JF-16膨脹管流場分析及升級改造

周凱， 苑朝凱， 胡宗民， 姜宗林

中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100190

JF-16膨脹管流場分析及升級改造

周凱， 苑朝凱， 胡宗民*， 姜宗林

中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100190

膨脹管(風(fēng)洞)是少數(shù)幾種具備超高速流動模擬能力的地面試驗(yàn)設(shè)備之一，針對中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的爆轟驅(qū)動膨脹管JF-16，通過高焓流動數(shù)值模擬方法輔助診斷JF-16的流場特性可以發(fā)現(xiàn)，高溫真實(shí)氣體效應(yīng)可以顯著增加激波對氣體的壓縮能力并影響強(qiáng)激波結(jié)構(gòu)，加速段內(nèi)試驗(yàn)氣流靜溫及化學(xué)成分較真實(shí)飛行條件有所偏離。為此對JF-16進(jìn)行升級改造，通過在加速段末端加裝錐形噴管，利用噴管的定常膨脹過程進(jìn)一步調(diào)整試驗(yàn)氣流的靜溫，進(jìn)而提高試驗(yàn)氣流品質(zhì)，同時(shí)可以擴(kuò)大試驗(yàn)區(qū)尺度。數(shù)值模擬結(jié)果表明8° 錐角為最優(yōu)選擇，此時(shí)試驗(yàn)區(qū)尺度可擴(kuò)大至140 mm。

膨脹管； 超高速； 數(shù)值模擬； 流場特性； 錐形噴管

超高速流動地面模擬設(shè)備對高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)、星球探測、再入飛行器的發(fā)展及進(jìn)步都有著至關(guān)重要的作用[1]。高超聲速流動一般指馬赫數(shù)大于5的流動，由于強(qiáng)激波的壓縮，波后氣體迅速升溫，達(dá)到幾千甚至上萬度，高溫下氣體發(fā)生了振動激發(fā)、解離甚至電離，即所謂的熱化學(xué)真實(shí)氣體效應(yīng)。如果流動馬赫數(shù)繼續(xù)提高，熱化學(xué)真實(shí)氣體效應(yīng)變得更為劇烈，這種熱化學(xué)真實(shí)氣體效應(yīng)極為顯著的高超聲速流動被定義為超高速流動[2]。

超高速流動模擬極大地依賴于地面高焓試驗(yàn)設(shè)備，一般只有燃燒加熱式及脈沖式設(shè)備能滿足要求[3]。反射型激波風(fēng)洞和膨脹管是主要的脈沖式高超聲速地面試驗(yàn)設(shè)備，但是膨脹管在模擬超高速流動時(shí)有幾個(gè)優(yōu)勢：膨脹管去除了反射型激波風(fēng)洞的駐室，在激波管下游串聯(lián)一個(gè)等截面的加速段，通過主激波波后氣體的非定常膨脹使試驗(yàn)氣流進(jìn)一步加速，由于主激波波后氣流不需滯止，可以避免反射型激波風(fēng)洞駐室內(nèi)發(fā)生的氣體解離污染、喉道材料燒蝕損壞等問題，試驗(yàn)氣流更接近于真實(shí)飛行狀態(tài)[4-5]；除此之外，膨脹管通過調(diào)配三段初始充氣壓力，就可以產(chǎn)生大范圍不同馬赫數(shù)的超高速試驗(yàn)氣流，而在反射型激波風(fēng)洞中，只能通過更換配套的噴管來改變試驗(yàn)氣流馬赫數(shù)，操作不便且成本較高；而且，在模擬近軌道/超軌道速度時(shí)，反射型激波風(fēng)洞能力有限，膨脹管則能模擬焓值高達(dá)50 MJ/kg的超高速試驗(yàn)氣流，完全能勝任超高焓值要求。

膨脹管的概念是由Resler和Bloxsom[6]在1952年首次提出，與反射型激波風(fēng)洞的定常膨脹模式不同，膨脹管利用一個(gè)非定常膨脹過程增加試驗(yàn)氣流總焓，可以產(chǎn)生更高流動速度、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的試驗(yàn)氣流。Trimpi[7]在1962年對膨脹管進(jìn)行了更為詳細(xì)的理論研究。20世紀(jì)六七十年代，掀起了一個(gè)膨脹管研究的高潮，美國國家航空航天局(NASA)[8]提出了一系列試驗(yàn)和理論研究的差異分析。關(guān)于膨脹管幾個(gè)重點(diǎn)問題的研究，如流動穩(wěn)定性、試驗(yàn)氣流污染、二道膜破裂、邊界層厚度、試驗(yàn)時(shí)間及熱化學(xué)非平衡效應(yīng)等，仍在世界范圍內(nèi)廣泛進(jìn)行。

截至目前，世界上的最大膨脹管設(shè)備是美國紐約州卡爾斯本大學(xué)巴法羅研究中心(CUBRC)的LENS-XX設(shè)備[9]，總長超過70 m，內(nèi)徑0.61 m。其他膨脹管主要有NASA的HYPLUSE設(shè)備、斯坦福大學(xué)的膨脹管及澳大利亞昆士蘭大學(xué)的RHYFL-X系列膨脹管[10-11]。為了避免大規(guī)模設(shè)備過長的試驗(yàn)準(zhǔn)備時(shí)間和操作周期，近年來各國實(shí)驗(yàn)室建立了一些小型的膨脹管設(shè)備進(jìn)行超高速流動基礎(chǔ)研究。中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(State Key Laboratory of High-temperature Gas Dynamics, LHD)在2008年建成了爆轟驅(qū)動膨脹管JF-16，并通過典型模型試驗(yàn)對流場進(jìn)行了初步診斷與流場顯示研究[12-15]。目前，JF-16成功獲得了超過10 km/s的高焓試驗(yàn)氣流[16]，為超高速流動的相關(guān)物理問題研究提供了基礎(chǔ)支撐條件。

膨脹管的試驗(yàn)時(shí)間極為短暫，一般在數(shù)十微秒量級，這給傳統(tǒng)試驗(yàn)測試手段帶來了挑戰(zhàn)，大多數(shù)傳感器很難在如此短暫的時(shí)間內(nèi)響應(yīng)并獲得可靠數(shù)據(jù)。隨著近年來高溫氣體熱化學(xué)非平衡計(jì)算方法的發(fā)展，數(shù)值模擬在超高速流動領(lǐng)域發(fā)揮著越來越重大的作用[17]。為了評估JF-16的流場特性，本文首先通過數(shù)值模擬輔助分析試驗(yàn)氣流參數(shù)，為后期的模型試驗(yàn)提供指導(dǎo)幫助。與此同時(shí)，為了提升JF-16的試驗(yàn)氣流品質(zhì)，進(jìn)一步提高其試驗(yàn)?zāi)芰?，LHD對其進(jìn)行了升級改造，為其設(shè)計(jì)加工了錐形噴管，主要目的是調(diào)整試驗(yàn)氣流靜溫，同時(shí)擴(kuò)大試驗(yàn)流場中心均勻區(qū)的范圍。本文介紹了錐形噴管的設(shè)計(jì)思路及方法，并用數(shù)值模擬方法對噴管流場進(jìn)行了初步評估。

1 爆轟驅(qū)動膨脹管JF-16原理

與其他膨脹管設(shè)備上廣泛使用的自由活塞驅(qū)動方式不同，JF-16的特色就在于采用了正向爆轟驅(qū)動技術(shù)，利用爆轟波陣面的高溫高壓氣流進(jìn)行驅(qū)動，驅(qū)動能力較強(qiáng)，并且引入環(huán)形擴(kuò)容腔結(jié)構(gòu)，弱化了Taylor稀疏波的影響，在膨脹管中獲得了成功的應(yīng)用[18]。JF-16是國內(nèi)唯一將爆轟驅(qū)動技術(shù)和膨脹管結(jié)合在一起，產(chǎn)生高品質(zhì)超高速試驗(yàn)氣流的地面模擬設(shè)備，具備模擬超軌道速度的能力。

從結(jié)構(gòu)上來看，JF-16被2道膜片分成了3部分，即爆轟段、激波管和加速段。爆轟段充入 4∶1 的氫氧混合物，點(diǎn)爆后爆轟波攜帶熱氫氣進(jìn)行驅(qū)動，驅(qū)動能力很強(qiáng)。激波管內(nèi)充入試驗(yàn)氣體，可以是空氣或者CO2/N2混合物，用來模擬不同的大氣環(huán)境。加速段內(nèi)一般為空氣，稱為加速氣體，需要用機(jī)械真空泵配合磁懸浮渦輪分子泵抽至高真空狀態(tài)。膜片的選擇對JF-16性能的影響至關(guān)重要，經(jīng)過不斷試驗(yàn)，最終第1道膜選擇了厚度為2 mm的鋼膜，第2道膜選擇了厚度僅為25 μm 的滌綸膜。

JF-16主要運(yùn)行波系結(jié)構(gòu)見圖1，橫坐標(biāo)x代表空間位置，縱坐標(biāo)t代表時(shí)間，其工作過程如下：爆轟段內(nèi)氫氧點(diǎn)爆后產(chǎn)生正向爆轟波(Detonation Wave, DW)，當(dāng)爆轟波沖破第1道膜后，在激波管中產(chǎn)生第1道入射激波，稱為主激波(Primary Shock Wave, PSW)。主激波壓縮并加熱激波管中試驗(yàn)氣體，由初始壓力p1和溫度T1(①區(qū))上升為高壓高溫狀態(tài)p2和T2(②區(qū))，驅(qū)動氣體(爆轟產(chǎn)物)(③區(qū))/試驗(yàn)氣體(②區(qū))由主接觸界面(Primary Contact Surface, PCS)分開。主激波繼續(xù)在試驗(yàn)氣體中向下游傳播到達(dá)第2道膜并將其沖破，之后在加速段形成第2道入射激波(Secondary Shock Wave, SSW)，第2道入射激波壓縮并加熱加速段中加速氣體(⑦區(qū))至高溫高壓狀態(tài)(⑥區(qū))，試驗(yàn)氣體(⑤區(qū))/加速氣體(⑥區(qū))由第2接觸界面(Secondary Contact Surface, SCS)分開。②區(qū)試驗(yàn)氣體處于超聲速狀態(tài)，伴隨第2道膜破裂產(chǎn)生的膨脹波向下游傳播，經(jīng)過該非定常膨脹(Unsteady Expansion, UEX)后，試驗(yàn)氣流由②區(qū)狀態(tài)進(jìn)一步加速并降低靜溫到達(dá)⑤區(qū)。通過第2道入射激波和非定常膨脹波的雙重加速作用，最終獲得了高品質(zhì)的高速、低溫、低壓⑤區(qū)試驗(yàn)氣流[14]。

圖1 JF-16波系圖Fig.1 Sketch of wave diagram for JF-16

2 數(shù)值方法

膨脹管的主、第2道入射激波都很強(qiáng)，以激波速度8 km/s為例，激波馬赫數(shù)高達(dá)24，這種條件下，波后氣體經(jīng)過強(qiáng)壓縮溫度急劇上升，熱化學(xué)非平衡過程變得非常重要，激波后氣體參數(shù)無法通過波前參數(shù)利用理想氣體激波條件直接求出[19]。另一方面，JF-16的試驗(yàn)時(shí)間約為100 μs，大多數(shù)傳統(tǒng)傳感器的響應(yīng)時(shí)間已經(jīng)接近或超過了如此短暫的試驗(yàn)時(shí)間，給流場診斷分析帶來了較大的困難。而高溫高焓熱化學(xué)非平衡流動數(shù)值方法近年來發(fā)展迅速，是超高速試驗(yàn)的有力輔助診斷工具，配合試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以獲得更多的流場信息。

在對爆轟驅(qū)動膨脹管進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，忽略了爆轟段內(nèi)氫氧爆轟過程及爆轟波沖破主膜的過程，主要針對主激波即將到達(dá)第2道膜及破膜后在加速段的波系發(fā)展過程。主激波的速度由試驗(yàn)中電離測速探針精確測得，通過化學(xué)平衡程序gaseq計(jì)算得到主激波波后氣體的參數(shù)，作為計(jì)算的入口條件。

本文主要關(guān)注膨脹管中強(qiáng)激波的傳播過程及激波壓縮和非定常膨脹對試驗(yàn)氣流的影響特性，因此對數(shù)值方法進(jìn)行了簡化，采用了多組分Euler方程，其二維的控制方程為

(1)

其中，

U=[ρC1ρC2…ρCnρuρvρe]

F=[ρC1uρC2u…ρCnu

ρu2+pρuv(ρe+p)u]

G=[ρC1vρC2v…ρCnvρuv

ρv2+p(ρe+p)v]

關(guān)于上述數(shù)值方法的可行性及可靠性論證在文獻(xiàn)[16]及[21]中有具體闡述，該方法已成功應(yīng)用于膨脹管超高速流動的數(shù)值模擬。

3 流場分析

采用第2節(jié)介紹的數(shù)值方法，選取典型試驗(yàn)工況條件：p4=1.5 MPa、p1=4 000 Pa、p7=13 Pa，對膨脹管流場進(jìn)行數(shù)值模擬，圖2是計(jì)算得到的激波管內(nèi)主激波結(jié)構(gòu)，Mapsw為主激波馬赫數(shù)。觀察溫度曲線，可以看到在主激波前端區(qū)域，激波溫度陣面有一個(gè)尖銳的脈沖結(jié)構(gòu)(虛線方框內(nèi))，相同的現(xiàn)象同時(shí)出現(xiàn)在圖3(a)加速段第2道入射激波結(jié)構(gòu)中，這種尖銳的脈沖反映了真實(shí)氣體的高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡效應(yīng)對強(qiáng)激波結(jié)構(gòu)的影響，即化學(xué)焓、分子轉(zhuǎn)動和振動等更多自由度的激發(fā)甚至解離，這些熱化學(xué)反應(yīng)過程都會吸取波后氣體能量，使得波后溫度在急劇提高后迅速回落。

將真實(shí)氣體效應(yīng)和理想氣體條件2種情況下計(jì)算得到的主激波和第2道入射激波的波前波后氣流參數(shù)列出，如表1所示?？梢钥闯觯鎸?shí)氣體效應(yīng)對波后壓力的影響較小，但是對溫度和密度的影響顯著。2種入射激波情況下，對比理想氣體條件，真實(shí)氣體效應(yīng)使波后溫度降低約50%和80%，波后密度增加約73%和148%。尤其是第2道入射激波前后密度比ρ6/ρ7高達(dá)14.8，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于理想氣體條件下的情況，理想條件下雙原子分子激波壓縮達(dá)到的極限密度比僅為(γ+1)/(γ-1)=6(γ為比熱比)。這表明高溫真實(shí)氣體效應(yīng)大大增強(qiáng)了激波對氣體的壓縮能力。

圖2 激波管內(nèi)主激波結(jié)構(gòu)Fig.2 Front structure of primary shock wave in shock tube

圖3 加速段瞬態(tài)波系結(jié)構(gòu)Fig.3 Transient wave structure in acceleration tube

表1激波管和加速段內(nèi)氣流參數(shù)(真實(shí)氣體效應(yīng)和理想氣體條件)

Table1Keyflowparametersinshockandaccelerationtubes(realgaseffectandidealgascondition)

FlowparameterRealgasIdealgasp2/p1238.79225T2/T119.5538.5ρ2/ρ110.15.85p6/p7965.1895T6/T731.1150.1ρ6/ρ714.85.96p5/MPa0.013T5/K2665u5/(m·s-1)8850

圖3(a)和3(b)分別是加速段內(nèi)氣流參數(shù)及化學(xué)組分的分布情況，圖3(a)中標(biāo)記⑤所示區(qū)域?yàn)镴F-16最終獲得的試驗(yàn)氣流，此時(shí)氣流已到達(dá)超軌道速度為8 850 m/s，然而，此時(shí)氣流的溫度為2 665 K，遠(yuǎn)高于真實(shí)飛行條件。為了緩解這個(gè)問題，下一節(jié)將討論在JF-16加速段末端加裝錐形噴管，將試驗(yàn)氣流進(jìn)一步定常膨脹加速并降溫，提高馬赫數(shù)，以獲得品質(zhì)更優(yōu)的試驗(yàn)氣流。

進(jìn)一步分析加速段內(nèi)氣體化學(xué)組分分布，圖3(b)中標(biāo)記⑥所示區(qū)域?yàn)榧铀贇饬?，其中O2和N2分子已經(jīng)幾乎完全解離為O和N原子，這是由于加速氣流溫度極高，為9 337 K，如此高溫條件下，O2和N2分子的解離迅速完成。標(biāo)記⑤試驗(yàn)氣流中，N2分子未解離，O2分子部分解離， ⑤區(qū)氣體是由上游②區(qū)氣體非定常膨脹加速得到，②區(qū)試驗(yàn)氣流中O2分子在激波管中被部分解離為O原子，在加速段膨脹加速過程中，O原子比例幾乎被凍結(jié)保持不變，導(dǎo)致⑤區(qū)試驗(yàn)氣流仍有大量O原子，其化學(xué)成分仍偏離真實(shí)飛行條件。在地面模擬試驗(yàn)中，這種偏離現(xiàn)象較難克服，因?yàn)橐@取超高速氣流，就需要強(qiáng)激波的加速作用，激波強(qiáng)壓縮作用引起波后氣流溫度急劇上升，導(dǎo)致氣體分子解離為原子狀態(tài)，而在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下降低設(shè)備的初始溫度即波前溫度又是很難實(shí)現(xiàn)的。目前，這種偏離現(xiàn)象不可避免，通過噴管膨脹降低試驗(yàn)氣流靜溫，促進(jìn)原子復(fù)合成分子狀態(tài)，可以在一定程度上緩解這個(gè)問題。

4 JF-16升級改造

膨脹管作為能夠模擬近軌道/超軌道速度的地面設(shè)備之一，與反射型激波風(fēng)洞不同，膨脹管試驗(yàn)氣流在直徑固定的加速段膨脹加速至超高速狀態(tài)，并不需要傳統(tǒng)形式的壓縮/擴(kuò)張噴管輔助，然而，試驗(yàn)流場的有效尺寸卻受限于加速段的尺寸[22]。JF-16最初的試驗(yàn)段嵌入加速段，而加速段直徑僅為68 mm，這給模型設(shè)計(jì)和試驗(yàn)測量上帶來諸多限制。為了充分發(fā)揮JF-16在超高速試驗(yàn)方面的潛力，提高其試驗(yàn)?zāi)芰?，LHD對JF-16進(jìn)行了升級改造，為其設(shè)計(jì)并加工了一套錐形噴管，將錐形噴管安裝在加速段末端。主要目的有幾個(gè)方面：擴(kuò)大試驗(yàn)段尺度，以增加試驗(yàn)流場中心均勻區(qū)范圍，便于進(jìn)行大模型試驗(yàn)；試驗(yàn)氣流在噴管中可以進(jìn)一步降低靜溫，提高馬赫數(shù)，品質(zhì)可以得到提升，更接近真實(shí)飛行條件。

噴管設(shè)計(jì)原則為：入口直徑與加速段一致為68 mm，出口直徑為272 mm，出/入口尺寸比為4∶1；噴管的外形設(shè)計(jì)為錐形；在確定噴管出入口尺寸及外形后，對于錐角的選擇，要考慮出口來流在徑向的均勻程度，且噴管不宜過長，盡可能減小噴管流場建立時(shí)間對試驗(yàn)時(shí)間的影響。

4.1 噴管設(shè)計(jì)

噴管設(shè)計(jì)采用數(shù)值模擬方法，選取的錐角α分別為7°、8°和9°，對3種錐角的噴管流場進(jìn)行模擬計(jì)算，分析并選擇最優(yōu)錐角。數(shù)值模擬來流條件為試驗(yàn)氣流即⑤區(qū)的流場參數(shù)，如表2所示。

表2 噴管入口流場參數(shù)Table 2 Flow field parameters at nozzle entrance

通過數(shù)值模擬計(jì)算得到3組噴管流場分布，為了直觀地研究噴管內(nèi)部的波系結(jié)構(gòu)，選取馬赫數(shù)等值線圖進(jìn)行比較分析，如圖4所示，圖中縱坐標(biāo)r為徑向位置。通過分析流場內(nèi)波系結(jié)構(gòu)可以發(fā)現(xiàn)：7° 噴管中有壓縮波出現(xiàn)，并向著中心軸線傳播，破壞了出口流場的均勻性，導(dǎo)致有效試驗(yàn)流場范圍較?。?° 噴管中雖然也有壓縮波出現(xiàn)，但是傳播方向背離中心軸線，出口流場未受太大干擾，均勻性較好，有效試驗(yàn)流場范圍明顯擴(kuò)大；9° 噴管出口正處于膨脹波相交反射區(qū)域，流場不夠穩(wěn)定。經(jīng)過上述比較，噴管的最優(yōu)選擇是8° 錐角，此時(shí)噴管出口有效試驗(yàn)流場范圍大，且均勻性好，符合預(yù)期的設(shè)計(jì)目標(biāo)。最終噴管的設(shè)計(jì)方案為：錐形外形，入口68 mm，出口272 mm，長度726 mm，錐角為8°。

圖4 噴管流場馬赫數(shù)等值線圖 Fig.4 Mach number contours for flow field of conical nozzles

4.2 噴管流場評估

噴管外形尺寸確定之后，需要對內(nèi)部流場進(jìn)行全面評估，分析加裝噴管后出口流場均勻情況，圖5是計(jì)算得到的噴管全流場馬赫數(shù)分布圖?？梢钥闯?，噴管出口流場有較大范圍的均勻區(qū)域，對比入口有明顯擴(kuò)大。將噴管入口和出口幾個(gè)關(guān)鍵氣流參數(shù)列表對比，如表3所示。相比于入口，噴管出口氣流速度有略微增加，從8.955 km/s提高到9.117 km/s，靜溫由2 871 K降低到1 722 K，馬赫數(shù)由7.9提高到10.4。在如此高焓情況下，氣流速度很難有較大提高，但是靜溫的降低使得馬赫數(shù)明顯提高，此時(shí)出口試驗(yàn)氣流品質(zhì)得到提升。

圖5 噴管全流場馬赫數(shù)分布圖Fig.5 Mach number distribution for whole flow field of conical nozzle

表3 噴管入口及出口關(guān)鍵氣流參數(shù)對比Table 3 Key flow parameters at nozzle entrance and exit

Nozzleu/(km·s-1)T/KMaEntrance8.95528717.9Exit9.117172210.4

為了更精確地判斷噴管流場出口試驗(yàn)氣流的均勻程度，提取出口徑向的流場參數(shù)分布，選擇馬赫數(shù)、速度及壓力3個(gè)關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行比較分析，如圖6所示?？梢钥闯觯試姽艹隹谥行妮S線為基準(zhǔn)，兩側(cè)各有約70 mm的均勻區(qū)域，即通過8° 錐角的錐形噴管膨脹之后，有效試驗(yàn)流場的尺度擴(kuò)大到140 mm，相比加速段出口直徑68 mm有了很大提高。試驗(yàn)流場范圍的擴(kuò)大，有助于進(jìn)行大模型試驗(yàn)測量，進(jìn)一步提高了JF-16的試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

圖6 噴管出口徑向流場參數(shù)分布Fig.6 Radial flow field parameter distributions at nozzle exit

5 結(jié) 論

1) JF-16的運(yùn)行基于強(qiáng)激波及非定常膨脹，強(qiáng)激波波后熱化學(xué)非平衡效應(yīng)增強(qiáng)了激波壓縮能力，顯著提高波后氣體密度，同時(shí)緩解氣體過度升溫，這有利于產(chǎn)生超高速試驗(yàn)氣流。但是，其不利的方面是，試驗(yàn)氣流存在一定程度的氧分子解離，化學(xué)成分與真實(shí)飛行條件有所偏離，同時(shí)，非定常膨脹過程不足以把氣流靜溫降低到完全符合要求的水平。

2) 數(shù)值分析結(jié)果表明，通過在膨脹管末端添加錐形噴管，利用噴管流動的定常膨脹過程，可以進(jìn)一步降低氣流靜溫，提高氣流馬赫數(shù)，同時(shí)增大試驗(yàn)區(qū)尺度。對比研究表明，8° 錐形噴管為最優(yōu)外形，所產(chǎn)生試驗(yàn)流場均勻區(qū)直徑可達(dá)140 mm，并使試驗(yàn)氣流品質(zhì)得到提升。

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周凱男， 博士研究生。主要研究方向： 超高速流動氣動熱及輻射特性。

Tel.: 010-82544043

E-mail: zhoukai@imech.ac.cn

胡宗民男， 博士， 副研究員。主要研究方向： 高超聲速化學(xué)反應(yīng)流動模擬。

Tel.: 010-82545812

E-mail: huzm@imech.ac.cn

*Correspondingauthor.Tel.：010-82545812E-mail:huzm@imech.ac.cn

FlowfieldanalysisofJF-16expansiontubeanditsupgrade

ZHOUKai,YUANChaokai,HUZongmin*,JIANGZonglin

StateKeyLaboratoryofHigh-temperatureGasDynamics,InstituteofMechanics,CAS，Beijing100190，China

Anexpansiontube/tunnelisaground-basedtestfacilitytogeneratehypervelocitytestflowforthestudyofreentryphysics.Adetonation-drivenexpansiontube(JF-16)hasbeenbuiltatStateKeyLaboratoryofHigh-temperatureGasDynamicstogeneraterelativelysteadyandcleantestflowwithhighenthalpy.NumericalsimulationispresentedasanindirectapproachtodiagnosethekeyflowfieldfeaturesofJF-16.Itindicatesthatrealgaseffectcanenhancethecompressioncapabilityoftheshockwaveandinfluenceitsstructure.Whatismore,thetemperatureandchemicalcompositionofthetestflowinaccelerationtubedifferfromtherealflightcondition.Asaresult,toupgradetheJF-16facility,aconicalnozzlehasbeendesignedattheendofaccelerationtube.Themainpurposeofthenozzleistoadjustthetemperatureofthetestflowbyutilizingsteadyexpansionprocessandimproveitsquality.Meanwhiletheavailabletestcoresizecanbeincreasedtoaccommodatelarge-scalemodels.Numericalsimulationresultsshowthat8°istheoptimumangleofnozzleandthetestcoresizecanbeexpandedto140mm.

expansiontube;hypervelocity;numericalsimulation;flowfieldfeatures;conicalnozzle

2015-12-04；Revised2015-12-29；Accepted2016-01-25；Publishedonline2016-01-281458

URL：www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160128.1458.002.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11532014)

2015-12-04；退修日期2015-12-29；錄用日期2016-01-25； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-01-281458

www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160128.1458.002.html

國家自然科學(xué)基金 (11532014)

*

.Tel.：010-82545812E-mailhuzm@imech.ac.cn

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http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0030

V211.751

A

1000-6893(2016)11-3296-08