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。
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
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。
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。
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。
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
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
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。
[1] DUFRENE A, MACLEAN M, PARKER R, et al. Characterization of the new LENS expansion tunnel facility: AIAA-2010-1564[R]. Reston: AIAA, 2010.
[2] HORNUNG H. Experimental hypervelocity flow simulation, needs, achievements, and limitations[C]//1st Pacific International Conference on Aerospace Science and Technology, 1993: 1-10.
[3] DUFRENE A, SHARMA M, AUSTIN J M. Design and characterization of a hypervelocity expansion tube facility[J]. Journal of Propulsion and Power, 2007, 23(6): 1185-1193.
[4] HOLDEN M S, WADHAMS T P, CANDLER G V. Experimental studies in the LENS shock tunnel and expansion tunnel to examine real-gas effects in hypervelocity flows: AIAA-2004-0916[R]. Reston: AIAA, 2004.
[5] MACLEAN M, WADHAMS T, HOLDEN M. Integration of CFD and experiments in the CUBRC LENS shock tunnel facilities to understand the physics of hypersonic and hypervelocity flows[C]//4th Symposium on Integrating CFD and Experiments in Aerodynamics, 2009: 14-16.
[6] RESLER E L, BLOXSOM D E. Very high Mach number flows by unsteady flow principles: Technical Report[R]. Ithaca: Cornell University, 1952.
[7] TRIMPI R L. A preliminary theoretical study of the expansion tube, a new device for producing high-enthalpy short-duration hypersonic gas flows: NASA-TR-R-133[R]. Washington, D.C.: NASA, 1962.
[8] MILLER C G, JONES J J. Development and performance of the NASA Langley research center expansion tube/tunnel, a hypersonic-hypervelocity real-gas facility[C]//14th International Symposium on Shock Tubes and Waves. Sydney: Sydney Shock Tube Symposium Publishers, 1984: 363-373.
[9] DUFRENE A, MACLEAN M, PARKER R, et al. Experimental characterization of the LENS expansion tunnel facility including blunt body surface heating: AIAA-2011-0626[R]. Reston: AIAA, 2011.
[10] GILDFIN D E, MORGEN R G, MCGILVRAY M, et al. Simulation of high Mach number scramjet flow conditions using the x2 expansion tube: AIAA-2012-5954[R]. Reston: AIAA, 2012.
[11] BAKOS R, CASTROGIOVANNI A, RODERS C. Dual mode shock-expansion/reflected-shock tunnel: AIAA-1997-0560[R]. Reston: AIAA, 1997.
[12] 高云亮. 超高速流動實(shí)驗(yàn)?zāi)M方法及基礎(chǔ)氣動問題研究[D]. 北京: 中國科學(xué)院力學(xué)研究所, 2008: 52-59.
GAO Y L. Study on hypervelocity flow generation techniques and essential hypersonic phenomena[D]. Beijing: Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2008: 52-59 (in Chinese).
[13] JIANG Z L, GAO Y L, ZHAO W. Performance study on detonation-driven expansion tube: AIAA-2009-7237[R]. Reston: AIAA, 2009.
[14] JIANG Z L, WU B, GAO Y L, et al. Developing the detonation-driven expansion tube for orbital speed experiments [J]. Science China Technological Sciences, 2015, 58(4): 695-700.
[15] 武博. 強(qiáng)激波現(xiàn)象與超高速流動實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究[D]. 北京: 中國科學(xué)院力學(xué)研究所, 2012: 78-89.
WU B. Study on the interaction of strong shock wave and the hypervelocity experimental method[D]. Beijing: Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, 2012: 78-89 (in Chinese).
[16] 周凱, 汪球, 胡宗民, 等. 爆轟驅(qū)動膨脹管性能研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(3): 822-828.
ZHOU K, WANG Q, HU Z M, et al. Performance study of a detonation-driven expansion tube[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(3): 822-828 (in Chinese).
[17] GRAHAM V C, PRAMOD K S, JOSEPH M B. Advances in computational fluid dynamics methods for hypersonic flows[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2015, 52(1): 17-28.
[18] JIANG Z L, ZHAO W, WANG C. Forward-running detonation drivers for high-enthalpy shock tunnels[J]. AIAA Journal, 2002, 40(10): 2009-2016.
[19] HU Z M, WANG C, JIANG Z L, et al. Thermo-chemical nonequlibrium phenomena of the strong shock wave to generate hypersonic test flow[J]. International Journal of Modern Physics, 2014, 34: 1460383-1-1460383-7.
[20] HU Z M, JIANG Z L. Wave dynamic process in cellular detonation reflection from wedges[J]. Acta Mechanica Sinica, 2007, 23: 33-41.
[21] HU Z M, WANG C, JIANG Z L, et al. On the numerical technique for the simulation of hypervelocity test flows[J]. Computer and Fluids, 2015, 106: 12-18.
[22] CHUE R S M, BAKOS R J, TSAI C Y, et al. Design of a shock-free expansion tunnel nozzle in HYPULSE[J]. Shock Waves, 2003, 13(4): 261-270.
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
周凱, 苑朝凱, 胡宗民, 等.JF-16膨脹管流場分析及升級改造J. 航空學(xué)報(bào),2016,37(11):3296-3303.ZHOUK,YUANCK,HUZM,etal.FlowfieldanalysisofJF-16expansiontubeanditsupgradeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3296-3303.
http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn
10.7527/S1000-6893.2016.0030
V211.751
A
1000-6893(2016)11-3296-08