编者按：中国科学院力学研究所的高温气体动力学国家重点实验室（LHD）在国家重大科研装备研制计划的支持下，于2008年1月正式启动了 “复现高超声速飞行条件激波风洞” 项目。在姜宗林研究员的主持下，LHD的相关研究团队经过数年的努力，在2012年完成了研制任务。目前该风洞命名“JF12高超声速激波风洞”，并已正式运行。本刊将陆续介绍JF12风洞研制的背景与意义，风洞原理与关键技术的突破，以及利用它开展国家重大项目与学科前沿研究的情况。

JF12高超声速激波风洞（2）

 

需要建什么样的风洞？

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众所周知，风洞是一种气动力学的地面试验设备，它采用“人造气流+固定模型”的方式进行各种事先设计的实验，以研究飞行器运动时的气动效应。具体而言，它一般是采用动力装置在管道中驱动一股可控气流，使其流过固定在管道内的静止模型（放置模型的部位，一般称之为“实验段”），以此来模拟实物（例如飞行器）在静止大气中的运动；在模拟试验中，测量气流作用在模型上的气动性能（可以根据要求进行测力试验、测压试验、传热试验、振动与稳定性试验等等），或者观测模型周围的流动现象；然后再依据相似理论将对于模型所得到的试验结果整理为可用于实物的无量纲系数。实验段是风洞的核心部件，其中的气流品质（如均匀度、稳定性、湍流度等）必须达到一定的指标。图1示出了放置着飞机模型的风洞实验段内部景象。

图1？ 风洞实验段

按照实验段气流的速度，风洞可分为低速风洞（马赫数小于0.3）、亚声速风洞（马赫数在0.3到0.8之间）、跨声速风洞（马赫数在0.8到1.2之间）、超声速风洞（马赫数在1.5到5.0之间）和高超声速风洞（马赫数大于5.0）。图2、图3是不同风洞主体的结构示意，按照运行方式，风洞可分为暂冲式风洞（图4）和连续式风洞（图5）两类，前者为短时间工作的，后者可以长时间工作，而图6则是一座连续式风洞的外景照片。

图2 低速风洞主体结构示意

图3 亚声速、跨声速、超声速风洞主体结构示意

 图4 暂冲式超声速风洞结构示意

 图5 连续式超声速风洞结构示意

当然，建造风洞（特别是大型风洞）是相当浩大的工程，它们的运行和维护也是要耗费相当庞大的资源。下面给出两种风洞的实际布局图，以期让大家对风洞的规模有一些概念，它们分别是三声速风洞（参见图6）和暂冲式高超声速风洞（参见图7）

图6 三声速风洞的实际布局

图7 暂冲式高超声速风洞的实际布局图

风洞试验的主要优点是：试验条件易于控制，流动参数可以独立改变，对静止模型的测量方便而准确，试验不受大气环境变化的影响，与飞行试验等其它气动力学试验相比较为价廉可靠。风洞试验的缺点是：存在气流边界和模型支架的影响，难以满足全部相似准则。上述第一个问题可以通过数据修正等方法来克服之，而第二个问题则是一百多年来实验气动力学家矢志努力的一个研究方向。
世界上第一座风洞是韦纳姆和布朗宁于1871年在英国建造的，它是一个两端开口的木箱，截面45.7厘米 45.7厘米，长3.05米。美国的莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个截面为40.6厘米 40.6厘米、长1.8米的风洞，它的来流速度为40～56.3千米/小时。以后，许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞，美国航天局（NASA）的埃姆斯研究中心（Ames）有一座全尺寸低速风洞，其最大实验段截面的尺寸为24.4米 36.6米。随着航空航天事业的发展，除了尺寸增大外，风洞实验气流的速度也在不断地增加，1905年世界第一座超声速风洞在德国建立，其实验马赫数可达1.5。1945年德国已拥有实验段直径约1米的超声速风洞。到了上世纪50年代，美国建成的超声速风洞实验段截面的尺寸已达4.88米 4.88米。第二次世界大战期间，为了研究火箭导弹，德国便开始建造高超声速风洞，实验段尺寸为1米 1米，马赫数上限为10，但它是暂冲式的，不能连续运行。战争结束后，这座风洞被美国缴获，美国仿制并作了适当修改后，一直到1961年才在阿诺德工程研究中心（AEDC）建成了最高马赫数为12的高超声速风洞。

这里需要提及的另一类风洞是激波风洞，它是由一个激波管和连接在其后面的喷管等风洞主要部件组成的。和普通的高超声速风洞相比，激波风洞不仅能提供高速实验气流，而且可以使实验气流的温度提高。按照气动力学的术语，或者说，实验气流的“焓值”很高，所以激波风洞是一种高焓高速气动实验装置，它还有一个优点是运行成本相对低廉。目前，激波风洞实验已确立为一种标准的高超声速实验技术，在其中开展的实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，特殊的测量项目有电子密度测量等。

大家知道，激波（也称“冲击波”）是气体、液体或者固体介质中压力、密度或温度在波阵面上发生突跃变化的压缩波，在超声速流动、爆炸等过程中都会出现激波。激波管则是产生激波并利用激波压缩实验气体以模拟所要求的工作条件的一种实验装置。它通常是一根两端封闭的柱形长管，中间有一个膜片把长管隔成两段，分别充以能满足实验模拟要求的高压驱动气体（此段称作“驱动段”）和低压被驱动（实验）气体（此段称作“被驱动段”）。膜片在高压作用下破裂后，驱动气体膨胀，产生向被驱动气体中快速运动的激波（或者称“主激波”），同时产生向驱动段传播的膨胀波（或者称“Taylor稀疏波”）。由于激波的压缩作用，实验气体的参数（如压力、温度等）会发生相应的变化，从而得到符合模拟要求的工作条件。图8给出膜片破裂后激波管中的气体温度、压力的分布情况：A区中是被驱动段未被扰动的低压气体状态；B区中是激波后方被压缩的气体状态；C区中是膨胀波后方的气体状态；D区中是驱动段初始的高压气体状态。通常把B区和C区的交界面称作“中间面”（或者称“接触面”）。图中箭头指向相应波阵面的运动方向。可以看到，随着时间t的推移，激波阵面不断向着被驱动段的末端运动；当激波到达被驱动段的末端时会被壁面反射回来。由于激波等波系的运动相当迅速，激波压缩后形成的实验气体工作状态只能在短暂时间（一般是毫秒即到微秒级）内保持不变。

图8 膜片破裂后激波管内气体状态

当需要在实验气流中放置模型时，一般是采用激波风洞来进行的。激波风洞是在激波管的被驱动段后面接上喷管、实验段和真空段等风洞部件，并且在激波管和喷管之间再增加一个膜片（一般称之为“第二膜片”）。其工作过程是：风洞启动时，主膜片先破开，在实验气体中产生激波；当激波运动到喷管入口时第二膜片被冲开，被激波压缩后的高温高压实验气体进入喷管被膨胀加速，再流入实验段供试验使用。激波风洞的名称是赫兹伯格于1951年提出的，它的发展与中远程导弹和航天器的发展紧密相关。早期的激波风洞采用“直通型”运行模式，即入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管，因而试验时间非常短，甚至不到1毫秒。由于直通型激波风洞难以应用，人们又发展了反射型激波风洞（参见图9），只要适当选择运行条件，通常可以获得5～25毫秒的试验时间。由于试验时间很短暂，人们也把激波风洞称为“脉冲型”气动实验设备。

图9 反射型式激波风洞工作原理示意图

近年来，世界航天大国都投入了大量经费，致力提升激波风洞的运行指标和结构尺寸，以期尽可能地复现超高速飞行条件。这是因为超高速流动会导致空气中分子的振动激发、解离、甚至电离，使得普通空气变成一种不断进行着热化学反应的复杂介质。一般的高超声速风洞只模拟马赫数和雷诺数，实验气体的温度相当的低下，从而无法形成发生上述化学反应的条件。而且，常规气动实验中的缩尺模型也无法提供化学反应的真实信息。所以“复现”飞行条件（即实验气体要具有实际飞行状态下的来流速度、温度、密度和气体组分等）成为高超声速地面实验技术研究的目标。目前，国外发展了自由活塞驱动和加热轻气体驱动两种方式来提高激波风洞实验气流的焓值。图10给出了日本研发的自由活塞驱动风洞（HIEST）的示意，由于自由活塞不存在等速运动区间，所以稳定试验时间非常有限（一般短于2毫秒），而且它的驱动技术复杂，因而运行成本较高。美国的卡尔斯潘研究中心（Calspan）则是利用加热氢气的方法发展了LENS系列（以前称之LEG系列）激波风洞，图11是LENS I和II高超声速激波风洞的示意。其中LENS II的喷管直径为1.55米，气流马赫数为6和7，试验时间为18～30毫秒。但是，它需要的驱动气体量十分巨大，不仅运行成本极高而且大量氢气的贮存、运输、加热和排放等存在诸多安全因素，这些问题大大限制了进一步增大风洞实验段尺寸以提高风洞性能的可能性。

图10 日本的自由活塞驱动激波风洞HIEST示意图

图11 美国的加热轻气体驱动激波风洞LEG（LENS）示意图

JF12激波风洞的“身长”有265米，这样就使其能够提供更长的实验时间。一般而言，超声速燃烧发动机需要的试验时间至少需要60到70毫秒，目前国外的相关风洞大约为30毫秒，而JF12已经能达到100毫秒。JF12风洞喷管直径可达2.5米，实验舱直径3.5米，实验气流的速度最高可达马赫 9，温度可达3000摄氏度左右。这些参数都明显优于国外的同类风洞。之所以能达到这样高的指标，其中的关键是它采用了中科院力学所俞鸿儒院士创新发展的一种先进驱动技术——爆轰驱动。图12是在中国科学院力学研究所的钱学森工程科学基地建成的JF12爆轰驱动高焓激波风洞。这张照片是从风洞的中部向上游看去的，依次为爆轰驱动段、被驱动段、喷管段、试验段及真空段。

图12 JF12爆轰驱动高焓激波风洞部分（红色部分为爆轰驱动段）

？正如气动力学大师庄逢甘院士在生前所说的那样，风洞是飞行器的摇篮，它代表着一个国家的基础研究能力。 JF12高超声速激波风洞的研制成功，表明了我国在高温高速气动力学的基础实验装备和基本试验技术的研究方面已经迈入了国际先进行列。

（王柏懿撰文）