端的總壓曲線，表3 的Case1 和Case2 的活塞發(fā)射機構的實際發(fā)射效能按照70%進行計算。理論曲線、數(shù)值模擬曲線與測量值的壓力變化趨勢符合較好，數(shù)值模擬結果和測量值有平穩(wěn)的壓力平臺。這是因為Case1 的實際活塞運動速度最高超過350 m/s（圖15b），Case2 最高超過450 m/s（圖16b）?；钊麎嚎s產生一系列壓縮波，壓縮波在傳播過程中匯聚形成激波在壓縮管末端來回反射，使得壓縮管內壓力有較大波動。定壓驅動時間（壓縮管內壓力在最高壓力的85%附近的時間）約為8～10 ms，可為激波管提供較為穩(wěn)定的驅動壓力。圖15（a）和圖16（a）中壓縮管末端定壓驅動壓力為15 MPa 和45 MPa，對應的溫度分別為3 450 K 和4 845 K。從圖15（b）和圖16（b）速度曲線可以看出，激波在活塞表面反射后，活塞表面壓力提高，使得活塞突然減速，活塞速度曲線出現(xiàn)偏折，數(shù)值模擬結果與試驗結果吻合。等熵壓縮理論計算的速度曲線無法捕捉到這一現(xiàn)象，導致活塞末端速度理論值與測量值出現(xiàn)較大偏差。特別是Case2 條件，數(shù)值模擬結果顯示活塞在到達壓縮管末端之前，來自激波管中的反射激波抵達活塞面，對活塞速度起到更加顯著的減速作用。

圖15 PR=2.86 MPa、PC=30 kPa、mp=205 kg 條件下壓縮管末端壓力和速度曲線Fig.15 Pressure and velocity at the end of the compression tube under PR=2.86 MPa，PC=30 kPa，mp=205 kg

圖16 PR=7.5 MPa、PC=38.5 kPa、mp=275 kg 條件下壓縮管末端壓力和速度曲線Fig.16 Pressure and velocity at the end of the compression tube under PR=7.5 MPa，PC=38.5 kPa，mp=275 kg

圖17 為活塞兩側壓力隨時間的變化曲線?？拷髪A膜機構的一側活塞表面（Front 面）壓力先僅受到驅動氣體壓縮的作用，隨后受到來自壓縮管中反射激波的作用，壓力增加?？拷邏簝馐乙粋然钊砻妫˙ack 面）在初期活塞運動過程中，高壓儲氣室的氣體膨脹，壓力逐漸減小，當活塞減速后，生成的壓縮波使得Back 面壓力增加。

圖17 重活塞兩側壓力Fig.17 Pressure on two sides of the heavy piston

圖18 給出背負式布局的高壓儲氣室不同區(qū)域的壓力隨時間的變化曲線。Line01 和Line02 分別位于Domain1 區(qū)域和Domain2 區(qū)域?；钊诟邏簹怏w的驅動下，向壓縮管下游方向運動，加速過程中所產生的稀疏波向高壓儲氣室上游方向傳播，Domain2 區(qū)域壓力迅速減小，稀疏波對主體部分Domain1 區(qū)域影響較弱，壓力減小較慢，主體部分Domain1 區(qū)域壓力沒有得到充分利用，使得活塞發(fā)射器效能較低。

圖18 高壓儲氣室壓力變化曲線Fig.18 Pressure variations in the storage chamber

4 結論

本文對大尺度自由活塞激波風洞中的重活塞軟著陸問題進行了研究，得到以下結論：

1）重活塞發(fā)射效能、重活塞與壁面摩擦等情況導致重活塞實際運動過程與理論計算存在偏差，調試中需要考慮其影響。建立了活塞速度監(jiān)測系統(tǒng)，精確測量活塞運行速度，修正理論模型；研制了可靠的止停機構，能夠有效減緩重活塞對風洞本體的撞擊，避免重活塞甚至風洞洞體的損害。

2）在FD-21 高焓激波風洞的活塞發(fā)射機構的發(fā)射效能為70%、活塞與壓縮管摩擦系數(shù)為0.04 的條件下，活塞運動速度-位移曲線和壓縮管末端的總壓曲線的理論計算、數(shù)值模擬與試驗結果吻合。數(shù)值模擬結果顯示：活塞向壓縮管下游運動所產生的稀疏波對高壓儲氣室主體部分影響較弱，此區(qū)域壓力沒有得到充分利用，使得活塞發(fā)射器發(fā)射效能較低。

3）活塞運動過程中，產生的壓縮波甚至會匯聚成激波。波系在活塞和壓縮管末端來回反射，影響活塞運行速度，對活塞有明顯的減速效果；活塞在到達壓縮管下游末端之前，來自激波管中的反射激波抵達活塞面，對活塞速度起到更加顯著的減速作用。在調試活塞運行過程中，需要利用這些波系的作用，便于實現(xiàn)活塞軟著陸。

致謝：感謝中國航天空氣動力技術研究院的林鍵、劉訓華、陳偉、王玉東、龐健、田力、王燕等同志在試驗安全及技術方面給予的指導。