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（3）

——为什么要发展爆轰驱动技术？

激波风洞的爆轰驱动技术是为了在地面模拟产生高超声速流动而发展起来的一项技术。我们知道，早在1946年钱学森先生就首次提出了高超声速（Hypersonics）这个概念。他以此来描述飞行器运动速度远远大于环境声速时周围气体的流动状态。在高超声速飞行中，通过与周围气流产生剧烈的摩擦和强烈的热交换，飞行器的部分动能被周围的空气吸收并转化为其内能，空气的温度大大提升。随着温度的升高，空气介质将发生一系列的微观变化：分子的振动与转动能态激发，分子发生解离、复合及电离。这些介质物性的微观差异会导致流动宏观特性的巨大差异。具体而言，由于这种热化学反应，飞行器周围空气（从头部驻点到下游尾迹）便成为复杂介质，而且介质的性质会随着当地温度的变化而变化。在这种情况下，空气的粘性、导热系数等均和相应的常温值有所不同，从而造成了飞行器的热交换特性、气动力/气动热特性都会出现不同程度的变化。与发展一般的飞机、火箭、导弹一样，研发高超声速飞行器首先遇到的关键问题是：如何建立地面模拟实验装置？ 如何在地面实验装置上真实地再现模拟飞行器周围发生的热化学反应过程？
如前所说，高超声速风洞虽然经过了50多年的持续发展，到目前为止，适合于进行高温热化学反应流动模拟的主要实验设备仍然是激波风洞。为了提高试验气流的焓值，国外先后研发了自由活塞驱动技术和加热轻气体驱动方式，而我们中国的科学家则独创了爆轰驱动方式并成功地应用于激波风洞。图1是爆轰驱动原理的示意。我们已经知道，常规激波风洞的运行模式是：在驱动段中充放高压空气，待压力高至某个设定值时，气体冲破主膜片，进入被驱动段，在低压气体中形成激波，该激波不仅提升了波阵面后方气体的压力与温度，而且还导致了气体高速运动。我们从图1中可以看到：在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中，采用按一定比例混合的氢气和氧气作为爆轰气体放置在驱动段中（此时亦可称之为“爆轰驱动段”，或简称为“爆轰段”），启动时在主膜片附近点火，这样就导致氢氧混合物起爆，这样除了在被驱动段的空气中产生一个向下游传播的主激波外，还会在爆轰气体中再形成一个向上游传播的爆轰波。为了确保风洞的安全运行，在爆轰段的上游要加设一个卸爆段。当然，爆轰气体不一定非要采用氢氧混合气体，力学所研究人员亦使用乙炔和空气的混合物做过实验，并获得了很好的结果。
爆轰驱动激波管的概念是伯德（Bird）在1957年首先提出的，力学研究所从上世纪80年代初开始探索这项技术。1981年，俞鸿儒先生建立了一个13.3米长的氢氧爆轰驱动激波管，并从该激波管1983年投入使用后便开始了氢氧爆轰驱动方法的系统研究，先后提出了反向爆轰驱动模式，发展了卸爆技术。在此基础上，在JF8激波风洞上进行了氢氧爆轰试验并成功地产生了高品质的高温高压驱动气源。随后，又于1990年建立了BBF100爆轰实验管，开展了反向爆轰驱动激波管性能的研究，解决了立即起爆、高反射峰压、高初始压均匀混合等问题。1996年，他主持将JF4B激波风洞/炮风洞改造成为JF10爆轰驱动高焓激波风洞（参见图2和3）。其实，爆轰驱动有正向和反向两种运行模式，它们各自具有不同的驱动特点，JF10既可以运行于反向驱动模式也可以运行在正向驱动模式。图4和5给出了这两种驱动模式下激波管的运行波图。
一般而言，应用反向爆轰驱动模式，可以获得较长的试验时间但实验气流的焓值较低；应用正向爆轰驱动模式，可以获得高焓值的实验气流但试验时间较短。为了改善正向爆轰驱动技术的性能，姜宗林研究员基于激波非定常反射原理，研发了一个具有附加扩容腔的正向爆轰驱动器（FDC Driver），对JF10进行了改造（参见图6）。新型的FDC驱动器比原来的驱动器缩短了将近2米。这不仅可以有效地降低运行费用，而且可以减轻喷管喉道的烧蚀损耗。此外，在俞鸿儒的指导下，LHD研究团队还发展了模拟动活塞效应的双爆轰驱动技术、具有模拟低端高焓流动的反向爆轰膨胀驱动技术，等等。对于爆轰驱动技术细节感兴趣的读者，可以参阅姜宗林、赵伟等人在《空气动力学学报》第27卷增刊上发表的综述文章：（1）超高速高焓流动研究进展（pp13-20）；（2）高焓激波风洞爆轰技术研究（pp63-68）。
正是经过十数年的持续努力，积累了系列的爆轰驱动技术，使得LHD的高超声速高焓流动实验平台具备了强大的模拟能力：总温范围1000~8000K，总压范围1~80MPa，飞行速度1500~6000 m/s，最高雷诺数可达约4 10⁸/m。这样，就为开展高超声速的气动力/气动热、真实气体效应、气动物理等前沿问题创造了条件，同时也为开展吸气式高超声速推进技术、飞行器/发动机一体化等气动实验奠定了基础。为了研制JF12风洞，复现并涵盖高度为25~50公里、马赫数为5~9的真实飞行条件，LHD研究团队在控制总温不变的前提下，提高驱动气体总压，以拓展试验能力范围。他们通过调整爆轰气体的成分和配比以及调整气流速度等途径，使驱动压力提高了40%，从而适应了上述马赫数要求。这样，JF12风洞的驱动能力与空天飞机的飞行走廊也相匹配了（参见表1和图7）。
通过上述介绍，我们知道，爆轰驱动的实质是以化学能代替机械能，利用爆轰燃烧提供风洞运行所需的高功率，并且以爆轰波后的平稳高压提供稳定的试验条件。表2给出中国JF12风洞和美国LENS风洞在每次运行期间氢气消耗量的比较。在产生同样的5兆帕驻室压力的情况下，LENS每次运行所消耗的氢气是JF12的20多倍。加之使用大量氢气，成本昂贵，其储存、加热和排放又极具危险性，这使得轻气体驱动的应用与扩展具有很大局限性。更重要的是，LENS的试验时间只有18～30毫秒，远远低于JF12的100毫秒。因而，和轻气体加热驱动相比，爆轰驱动具有很大的优势，其应用具有很好的扩展性。
正因为爆轰驱动技术的优势，自JF10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞建成之时，便引起国际航空航天界的关注。1993年，在俞鸿儒的帮助下，德国亚琛工业大学建造了应用反向爆轰驱动技术的高焓激波风洞TH2D。1994年，美国NASA修改原来的自由活塞驱动设计方案，在通用应用科学实验室（General Applied Science Laboratory，缩写简称为GASL）建成了正向爆轰驱动高焓激波风洞HYPULSE。这里要指出的是，GASL在国际航天工程界是一个相当著名的单位，冯 卡门是其成立初期的主要研究成员之一，近年来该实验室参与了美国空天飞机计划（如X-30和 X-43等），是高超声速推进的开拓者。所以，我们可以说，由中国科学院力学研究所LHD的俞鸿儒院士独创的爆轰驱动技术，在国际上达到了领先地位，目前已经成为高焓激波风洞的一个重要驱动方式。

（王柏懿撰文）