自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞發(fā)展歷程及試驗(yàn)?zāi)芰C述

陳 星, 諶君謀, 畢志獻(xiàn), 馬漢東

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，氣體動(dòng)力學(xué)在克服聲障、熱障、黑障等技術(shù)難題方面取得了突破性進(jìn)展，但目前仍面臨著高溫氣體效應(yīng)、化學(xué)反應(yīng)流和超聲速燃燒等問(wèn)題的挑戰(zhàn)[1- 2]。超高速(速度大于3.0km/s)條件下的高溫氣體效應(yīng)，使飛行器周圍氣體的物理屬性和相關(guān)的流場(chǎng)特性發(fā)生了改變，是超高速飛行器設(shè)計(jì)需要考慮的主要因素之一[1- 4]。超高速氣體發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)及其不同能量模式之間的轉(zhuǎn)換，給氣體動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算帶來(lái)了困擾[3- 5]。超高速燃燒需要在有限的空間(米量級(jí))和時(shí)間(毫秒量級(jí))內(nèi)實(shí)現(xiàn)燃料穩(wěn)定燃燒，增加了超高速流動(dòng)研究的復(fù)雜性。超高速物理現(xiàn)象和流動(dòng)機(jī)理認(rèn)識(shí)上的局限，造成物理建模不盡適當(dāng)，導(dǎo)致數(shù)值模擬存在一定的不確定性，因此需要進(jìn)行試驗(yàn)研究[2- 5]。而飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)高、成本高、周期長(zhǎng)，大量的前期試驗(yàn)探究需要在地面試驗(yàn)設(shè)備中進(jìn)行[3- 6]。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞(Ma=5～12)通過(guò)降低自由來(lái)流溫度來(lái)降低自由來(lái)流聲速，從而提高自由來(lái)流的馬赫數(shù)，實(shí)現(xiàn)超/高超聲速馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的模擬[2- 4]。

超高速流動(dòng)帶來(lái)的高溫效應(yīng)在這種“冷”狀態(tài)下的高超聲速地面設(shè)備中無(wú)法復(fù)現(xiàn)。用于模擬超高速流動(dòng)高溫效應(yīng)的2個(gè)關(guān)鍵參數(shù)是來(lái)流速度(比焓)和雙尺度參數(shù)ρL(ρ為密度，L為特征長(zhǎng)度)[2- 4,7]，前者表征滯止焓，后者表征強(qiáng)激波后離解反應(yīng)尺度。若空間再入飛行器和行星探測(cè)器再入大氣時(shí)的速度超過(guò)7.0km/s，對(duì)應(yīng)的氣體分子宏觀動(dòng)能為7.4eV，周圍氣體通過(guò)激波加熱和黏性阻滯減速，使得分子隨機(jī)運(yùn)動(dòng)能量增加并超過(guò)氧氣分子的離解能5.1eV，甚至超過(guò)氮?dú)夥肿与x解能9.7eV，從而導(dǎo)致飛行器周圍氣體離解甚至電離[8]。若模擬此速度(>7.0km/s)，駐點(diǎn)熱流會(huì)超過(guò)450MW/m2，目前連續(xù)式設(shè)備無(wú)法滿足要求;而脈沖式高焓風(fēng)洞能夠產(chǎn)生總溫和總壓非常高的試驗(yàn)氣流[9]，能滿足上述要求。

高焓脈沖風(fēng)洞的驅(qū)動(dòng)技術(shù)決定了風(fēng)洞試驗(yàn)段所能達(dá)到的總焓和總壓水平[10]。驅(qū)動(dòng)技術(shù)均基于簡(jiǎn)單的激波管技術(shù)發(fā)展而來(lái)。目前有效的驅(qū)動(dòng)技術(shù)主要有變截面驅(qū)動(dòng)、多段驅(qū)動(dòng)、輕質(zhì)氣體驅(qū)動(dòng)和加熱輕質(zhì)氣體驅(qū)動(dòng)[11- 12]。其中，加熱輕質(zhì)氣體驅(qū)動(dòng)的加熱方式主要有電加熱、燃燒加熱(爆燃加熱、爆轟燃燒)和壓縮加熱(自由活塞)[1,3]。電加熱驅(qū)動(dòng)方式有良好的重復(fù)性且試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)最長(zhǎng)，但也有運(yùn)行成本高以及大量輕質(zhì)氣體存儲(chǔ)、運(yùn)輸、加熱和排放等諸多不安全因素等問(wèn)題。爆燃驅(qū)動(dòng)在“波驅(qū)動(dòng)”試驗(yàn)設(shè)備中能顯著增強(qiáng)性能，但是在高焓情況下，由于缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)，真實(shí)驅(qū)動(dòng)性能未知。爆轟驅(qū)動(dòng)方式獲得的有效時(shí)間較長(zhǎng)、運(yùn)行成本低、擴(kuò)展性好，但在噴管駐室總壓和總溫等性能上比壓縮加熱驅(qū)動(dòng)方式低。壓縮加熱驅(qū)動(dòng)可以獲得最大的性能和運(yùn)行靈活性，是目前世界上高焓脈沖風(fēng)洞采用最多的驅(qū)動(dòng)方式。

壓縮加熱驅(qū)動(dòng)的脈沖風(fēng)洞是采用活塞壓縮器作為驅(qū)動(dòng)方式的地面試驗(yàn)設(shè)備，活塞是其關(guān)鍵部件之一。按照活塞對(duì)氣體做功的方式分為炮風(fēng)洞(輕活塞)和自由活塞風(fēng)洞(重活塞)。炮風(fēng)洞驅(qū)動(dòng)是活塞直接對(duì)試驗(yàn)氣體做功，自由活塞驅(qū)動(dòng)是活塞對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體做功。值得注意的是，區(qū)分活塞的輕重不在于活塞本身的質(zhì)量，而在于活塞單位面積的質(zhì)量δ(活塞質(zhì)量除以活塞橫截面的面積，單位kg/m2)[13]。在活塞壓縮運(yùn)動(dòng)中，δ起關(guān)鍵性作用，當(dāng)δ→0時(shí)是激波壓縮，為非等熵過(guò)程；當(dāng)δ→∞時(shí)，可視為等熵過(guò)程。炮風(fēng)洞的δ一般小于50，活塞速度小于接觸間斷面的速度，對(duì)試驗(yàn)氣體的壓縮是激波壓縮，為非等熵過(guò)程；自由活塞脈沖風(fēng)洞的δ一般大于250，活塞釋放后的運(yùn)動(dòng)速度遠(yuǎn)小于被壓縮氣體的聲速，因此自由活塞在壓縮管中運(yùn)動(dòng)的過(guò)程可近似為等熵過(guò)程。試驗(yàn)段自由來(lái)流速度約等于試驗(yàn)氣體總焓2倍的平方根。炮風(fēng)洞受活塞質(zhì)量和材料的限制，試驗(yàn)氣體的總溫小于2000K，并且高雷諾數(shù)運(yùn)行能力有限。自由活塞脈沖風(fēng)洞的重活塞壓縮驅(qū)動(dòng)氣體，使得驅(qū)動(dòng)氣體具有很高的溫度和壓力。若空氣作為試驗(yàn)氣體，在一定條件下，自由活塞高焓膨脹管風(fēng)洞會(huì)產(chǎn)生超過(guò)40MJ/kg的高焓試驗(yàn)氣流[3，11]。

自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞可分為自由活塞高焓激波風(fēng)洞和自由活塞高焓膨脹管風(fēng)洞。(1)自由活塞高焓激波風(fēng)洞(第二隔膜段下游為噴管)：激波管中形成的入射強(qiáng)激波到達(dá)時(shí)，第二隔膜不發(fā)生破裂并反射激波，激波管中的氣體被再次壓縮，產(chǎn)生高溫高壓氣體，最終導(dǎo)致隔膜破裂。(2)自由活塞高焓膨脹管風(fēng)洞(第二隔膜段下游為加速管，加速管下游連接噴管)：激波管中形成的入射強(qiáng)激波到達(dá)時(shí)，第二隔膜立即破裂，使得激波管中的壓力和溫度提高，且使氣體具有一定的速度，這2種效應(yīng)均能使第二隔膜破裂時(shí)在加速管中產(chǎn)生的激波得到增強(qiáng)、氣流速度和總焓增加、靜溫降低。與高焓激波風(fēng)洞相比，高焓膨脹管風(fēng)洞的試驗(yàn)氣流離解程度較低，試驗(yàn)氣體成分更接近飛行條件，更適合近/超軌道速度下的超高速流動(dòng)試驗(yàn)?zāi)M[3，6]，但有效試驗(yàn)時(shí)間較短。

自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞的概念始于1959年，在加拿大渥太華舉行的國(guó)家研究理事會(huì)上，Stalker[14]做了關(guān)于自由活塞的報(bào)告，并對(duì)自由活塞激波管進(jìn)行了演示。鑒于Stalker的貢獻(xiàn)，自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞也被稱為“Stalker管”。經(jīng)過(guò)近60年發(fā)展，流體力學(xué)相關(guān)領(lǐng)域研究領(lǐng)先的國(guó)家針對(duì)自由活塞驅(qū)動(dòng)開(kāi)展了廣泛的研究。目前代表性的高焓脈沖風(fēng)洞主要有澳大利亞昆士蘭大學(xué)T4[15]和X3[16]、美國(guó)加州理工學(xué)院T5[17]、英國(guó)牛津大學(xué)T6[18]、法國(guó)馬賽大學(xué)TCM2[19]、德國(guó)宇航中心HEG[20]、日本宇航中心HIEST[21]和中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD- 21[22- 23]。

自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞在短暫的有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，運(yùn)用大量先進(jìn)測(cè)試儀器，已經(jīng)能夠開(kāi)展超高速條件下的氣動(dòng)熱力學(xué)和氣動(dòng)光學(xué)等問(wèn)題[11]的研究。另外，在高焓脈沖設(shè)備上還能開(kāi)展自由飛、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒和電磁輻射等試驗(yàn)[12]研究。

本文針對(duì)自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞，系統(tǒng)介紹其理論基礎(chǔ)研究階段、早期探索階段和實(shí)用化發(fā)展階段等3個(gè)階段的發(fā)展歷程及相應(yīng)的試驗(yàn)?zāi)芰?，分析自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞在高超聲速飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)和高溫氣體效應(yīng)機(jī)理研究中發(fā)揮的作用。

1 理論基礎(chǔ)研究階段(1899～1962年)

1.1 歷史背景

1947年，Yeager駕駛Bell XS- 1實(shí)現(xiàn)超聲速飛行。1955年，北美航空公司開(kāi)始生產(chǎn)首架高超聲速飛行器 X- 15。作為20世紀(jì)航空航天領(lǐng)域里程碑的這2個(gè)事件，表明了人類對(duì)飛得更快更遠(yuǎn)孜孜不倦的追求。商用航空飛行器的發(fā)展、探究未知宇宙的愿景和軍用飛行器的應(yīng)用等方面的需求，意味著相關(guān)氣動(dòng)載具的性能需要持續(xù)不斷地提高，需要了解對(duì)應(yīng)的復(fù)雜氣動(dòng)熱力學(xué)等問(wèn)題，為建立符合實(shí)際的數(shù)學(xué)模型提供高可信度的依據(jù)，這就對(duì)地面模擬設(shè)備產(chǎn)生了極大的需求。

1.2 相關(guān)理論的發(fā)展

1899年，法國(guó)化學(xué)家Vieille研究無(wú)煙火藥在礦井中的爆炸問(wèn)題時(shí)，完成了第一次激波管試驗(yàn)。1932年，Schedin建立了激波管理論并給出了激波管方程。1951年，Hertzberg[24]首先提出了激波風(fēng)洞的概念，將激波管用于高超聲速風(fēng)洞設(shè)計(jì)，在激波管末端連接一個(gè)噴管，在環(huán)境溫度大于試驗(yàn)氣體凝結(jié)溫度的條件下，噴管出口可獲得高超聲速氣流。當(dāng)采用輕質(zhì)氣體(氫氣或者氦氣)作為驅(qū)動(dòng)氣體，噴管駐室可以獲得較高的總溫和總壓。

20世紀(jì)50年代中后期，利用激波管開(kāi)展了大量真實(shí)氣體效應(yīng)的研究[25- 26]，觀察空氣在高溫高壓條件下物理和化學(xué)流動(dòng)現(xiàn)象。然而，傳統(tǒng)激波風(fēng)洞產(chǎn)生的壓力和溫度有限，在探索獲得高溫和高壓試驗(yàn)條件的道路上，出現(xiàn)2種不同的思路：(1) 采用高性能的驅(qū)動(dòng)技術(shù)，提高激波管上游驅(qū)動(dòng)氣體的總溫和總壓。(2) 提高激波管下游的激波強(qiáng)度，在激波管下游增加一段加速管，用非定常膨脹波代替激波風(fēng)洞的定常膨脹波，能夠獲得高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)的流場(chǎng)。如果單獨(dú)采用第一種思路，可利用高性能驅(qū)動(dòng)段使激波管中產(chǎn)生高焓高壓試驗(yàn)氣體，這種設(shè)備稱為高焓激波管/風(fēng)洞。如果將2種思路結(jié)合，在高性能激波管下游增加一段加速管，這種設(shè)備稱為高焓膨脹管/風(fēng)洞。

1.2.1 提高入射激波強(qiáng)度的研究

1957年，Alpher[27]指出壓縮管截面積比激波管截面積大時(shí)，會(huì)增加一次非定常的膨脹，入射激波強(qiáng)度能夠得到增強(qiáng)。采用變截面驅(qū)動(dòng)的效果相當(dāng)于在定常截面情況下驅(qū)動(dòng)氣體壓力增加Gp倍。當(dāng)驅(qū)動(dòng)氣體的比熱比γ=1.40時(shí)，Gp的極限值為1.89；當(dāng)驅(qū)動(dòng)氣體的比熱比γ=1.67時(shí)，Gp的極限值為2.06。當(dāng)面積比值大于16.0，面積帶來(lái)的壓力增益Gp開(kāi)始接近極限值，因此通過(guò)面積比獲得壓力增益最經(jīng)濟(jì)的范圍約在1.40～16.00之間。

Longwell[28]于1958年利用重活塞壓縮空氣獲得強(qiáng)入射激波，并給出重活塞在近似等熵壓縮條件下的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。1959年，Stalker[4,29]在加拿大國(guó)家研究委員會(huì)(CNRC)建成第一座自由活塞激波管(圖1(a)和(b))，壓縮管直徑0.073m，長(zhǎng)1.61m，激波管直徑0.025m，長(zhǎng)1.70m。高壓氣源為空氣，壓縮管內(nèi)充氦氣，激波管中的試驗(yàn)氣體為空氣。當(dāng)壓縮管中壓縮比λ=75、激波管初始?jí)毫1=725Pa時(shí)，激波管中的入射激波馬赫數(shù)約為25，有效試驗(yàn)時(shí)間約為0.05ms。

(a) Stalker管示意圖

(b) CNRC的自由活塞激波管

Stalker指出，活塞在壓縮管中向下游加速運(yùn)動(dòng)，高壓儲(chǔ)氣室的能量轉(zhuǎn)化為活塞的動(dòng)能和活塞對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體壓縮所做的功，活塞壓縮下游氣體為等熵壓縮。當(dāng)活塞兩邊的壓力相等時(shí)，活塞具有最大速度。隨后，活塞在慣性作用下繼續(xù)向壓縮管下游作減速運(yùn)動(dòng)，進(jìn)一步壓縮驅(qū)動(dòng)氣體。當(dāng)速度為零時(shí)，驅(qū)動(dòng)氣體獲得最大壓力和最高溫度，但這種狀態(tài)為非定常狀態(tài)，此時(shí)的驅(qū)動(dòng)氣體不直接作為激波管的驅(qū)動(dòng)氣體，而是利用定壓驅(qū)動(dòng)原理[13]，選取壓力峰值下浮10%所對(duì)應(yīng)的時(shí)間作為定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間。實(shí)現(xiàn)定壓驅(qū)動(dòng)的關(guān)鍵在于選擇合適的活塞破膜速度，使得活塞在破膜時(shí)推動(dòng)壓縮氣體的質(zhì)量流量等于壓縮氣體進(jìn)入激波管的質(zhì)量流量，即破膜后活塞的運(yùn)動(dòng)能夠補(bǔ)償驅(qū)動(dòng)氣體進(jìn)入激波管的消耗。此時(shí)驅(qū)動(dòng)氣體的壓力將保持不變，從而實(shí)現(xiàn)定壓驅(qū)動(dòng)。由于重活塞壓縮氣體能夠產(chǎn)生高溫高壓氣體，1960年，Greif等[30]也開(kāi)展了重活塞定壓驅(qū)動(dòng)技術(shù)的研究。同一時(shí)期，加州理工學(xué)院噴氣式實(shí)驗(yàn)室建造了一座自由活塞激波管。

1.2.2 膨脹管理論及技術(shù)的研究

膨脹管的概念首次由Resler和Bloxsom[31]在1952年提出，利用非定常膨脹波能夠獲得更高馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的流場(chǎng)。1953年，Bernstein[32]提出在激波管下游再安裝一個(gè)加速管，可以獲得更高的馬赫數(shù)和靜溫。1955年，Hertzberg[33]指出在激波管末端增加一個(gè)加速管后，可以提高流場(chǎng)的雷諾數(shù)和溫度，但是會(huì)導(dǎo)致流動(dòng)時(shí)間減小。Hertzberg提出在加速管末端增加一個(gè)噴管的可能性，這是膨脹管風(fēng)洞概念的首次提出。1962年，Trimpi[34]完善了膨脹管的理論體系，并首次將相關(guān)設(shè)備稱為“膨脹管”。相比于氣體會(huì)發(fā)生離解甚至電離的高焓反射型激波風(fēng)洞，在相同的初始條件下，膨脹管獲得的自由來(lái)流速度約為反射型激波風(fēng)洞的2倍，試驗(yàn)氣體離解程度低，在不同能量模式下更容易維持平衡。Trimpi指出，較大尺寸的加速管，可以有效減少加速管內(nèi)氣流邊界層的影響，增大試驗(yàn)核心流區(qū)域。由于試驗(yàn)氣體緊靠激波管和加速管連接處的二道膜，二道膜的打開(kāi)方式會(huì)嚴(yán)重影響試驗(yàn)時(shí)間，1965年，Trimpi[35]在完全氣體條件下推導(dǎo)出：在加速管下游連接較長(zhǎng)的噴管，能得到更長(zhǎng)的試驗(yàn)時(shí)間、更長(zhǎng)的試驗(yàn)氣體長(zhǎng)度、更高的效率，減小二道膜打開(kāi)方式帶來(lái)的問(wèn)題。1966年，Callis[36]分析了完全氣體條件下不同連接段(壓縮管、激波管、加速管和噴管)面積變化對(duì)流動(dòng)的影響，試圖通過(guò)面積變化來(lái)減小膜片破裂帶來(lái)的問(wèn)題以及加速管中黏性效應(yīng)帶來(lái)的邊界層問(wèn)題。Callis對(duì)加速管末端的擴(kuò)張噴管(Skimmer噴管)中的流動(dòng)進(jìn)行了研究，指出該噴管能夠有效緩解加速管中黏性效應(yīng)帶來(lái)的邊界層問(wèn)題，但是會(huì)導(dǎo)致噴管前緣產(chǎn)生激波，減小氣流雷諾數(shù)。20世紀(jì)60年代中后期，Norfleet[37]和Loper[38]等人對(duì)膨脹管/風(fēng)洞開(kāi)展了試驗(yàn)研究，分析了化學(xué)平衡態(tài)條件下的流動(dòng)機(jī)理。圖2為自由活塞膨脹管示意圖(在激波管下游安裝了一段加速管)。

圖2 自由活塞膨脹管示意圖[4,39]

1.2.3 入射激波衰減問(wèn)題的解決

隨著入射強(qiáng)度的提高，在較長(zhǎng)的激波管末端獲得的入射激波馬赫數(shù)遠(yuǎn)小于理論值，激波衰減導(dǎo)致總焓損失嚴(yán)重、流動(dòng)非定?，F(xiàn)象加劇。入射弱激波的衰減主要由壁面邊界層引起，而入射強(qiáng)激波的衰減主要有兩方面原因：(1) 在形成階段，由于破膜的非理想和非定常的黏性效應(yīng)，造成初始衰減；(2) 在運(yùn)動(dòng)階段，由于壁面的邊界層效應(yīng)、高溫氣體效應(yīng)和反射膨脹波作用的結(jié)果，造成二次衰減。為了減緩入射激波的衰減，需要較大內(nèi)徑的激波管，并且激波管長(zhǎng)度和內(nèi)徑之比需要滿足一定的幾何關(guān)系[4,11]。

1.2.4 縫合接觸面運(yùn)行技術(shù)

當(dāng)入射激波強(qiáng)度較大時(shí)，會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)氣流有效時(shí)間減少。為了增加激波管有效流動(dòng)時(shí)間，Wittliff[40]于1958年提出縫合接觸間斷面的概念，認(rèn)為由于入射激波在激波管末端反射，反射激波和接觸間斷面會(huì)相互作用：一方面將產(chǎn)生一道透射激波，通過(guò)接觸面；另一方面在接觸間斷面上反射非定常波(激波或者膨脹波)，或者不發(fā)生任何反射。反射波系若非Mach波，這些波將傳入試驗(yàn)區(qū)域，破壞試驗(yàn)氣流的定常性，縮短試驗(yàn)時(shí)間。反射波系若為Mach波或者不發(fā)生反射，則稱為接觸間斷面縫合[40]，如圖3所示。采用縫合接觸面條件，能夠消除試驗(yàn)氣體中的非定常反射，保持流動(dòng)平穩(wěn)性，并最終延長(zhǎng)有效試驗(yàn)時(shí)間。接觸間斷面條件可以用接觸間斷面兩側(cè)的氣體內(nèi)能[41]、溫度[42]和縫合馬赫數(shù)[43]來(lái)表征，不同表述方法原則上是等價(jià)的，但在理論分析和實(shí)際計(jì)算中，采用縫合馬赫數(shù)更為方便。當(dāng)入射激波馬赫數(shù)大于4，其下游氣體開(kāi)始呈現(xiàn)高溫氣體效應(yīng)，從而影響下游氣流的密度、馬赫數(shù)和比熱比等參數(shù)[44]。當(dāng)入射激波馬赫數(shù)達(dá)到8以上，真實(shí)氣體效應(yīng)必須考慮，因其嚴(yán)重影響縫合馬赫數(shù)[45]。需要注意的是，縫合條件對(duì)延長(zhǎng)風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間是有限的，當(dāng)反射稀疏波追趕上接觸間斷面時(shí)，會(huì)對(duì)試驗(yàn)氣體產(chǎn)生強(qiáng)烈干擾，試驗(yàn)時(shí)間一般在接觸間斷面到達(dá)激波管末端之前就已結(jié)束。

圖3 反射激波- 接觸間斷面縫合示意圖[40]

1.2.5 邊界層效應(yīng)

到20世紀(jì)60年代中后期，自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞的相關(guān)理論基礎(chǔ)基本建立，主要體現(xiàn)為已經(jīng)認(rèn)識(shí)到活塞的等熵壓縮、縫合接觸面條件、激波管試驗(yàn)時(shí)間和邊界層效應(yīng)等因素的重要性。這一時(shí)期，重活塞實(shí)際運(yùn)行過(guò)程無(wú)法安全可控，風(fēng)洞不能產(chǎn)生定常流場(chǎng)，但自由活塞在壓縮管末端呈現(xiàn)出的定壓驅(qū)動(dòng)能力，為自由活塞脈沖風(fēng)洞的發(fā)展帶來(lái)了希望。

圖4 激波管的邊界層示意圖[46]

2 早期探索階段(1962～1977年)

2.1 歷史背景

20世紀(jì)60年代以來(lái)，人類相繼突破第一宇宙速度和第二宇宙速度進(jìn)入外太空。超高速飛行器的發(fā)展以及人們對(duì)高溫氣體在高速條件下認(rèn)識(shí)的局限，使得太空探索過(guò)程中存在一系列不確定因素。為了解超高速過(guò)程中遭遇的未知?dú)鈩?dòng)條件，亟需地面設(shè)備模擬可信賴的飛行環(huán)境。對(duì)于地面試驗(yàn)而言，為了獲得超高速自由來(lái)流，必須提高噴管駐室總溫(甚至超過(guò)10 000K)，對(duì)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)帶來(lái)很大的挑戰(zhàn)，連續(xù)式設(shè)備無(wú)法滿足要求，這給高焓脈沖式風(fēng)洞帶來(lái)了機(jī)遇。然而，由于這一時(shí)期風(fēng)洞測(cè)試技術(shù)無(wú)法滿足風(fēng)洞毫秒量級(jí)有效運(yùn)行時(shí)間的要求，特別是無(wú)法進(jìn)行測(cè)力試驗(yàn)，使其在氣動(dòng)試驗(yàn)方面的應(yīng)用受到很大限制，在20世紀(jì)60年代末期到70年代中后期發(fā)展緩慢，在歐洲和北美的研究趨于停頓，但是澳大利亞在Stalker團(tuán)隊(duì)的堅(jiān)持下，取得很多成果，并為后續(xù)的實(shí)用化發(fā)展打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

2.2 自由活塞脈沖風(fēng)洞的早期建設(shè)

2.2.1 自由活塞激波風(fēng)洞的早期建設(shè)

在澳大利亞國(guó)立大學(xué)，Stalker主持建造了小型自由活塞高焓激波風(fēng)洞T1和T2[47](見(jiàn)圖5)。Stalker利用T1和T2驗(yàn)證了活塞能夠安全受控，并獲得了超高速氣流，解決了活塞在氣動(dòng)力控制下高速運(yùn)動(dòng)并在壓縮管末端安全停止的同時(shí)能夠維持定壓運(yùn)行這一難題。在大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，Stalker發(fā)展了自由活塞風(fēng)洞運(yùn)行的相關(guān)理論，指出壓縮管和激波管的尺寸、活塞質(zhì)量和氣體組分及其壓力需要滿足一定的關(guān)系[48]。

Stalker利用自由活塞壓縮理論建造了T3自由活塞激波風(fēng)洞(見(jiàn)圖6)和DDT自由活塞激波管。T3風(fēng)洞不僅能夠觀察到很強(qiáng)的高溫氣體效應(yīng)，而且能夠進(jìn)行有效控制和測(cè)量。自由活塞高焓激波風(fēng)洞產(chǎn)生高焓高壓氣體，其自由來(lái)流參數(shù)的確定過(guò)程比低焓高超聲速風(fēng)洞復(fù)雜很多。1971年，McIntosn[49]利用磁流體技術(shù)測(cè)量了T3風(fēng)洞的自由來(lái)流參數(shù)。當(dāng)噴管駐室總壓23.8MPa、總焓50MJ/kg時(shí)，測(cè)得噴管出口速度達(dá)到8km/s。1976年，Crane[50]采用質(zhì)譜技術(shù)測(cè)量非平衡條件下氣體組分濃度，分析了分子電離后電子碰撞的相關(guān)性。

圖5 T2自由活塞激波風(fēng)洞[47]

圖6 T3自由活塞激波風(fēng)洞[47]

在T3風(fēng)洞中，不僅能夠開(kāi)展離解條件下圓柱、圓錐、尖楔、三角翼等典型外形[51]的高溫氣體效應(yīng)研究和高溫氣體條件下激波相互干擾研究[52]，而且可以開(kāi)展層流邊界層離解效應(yīng)[53]的研究。T3風(fēng)洞在1969年建成后，截至2016年已經(jīng)運(yùn)行7000多車次[47]。1970年，DDT激波管建成，主要開(kāi)展氣體反應(yīng)動(dòng)力學(xué)[54]、激波光譜[29]、接觸間斷面和激波的不穩(wěn)定性[29]研究。1980年，T3風(fēng)洞進(jìn)行了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)[55]，獲得了火焰穩(wěn)定燃燒數(shù)據(jù)，研究了燃料噴射機(jī)理、激波誘導(dǎo)點(diǎn)火、點(diǎn)火增強(qiáng)原理和燃燒室長(zhǎng)度及壓力的影響。

T3風(fēng)洞和DDT激波管的成功，對(duì)高超聲速地面模擬設(shè)備發(fā)展作出了極大的貢獻(xiàn)，培養(yǎng)出了Sandeman和Hornung等合作伙伴和大量的專業(yè)人才，為自由活塞驅(qū)動(dòng)的高焓脈沖風(fēng)洞在世界上的廣泛建設(shè)奠定了基礎(chǔ)。T1、T2、T3風(fēng)洞和DDT激波管的參數(shù)如表1所示，可以看出，即使是早期的自由活塞激波風(fēng)洞，活塞單位面積的質(zhì)量δ都大于250kg/m2。

表1 自由活塞激波管/風(fēng)洞參數(shù)Table 1 The parameters of the free piston shock tube/tunnel

2.2.2 自由活塞膨脹管/風(fēng)洞的早期建設(shè)

在自由活塞膨脹管研究的早期階段，為探索加速管中試驗(yàn)氣體的流動(dòng)機(jī)理，采用輕質(zhì)氣體(或者加熱輕質(zhì)氣體)驅(qū)動(dòng)，在激波管中產(chǎn)生入射強(qiáng)激波。為驗(yàn)證膨脹管的性能，NASA蘭利研究中心于1965年將一個(gè)激波管改造為膨脹管[56]，其試驗(yàn)結(jié)果與Trimpi的無(wú)黏理論[34]的計(jì)算結(jié)果存在一定偏差?？紤]到實(shí)際流動(dòng)激波衰減、二道膜破裂、流動(dòng)擾動(dòng)、接觸間斷面混合、邊界層厚度和熱化學(xué)非平衡等因素，這不算嚴(yán)重影響膨脹管的試驗(yàn)?zāi)芰Γ蛎浌苣軌虍a(chǎn)生超高速氣流已經(jīng)得到廣泛認(rèn)可。20世紀(jì)60年代末期，為獲得更高的壓力和溫度，NASA蘭利研究中心建造了一個(gè)較大尺寸的膨脹管，Moore[57]利用常溫和電加熱的氦氣作為驅(qū)動(dòng)氣體，空氣作為試驗(yàn)氣體，獲得速度為5～6km/s的試驗(yàn)氣流，試驗(yàn)時(shí)間為0.2～0.4ms，發(fā)現(xiàn)簡(jiǎn)單的膨脹管理論不適合預(yù)測(cè)流動(dòng)熱化學(xué)狀態(tài)。1974年，Miller[58]利用空氣、He、Ar和CO2作為試驗(yàn)氣體，得到氣流膨脹過(guò)程為熱化學(xué)平衡態(tài)。1975年，在該膨脹管末端加裝了一個(gè)錐角10°的噴管，2年后，噴管被移除。Miller[59]解釋在無(wú)噴管條件下獲得的流場(chǎng)更好。經(jīng)過(guò)10年左右的發(fā)展，實(shí)際流動(dòng)的若干問(wèn)題依舊沒(méi)有完全解決，只有為數(shù)不多的試驗(yàn)狀態(tài)能夠產(chǎn)生可用的定常流場(chǎng)。1983年，由于缺少資金等原因，該膨脹管停止運(yùn)行[59]，但其積累的經(jīng)驗(yàn)為后續(xù)的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

3 實(shí)用化發(fā)展階段(1977年至今)

3.1 歷史背景

科技和社會(huì)的發(fā)展，對(duì)航天器提出新的要求——重復(fù)使用，加大載荷，減少成本和綠色環(huán)保。從人類開(kāi)始進(jìn)入太空到現(xiàn)在，上百億美元投入到高超聲速飛行項(xiàng)目中(按照推進(jìn)系統(tǒng)的類型主要分為超燃發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)和火箭動(dòng)力推進(jìn))。然而，由于在高超聲速飛行器研制方面還存在科學(xué)盲區(qū)，對(duì)影響飛行穩(wěn)定性的規(guī)律認(rèn)識(shí)不足，其設(shè)計(jì)難度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于一般飛行器，很多項(xiàng)目在沒(méi)有完成前就被取消，比如20世紀(jì)60年代早期的X- 15、X- 20和Dyna- Soar項(xiàng)目,1993年的X- 30及其對(duì)應(yīng)的NASP項(xiàng)目被取消；X- 33和X- 34在2001年也被取消。這表明了在空間探索過(guò)程中先期相關(guān)科學(xué)問(wèn)題及機(jī)理研究的重要性。這些飛行器的發(fā)展極大地推動(dòng)了高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)科的發(fā)展，促進(jìn)了高焓激波風(fēng)洞等地面試驗(yàn)設(shè)備和數(shù)值模擬技術(shù)相應(yīng)模擬能力的提高。

3.2 自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞大規(guī)模建設(shè)和應(yīng)用

3.2.1 自由活塞激波風(fēng)洞

在T3風(fēng)洞中成功進(jìn)行了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火等試驗(yàn)之后，流體力學(xué)領(lǐng)域研究領(lǐng)先的國(guó)家開(kāi)始大量新建自由活塞高焓激波風(fēng)洞。

在澳大利亞研究理事會(huì)(ARC)的資助下，Stalker于1984年在昆士蘭大學(xué)開(kāi)始建造尺寸更大的T4風(fēng)洞[15]，較大的L/D(L為壓縮管長(zhǎng)度，D為壓縮管內(nèi)徑)能夠解決壓縮管壓力恢復(fù)問(wèn)題。自1987年T4風(fēng)洞調(diào)試成功以來(lái)，截至2016年，該風(fēng)洞已經(jīng)運(yùn)行11 000多車次[47]。1989年，美國(guó)RHYFL風(fēng)洞[60]開(kāi)始建造，然而由于NASP計(jì)劃的終止，雖然其主體結(jié)構(gòu)已經(jīng)建成，但仍于1993年停止調(diào)試，設(shè)備封存。1990年，T5風(fēng)洞[17]在美國(guó)加州理工學(xué)院建成，典型狀態(tài)運(yùn)行時(shí)間為1～2ms。1991年，法國(guó)馬賽大學(xué)建成中等尺寸的TCM2風(fēng)洞[24]，能進(jìn)行空氣、CO2、N2、CH4和Ar等不同混合試驗(yàn)氣體的試驗(yàn)。1991年，由歐洲HERMES計(jì)劃資助的HEG風(fēng)洞[20]在德國(guó)宇航中心建成，成為當(dāng)時(shí)最大的自由活塞激波風(fēng)洞，該風(fēng)洞開(kāi)展了大量的國(guó)際合作吹風(fēng)試驗(yàn)。1993年，AEDC和德國(guó)宇航中心合作建造FPST風(fēng)洞[61]，開(kāi)展高溫氣體效應(yīng)研究。1994年，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所利用200m自由飛彈道靶的二級(jí)輕氣炮(FD- 18)作為自由活塞激波管運(yùn)行，獲得了令人滿意的結(jié)果，初步證明該設(shè)備具有模擬真實(shí)氣體效應(yīng)的能力[62- 63]。1995年，日本宇航中心為驗(yàn)證自由活塞技術(shù)，建造了中等尺寸的HEK風(fēng)洞。1998年，在HEK成功的基礎(chǔ)上，建造了比HEG更大的自由活塞激波風(fēng)洞HIEST[4,21]。德國(guó)UniBwM大學(xué)為研究高焓條件下真實(shí)氣體屬性和模擬高超聲速飛行器真實(shí)的飛行環(huán)境，于2008年建成中等尺寸的HELM風(fēng)洞[64]。2016年，T6風(fēng)洞[65- 66]在英國(guó)牛津大學(xué)建成，該風(fēng)洞繼承了澳大利亞國(guó)立大學(xué)T3風(fēng)洞的活塞發(fā)射機(jī)構(gòu)和壓縮管，以及牛津大學(xué)原有炮風(fēng)洞的激波管、噴管和試驗(yàn)段，另外設(shè)計(jì)了部分連接機(jī)構(gòu)。組合而成的T6風(fēng)洞采用自由活塞驅(qū)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)高焓條件，擁有三模態(tài)運(yùn)行能力：反射激波風(fēng)洞模態(tài)，膨脹管風(fēng)洞模態(tài)和無(wú)反射激波管模態(tài)。 2016年，F(xiàn)D- 21風(fēng)洞(見(jiàn)圖7(a)和(b))[22- 23]在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院建成，是目前世界上尺寸最大的自由活塞高焓激波風(fēng)洞。2017年，澳大利亞為開(kāi)展全尺寸的HIFiRE8超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，將X3膨脹管改造成X3R激波風(fēng)洞[67]。這一時(shí)期世界上主要的自由活塞高焓激波風(fēng)洞參數(shù)見(jiàn)表2。

(a) FD- 21自由活塞激波風(fēng)洞示意圖

(b) FD- 21自由活塞激波風(fēng)洞照片

3.2.2 自由活塞膨脹管/風(fēng)洞

1987年，TQ膨脹管建成，之后改進(jìn)為X1[68]，能在15μs有效運(yùn)行時(shí)間內(nèi)，獲得入射激波速度13km/s、總焓108MJ/kg和總壓335MPa的試驗(yàn)氣流，其總焓和總壓遠(yuǎn)超反射型激波風(fēng)洞。1987年10月，GASL膨

脹管開(kāi)始在NASA蘭利研究中心安裝，并于1989年3月完成第一次試驗(yàn)。1994年，為增加試驗(yàn)時(shí)間，將GASL膨脹管活塞驅(qū)動(dòng)改為爆轟驅(qū)動(dòng)，并更名為HYPULSE[69]。X2 膨脹管[70]于1995年建成，最初是為驗(yàn)證組合活塞等結(jié)構(gòu)的性能，并作為大尺寸X3膨脹管的驗(yàn)證模型。X2膨脹管有2個(gè)壓縮管(二級(jí)壓縮)，組合活塞運(yùn)動(dòng)到第一個(gè)壓縮管末端時(shí)，釋放的小活塞作為第二壓縮管的活塞繼續(xù)壓縮驅(qū)動(dòng)氣體,實(shí)現(xiàn)多級(jí)壓縮。二級(jí)壓縮可以有效阻滯反射非定常膨脹波對(duì)試驗(yàn)氣體的干擾，但是增加了活塞壓縮器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性。2001年1月，二級(jí)壓縮的X3[71]建成并于4月進(jìn)行首次試驗(yàn)，活塞總重300kg，其中第二級(jí)活塞重100kg。X3膨脹管在調(diào)試過(guò)程中面臨很多困難，最主要的是活塞在第一級(jí)壓縮管中的減速問(wèn)題，當(dāng)降低活塞的運(yùn)行速度時(shí)，膨脹管的性能隨之降低，于是隨后將二級(jí)壓縮改為單級(jí)壓縮。X2膨脹管也于2004年改造為單級(jí)壓縮，到2016年已運(yùn)行超過(guò)2500車次[4]。1999年，JX- 1膨脹管[72]在日本東北大學(xué)建成，最初主要為MUSES- C再入飛行器模擬試驗(yàn)飛行環(huán)境。2016年，日本宇航中心為了模擬行星返回艙再入的大氣環(huán)境，將HEK自由活塞激波風(fēng)洞改造為HEK- X膨脹管[73]。2016年在英國(guó)牛津大學(xué)建造成功的T6風(fēng)洞[65- 66]，在設(shè)計(jì)之初就提出有膨脹管/風(fēng)洞運(yùn)行模式。2016年，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院建設(shè)成功的FD- 21風(fēng)洞為全浮動(dòng)結(jié)構(gòu)，可以方便地改為膨脹管/風(fēng)洞。2019年，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心研制的膨脹管完成安裝，目前正在調(diào)試中。這一時(shí)期世界主要的自由活塞高焓膨脹管/風(fēng)洞參數(shù)見(jiàn)表3。

表2 自由活塞激波風(fēng)洞參數(shù)Table 2 The parameters of the free piston shock tunnel

表3 自由活塞膨脹管/風(fēng)洞參數(shù)Table 3 The parameters of the free piston expansion tube/tunnel

雖然經(jīng)過(guò)了60多年的研究建設(shè)，膨脹管發(fā)展為膨脹管風(fēng)洞也只能說(shuō)取得了有限的成功，主要是因?yàn)樵谶B接噴管后較難獲得定常試驗(yàn)氣流。1994年，Leyva[74]通過(guò)研究主膜片和二道膜面積的變化，得到優(yōu)化的面積比，可以增加試驗(yàn)氣體區(qū)域的長(zhǎng)度。Leyva指出，在特定的條件下，在加速管末端增加一個(gè)噴管可以增加試驗(yàn)時(shí)間和試驗(yàn)區(qū)域。1996年，Bakos[75]為HYPULSE膨脹管設(shè)計(jì)了一個(gè)噴管(Capture 噴管)，該噴管入口直徑和加速管的內(nèi)徑大小相同。雖然Capture噴管不會(huì)像Skimmer噴管那樣在入口處產(chǎn)生激波，但是仍然不能獲得均勻氣流。2000年，Sudnitsin[76]為了增加X(jué)1膨脹管試驗(yàn)段的核心流區(qū)域，設(shè)計(jì)了一個(gè)定常膨脹的收縮膨脹噴管，噴管半錐角為8°，膨脹比為9。膜片安裝于喉道處，減少氣流在噴管收縮段受到的影響，同時(shí)延長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)間。2001年，Chue[77]為HYPULSE設(shè)計(jì)了另外一套噴管。

高焓條件下，常規(guī)型面噴管在非設(shè)計(jì)工況下獲得的流場(chǎng)不均勻；錐形噴管使用范圍廣，但在噴管出口會(huì)繼續(xù)擴(kuò)張。氣流在膨脹管風(fēng)洞的噴管流動(dòng)過(guò)程中，只有少數(shù)分子處于振動(dòng)非平衡態(tài)[78]。對(duì)于膨脹管風(fēng)洞，氣流宏觀動(dòng)能來(lái)自其在加速管中的非定常膨脹，試驗(yàn)氣流幾乎沒(méi)有發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，能夠復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境[79]。

3.3 自由活塞理論的發(fā)展和相關(guān)問(wèn)題

自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞大規(guī)模的應(yīng)用，促進(jìn)了對(duì)活塞運(yùn)動(dòng)特性的研究并加深了對(duì)相關(guān)流動(dòng)機(jī)理的理解。自由活塞壓縮輕質(zhì)氣體，能夠產(chǎn)生入射強(qiáng)激波，同時(shí)也帶來(lái)了驅(qū)動(dòng)氣體的污染、試驗(yàn)時(shí)間短等問(wèn)題。

3.3.1 自由活塞理論體系的發(fā)展

1988年，Hornung[80]完善了活塞壓縮器中活塞運(yùn)行的理論刻畫，認(rèn)為活塞從靜止突然起動(dòng)，高壓空氣貯室一側(cè)的膨脹過(guò)程是非定常的。Hornung指出，在給定的設(shè)備尺寸下，定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間關(guān)于壓縮比存在極大值，當(dāng)壓縮比在40～60區(qū)間時(shí)，定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間一般可以保持在可用水平。目前，絕大多數(shù)的自由活塞激波風(fēng)洞的壓縮比在上述范圍內(nèi)。1991年，Beck[81]指出，對(duì)于活塞運(yùn)動(dòng)，完全氣體假設(shè)和無(wú)限大貯室容積假設(shè)是十分合理的，因?yàn)檠芯匡@示：高壓下氣體非理想行為和有限貯室容積影響下的定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間，和理想情況下的定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間的差值不超過(guò)百分之一。1992年，Labracherie[82]通過(guò)試驗(yàn)對(duì)壓縮過(guò)程進(jìn)行了研究，結(jié)果表明壓縮管末端壓力存在高頻振蕩，因此建議壓縮管和激波管之間的連接段需要滿足一定的長(zhǎng)度要求。Labracherie使用電位計(jì)對(duì)壓縮管的反彈進(jìn)行了測(cè)量，結(jié)果表明：如果不考慮摩擦因素，活塞和壓縮管的最大位移之比，與其質(zhì)量之比正好互為倒數(shù)。壓力平衡最終出現(xiàn)在試驗(yàn)結(jié)束時(shí)刻，可以觀察到，壓縮管整體的凈向后位移距離不為0，原因主要是壓縮管壁面和活塞之間存在摩擦。1994年，徐立功[83]從非定常氣體動(dòng)力學(xué)方程組出發(fā)，給出一種精確計(jì)算活塞在壓縮管中運(yùn)動(dòng)規(guī)律的方法。1998年，Itoh[84]基于活塞破膜后的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，提出了“調(diào)諧操作”概念，可使活塞緩和地停在壓縮管的末端。Itoh采用Bessel方程理論獲得了活塞運(yùn)動(dòng)方程近似的顯式表達(dá)，以方便對(duì)定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間的極值研究。2014年，朱浩[85]指出，定壓驅(qū)動(dòng)時(shí)間關(guān)于活塞速度存在極大值，且這些極大值能夠形成一條脊線，并通過(guò)數(shù)值計(jì)算結(jié)果歸納出脊線的若干性質(zhì)。結(jié)果表明，在活塞壓縮器的理論設(shè)計(jì)中，設(shè)計(jì)參數(shù)應(yīng)選擇靠近這條脊線的區(qū)域。

提高驅(qū)動(dòng)段的驅(qū)動(dòng)能力，主要有2種方式[86]：(1) 采用較高的壓縮比，可以通過(guò)降低驅(qū)動(dòng)段壓力、提高高壓儲(chǔ)氣室的壓力、提高主膜片的破膜壓力。(2) 提高驅(qū)動(dòng)段氦氣的濃度。較大的氦氣濃度，可以提高驅(qū)動(dòng)氣體聲速。2017年，Andrianatos指出[87]，采用較輕的活塞和增大高壓儲(chǔ)氣室的容積，能夠有效提高驅(qū)動(dòng)段的驅(qū)動(dòng)能力，這主要是因?yàn)樵诖藯l件下，較小壓力的高壓儲(chǔ)氣室能夠復(fù)現(xiàn)之前較高壓力的高壓儲(chǔ)氣室的驅(qū)動(dòng)能力。Stennett指出[67]，即使驅(qū)動(dòng)段較短，在較重的活塞和較大濃度氦氣的條件下，X3R自由活塞激波風(fēng)洞的有效試驗(yàn)時(shí)間也能夠達(dá)到6～10ms。

3.3.2 污染氣體吸除

自由活塞高焓激波風(fēng)洞的驅(qū)動(dòng)氣體經(jīng)過(guò)反射激波在激波管近壁面形成的分叉區(qū)域[88](見(jiàn)圖8)，會(huì)對(duì)試驗(yàn)氣體形成早期污染。在高焓情況下(大于10MJ/kg)，反射激波與邊界層干擾變得異常嚴(yán)重，污染甚至?xí)沟迷囼?yàn)時(shí)間小于1ms。對(duì)于大尺寸自由活塞高焓激波風(fēng)洞，模型尺寸較大，為保證風(fēng)洞定常流場(chǎng)所需的最少試驗(yàn)時(shí)間[3,10]，必須減緩早期驅(qū)動(dòng)氣體的污染。T5風(fēng)洞[89]、HEG風(fēng)洞[90]、HIEST風(fēng)洞[4,21]在激波管末端增加了一個(gè)套筒(如圖9所示)，在噴射的驅(qū)動(dòng)氣體和試驗(yàn)氣體混合之前對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體進(jìn)行捕捉，對(duì)邊界層進(jìn)行抽吸。

圖8 反射激波與激波管邊界層相互作用陰影圖[88]

Fig.8Shadowgraphoftheinteractionofthereflectedshockwiththeshocktubewallboundarylayer[88]

圖9 驅(qū)動(dòng)氣體抽吸裝置示意圖[89]

4 自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰?/h2>

4.1 自由流場(chǎng)參數(shù)標(biāo)定技術(shù)

在高焓風(fēng)洞中產(chǎn)生的流場(chǎng)，其校測(cè)過(guò)程比低焓高超聲速風(fēng)洞要復(fù)雜得多。自由來(lái)流條件需要結(jié)合數(shù)值計(jì)算和傳統(tǒng)的以及新發(fā)展的測(cè)試技術(shù)不斷迭代，如圖10所示。高焓流動(dòng)，風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬之間是一個(gè)相互驗(yàn)證和相互促進(jìn)的過(guò)程。這一過(guò)程又驗(yàn)證了新的測(cè)試技術(shù)和數(shù)學(xué)物理化學(xué)模型，進(jìn)而深入了解設(shè)備的性能和相應(yīng)的流動(dòng)機(jī)理[10]。

圖10 結(jié)合試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算的自由來(lái)流參數(shù)調(diào)試流程[10,91]

Fig.10Combinedexperimentalandnumericaliterativeproceduretodeterminefreestreamconditions[10,91]

自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞駐室壓力和皮托壓力不太平穩(wěn)，需要對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行適當(dāng)?shù)臍w一化處理來(lái)補(bǔ)償壓力變化帶來(lái)的影響[92- 93]。例如，歸一化皮托壓是皮托壓與噴管駐室壓力之比，由于不同測(cè)量位置(噴管入口到皮托排架)之間存在測(cè)量時(shí)間間隔，在進(jìn)行壓力比較之前，需要對(duì)不同壓力進(jìn)行時(shí)間偏移處理[92]；通過(guò)平板測(cè)量自由來(lái)流的靜壓時(shí)，需要對(duì)平板前緣25～76cm范圍進(jìn)行歸一化處理，歸一化靜壓采用靜壓除以噴管駐室壓力[92]；歸一化熱流采用熱流除以噴管駐室壓力的平方根，可以體現(xiàn)熱流與壓力的相關(guān)性[92- 93]。

4.2 氣動(dòng)熱和壓力測(cè)量

自由活塞高焓激波風(fēng)洞試驗(yàn)段自由來(lái)流總溫和總壓高，試驗(yàn)時(shí)間短，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谟行У脑囼?yàn)時(shí)間內(nèi)承受極高的熱載荷和壓力，這就要求傳感器響應(yīng)頻率和靈敏度高、抗干擾和抗沖刷能力強(qiáng)[10]。在嚴(yán)苛的熱流和來(lái)流環(huán)境下，熱流測(cè)量通常使用點(diǎn)測(cè)量技術(shù)和面測(cè)量技術(shù)：同軸熱電偶作為點(diǎn)測(cè)熱傳感器，其適用熱流范圍為20kW/m2～20MW/m2，響應(yīng)頻率高于100kHz，測(cè)量精度優(yōu)于8%；溫敏漆技術(shù)和磷光熱圖技術(shù)作為面測(cè)量技術(shù)，在中低焓激波風(fēng)洞中的測(cè)熱試驗(yàn)中得到廣泛應(yīng)用，但在總焓超過(guò)5MJ/kg時(shí)，材料的自發(fā)光效應(yīng)嚴(yán)重，需要專門的濾光設(shè)備，Nagayama[94]和賈廣森[95]等正在開(kāi)展這方面的研究。利用壓力傳感器和壓敏漆可以在常規(guī)激波風(fēng)洞中進(jìn)行壓力測(cè)量，但是壓敏漆相對(duì)于傳統(tǒng)壓力傳感器而言，更會(huì)受到溫度效應(yīng)、信噪比等影響，導(dǎo)致其目前在高焓脈沖風(fēng)洞應(yīng)用較少[96]。

自由活塞高焓激波風(fēng)洞能夠開(kāi)展高溫氣體效應(yīng)研究。在總壓50MPa、總焓變化范圍8～23MJ/kg條件下，在HIEST風(fēng)洞[4,97]中采用前方有/無(wú)安裝光學(xué)窗口的同軸熱電偶測(cè)量模型表面(如圖11所示)的熱流，并通過(guò)對(duì)比熱流到達(dá)模型表面的時(shí)間，來(lái)獲得輻射熱流、對(duì)流熱流在總熱流的占比以及輻射熱流在不同波長(zhǎng)的分布。通過(guò)不同材料(BK7，MgF2, 金屬硅)的玻璃，研究不同透明材料對(duì)輻射傳熱和對(duì)流傳熱的影響。相比無(wú)光學(xué)窗口測(cè)量的熱流值，BK7和MgF2光學(xué)玻璃下游測(cè)得的熱流值減少約40%。MgF2(截止波長(zhǎng)200nm)光學(xué)玻璃下游測(cè)得的熱流值比BK7(截止波長(zhǎng)350nm)略大。通過(guò)金屬硅窗口的熱流幾乎為零，根據(jù)金屬硅只對(duì)紅外波長(zhǎng)透明這一屬性，表明輻射熱流對(duì)應(yīng)的波長(zhǎng)范圍在非紅外區(qū)。有光學(xué)玻璃的同軸熱電偶獲得熱流值的初始時(shí)間比沒(méi)有光學(xué)玻璃的遲約0.34ms，說(shuō)明輻射傳熱的時(shí)間比自由來(lái)流到達(dá)模型的時(shí)間延遲0.34ms左右。利用高速紋影也能夠清晰顯示氣流到達(dá)模型的時(shí)間與測(cè)量熱流值存在一定的時(shí)間差。

圖11 輻射加熱測(cè)量的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚4]

4.3 氣動(dòng)力測(cè)量

自由活塞高焓激波風(fēng)洞有效運(yùn)行時(shí)間一般為幾個(gè)毫秒，摩阻天平[10]、加速度計(jì)[98]和應(yīng)力波天平[99]等具有響應(yīng)快、跟隨性好、對(duì)模型適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn)，能夠開(kāi)展典型模型氣動(dòng)力的測(cè)量。

Roberson[99]利用應(yīng)力波天平測(cè)量模型的升力、阻力和俯仰力矩，同時(shí)在模型上安裝12個(gè)壓力傳感器和17個(gè)同軸熱電偶，進(jìn)行壓力和熱流測(cè)量(見(jiàn)圖12)。模型長(zhǎng)343mm，最大直徑70mm，天平安裝在129mm處(頭部頂點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn))。試驗(yàn)條件：總焓12MJ/kg，自由來(lái)流馬赫數(shù)7.8，靜壓790Pa。模型迎角變化范圍0°～10°。測(cè)量結(jié)果表明：天平的軸向力誤差為5%左右，法向力和力矩誤差約為4%。

圖12 HEG風(fēng)洞尖錐和HB- 2模型[99]

4.4 超燃發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究

利用摩阻天平、加速度計(jì)和應(yīng)力波天平等還可以進(jìn)行超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)力試驗(yàn)。Takahashi[98]利用加速度計(jì)測(cè)量超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料注入后燃燒產(chǎn)生的推力，模型材質(zhì)為A7075鋁合金，長(zhǎng)2.1m，重139kg。共安裝13個(gè)加速度計(jì)，其中8個(gè)測(cè)量軸向加速度，其余測(cè)量徑向加速度。同時(shí)以20個(gè)壓力傳感器進(jìn)行壓力測(cè)量。試驗(yàn)駐室條件：總焓分別為8、14和22MJ/kg，總壓分別為20、40和60MPa。加速度計(jì)不僅能夠測(cè)量模型的加速度，還能夠獲得其局部變形。試驗(yàn)測(cè)得模型加速度為10m/s2, 阻力大于1500N，測(cè)量結(jié)果符合預(yù)期。

自由活塞高焓激波風(fēng)洞能夠復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行環(huán)境，試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠很好地與飛行環(huán)境關(guān)聯(lián)，故其能夠開(kāi)展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)。HEG開(kāi)展了HyShot超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型1∶1點(diǎn)火試驗(yàn)[100](見(jiàn)圖13(a))，模擬飛行高度32.5～27.1km，飛行馬赫數(shù)約為7.8。在有限的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，完成氫燃料注入、發(fā)動(dòng)機(jī)正常點(diǎn)火并穩(wěn)定燃燒。利用Kulite壓力傳感器和同軸熱電偶分別測(cè)量有/無(wú)燃燒條件下的壁面壓力和熱流。2007年，Itoh[101]在 HIEST開(kāi)展HyShot- IV模型試驗(yàn)(見(jiàn)圖13(b))，研究不同燃料射流模塊對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率的影響，試驗(yàn)結(jié)果與德國(guó)HEG風(fēng)洞的結(jié)果吻合[102]。試驗(yàn)過(guò)程中，還就發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的流場(chǎng)建立問(wèn)題進(jìn)行了專門的分析，并發(fā)展了基于加速計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測(cè)力技術(shù)。

(a) HEG風(fēng)洞HyShot- IV 模型[100]

(b) HIEST風(fēng)洞HyShot- IV 模型[101]

盧洪波[103]在FD- 21風(fēng)洞完成了氫氧燃燒推進(jìn)試驗(yàn)，在總壓13MPa條件下，實(shí)現(xiàn)了5ms時(shí)間內(nèi)、氫氣在速度近3km/s的試驗(yàn)氣流中的自主燃燒，并獲得了超聲速燃燒模態(tài)下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和火焰圖像(見(jiàn)圖14)。該試驗(yàn)的成功，標(biāo)志著FD- 21風(fēng)洞正式邁入實(shí)用化階段。

4.5 高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究

自由活塞高焓激波風(fēng)洞不僅能夠進(jìn)行常規(guī)地面條件下的邊界層轉(zhuǎn)捩研究，還能開(kāi)展飛行環(huán)境下的邊界層轉(zhuǎn)捩的研究。Tanno[104]利用PCB32A37壓力傳感器測(cè)量半錐角7°、長(zhǎng)1.1m的尖錐模型(見(jiàn)圖15)表面的壓力，觀察某特征頻率二階模態(tài)的不穩(wěn)定性?？疾煸诳傡蕿?MJ/kg、單位雷諾數(shù)為2.1×106/m條件下，尖錐不同位置處功率譜密度(PSD)隨頻率的變化，可以明顯地看到在x=572mm處、頻率為600kHz條件下二階模態(tài)的不穩(wěn)定性[104]。

圖15 半錐角7°尖錐模型[104]

4.6 自由飛試驗(yàn)研究

HIEST風(fēng)洞利用微型板載數(shù)據(jù)記錄儀研究HTV- R模型在流場(chǎng)中的自由飛過(guò)程[105](見(jiàn)圖16)，模型長(zhǎng)0.316m，質(zhì)量19.75kg。在總焓分別為4和16MJ/kg時(shí)，對(duì)應(yīng)的總壓分別為14和16MPa，測(cè)量在低焓和高焓條件下模型的軸向力、法向力和俯仰力矩。模型在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，迎角變化范圍為14°～32°。軸向力和法向力在不同焓值條件下的差別很小，高焓條件下的壓心向模型上游移動(dòng)。

圖16 模型下落過(guò)程[105]

4.7 氣動(dòng)光學(xué)研究

光學(xué)制導(dǎo)的高速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時(shí)，受到頭部強(qiáng)激波和壁面氣流黏性干擾，使得混合層氣體密度梯度較大，導(dǎo)致信號(hào)光束發(fā)生波面畸變和偏折。在風(fēng)洞試驗(yàn)中必須復(fù)現(xiàn)引導(dǎo)頭的高溫輻射特性，確定窗口的冷卻需求和主動(dòng)冷卻過(guò)程中帶來(lái)的窗口光學(xué)失效，以及評(píng)估存在轉(zhuǎn)捩混合流、湍流及化學(xué)反應(yīng)流的工況下軌控發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)致的窗口失焦和噴流干擾效應(yīng)。利用全息干涉儀可以在自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞中開(kāi)展THAAD引導(dǎo)頭氣動(dòng)光學(xué)試驗(yàn)[106](見(jiàn)圖17)。T5風(fēng)洞駐室條件為15MJ/kg, 總壓50MPa, 自由來(lái)流超過(guò)5km/s。T5能夠成功復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境，試驗(yàn)觀察到強(qiáng)烈的高溫氣體效應(yīng)。

圖17 THAAD 氣動(dòng)光學(xué)試驗(yàn)[106]

4.8 電磁輻射技術(shù)研究

X2膨脹管利用光譜儀和高速相機(jī)等設(shè)備研究Hayabusa前體1∶10模型防熱罩的輻射現(xiàn)象[107]，防熱罩有2種材料：無(wú)涂層的鋼和涂有環(huán)氧樹(shù)脂的鋼。在高壓儲(chǔ)氣室空氣壓力1.0MPa、壓縮管氦氣壓力30kPa、激波管空氣壓力3.1kPa、加速管空氣壓力10Pa條件下，噴管出口能夠產(chǎn)生約9.8km/s的自由來(lái)流。結(jié)果表明，涂有環(huán)氧樹(shù)脂的鋼模型周圍的燒蝕層中，主要的輻射是由CN 譜帶產(chǎn)生的，而C2Swan譜帶是造成該層中大部分可見(jiàn)光發(fā)射的原因。在無(wú)涂層的鋼模型表面流場(chǎng)中，沒(méi)有C2Swan譜帶輻射，并且CN輻射在模型表面附近大大減少。由于在X2膨脹管獲得了滿意的試驗(yàn)結(jié)果，也為了開(kāi)展更大尺寸模型的試驗(yàn)，昆士蘭大學(xué)對(duì)X3膨脹管進(jìn)行了升級(jí)改造，使之具備測(cè)量電磁輻射的能力[108]。

圖18 利用光學(xué)儀器探測(cè)Hayabusa模型流場(chǎng)示意圖[107]

Fig.18IllustrationoftheconfigurationofopticalinstrumentsusedtoprobetheHayabusaflowfield[107]

4.9 采用光譜測(cè)量技術(shù)的流場(chǎng)診斷

20世紀(jì)80年代開(kāi)始，非接觸式光學(xué)測(cè)量技術(shù)被廣泛應(yīng)用于流場(chǎng)診斷和氣體組分濃度測(cè)量，具有靈敏度高、非接觸與時(shí)空分辨率高等優(yōu)點(diǎn)。目前，用于高焓激波風(fēng)洞測(cè)量的光譜技術(shù)[10]主要有激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)(PLIF)[109]、可調(diào)諧激光二極管吸收光譜技術(shù)(TDLAS)[110]與相干反斯托克斯拉曼散射技術(shù)(CARS)[111]。

4.9.1 PLIF技術(shù)

由于PLIF具有非接觸、高時(shí)空分辨率的特點(diǎn)以及多點(diǎn)、多參數(shù)同時(shí)測(cè)量的優(yōu)勢(shì)，廣泛用于流場(chǎng)顯示和定量測(cè)量，如溫度、濃度、速度和壓力測(cè)量等。T5風(fēng)洞可模擬高度25～40km、飛行馬赫數(shù)10和13的自由來(lái)流環(huán)境。在T5風(fēng)洞利用PLIF方法進(jìn)行了超燃流場(chǎng)診斷[112](見(jiàn)圖19)，基于雙波長(zhǎng)OH- PLIF和高速紋影技術(shù)，獲得氫氧基相對(duì)濃度分布。

(a) 超聲速流場(chǎng)氫氣橫向注入示意圖

4.9.2 TDLAS技術(shù)

TDLAS技術(shù)靈敏度高、結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單且成本低廉，基于光纖技術(shù)，便于組網(wǎng)形成陣列，可實(shí)現(xiàn)不同氣體組分濃度(包括CO2、CO、H2O、HF、CH4等)和溫度場(chǎng)測(cè)量；基于激光多普勒效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)速度和質(zhì)量流量的測(cè)量。T- ADFA風(fēng)洞[113]在總焓13.5MJ/kg、總壓2.96MPa條件下，利用燃燒室出口的溫度測(cè)量結(jié)果，成功獲得超燃的燃燒振蕩現(xiàn)象(見(jiàn)圖20)。

4.9.3 CARS技術(shù)

寬帶CARS技術(shù)實(shí)現(xiàn)了時(shí)間分辨測(cè)量，可測(cè)量不穩(wěn)定的燃燒和實(shí)際火焰。利用寬帶和雙泵浦CARS技術(shù)，可以得到極高的時(shí)間分辨率，能夠測(cè)量高焓風(fēng)洞自由來(lái)流氣體溫度、密度和濃度。圖21所示為總焓8.4MJ/kg、總壓20MPa條件下, 利用CARS技術(shù)測(cè)量T3風(fēng)洞的自由來(lái)流，獲得自由來(lái)流的溫度場(chǎng)，并驗(yàn)證自由來(lái)流是非平衡流。

5 結(jié) 論

自由活塞脈沖風(fēng)洞能夠復(fù)現(xiàn)超高速飛行器的飛行環(huán)境，模擬飛行條件下飛行器的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力以及推進(jìn)系統(tǒng)性能，加之運(yùn)行靈活性好，因而得到廣泛的發(fā)展和應(yīng)用。

(1) Stalker對(duì)自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞的先導(dǎo)性探索，為風(fēng)洞的實(shí)用化奠定了基礎(chǔ)。隨著輕質(zhì)氣體驅(qū)動(dòng)、變截面驅(qū)動(dòng)、定壓驅(qū)動(dòng)、縫合接觸面和污染氣體吸除等技術(shù)的建立，加之自由活塞運(yùn)動(dòng)理論體系的完善，使自由活塞脈沖風(fēng)洞得以成功建設(shè)并實(shí)現(xiàn)大規(guī)模應(yīng)用。

(2) 由于試驗(yàn)氣體離解、電離和輻射的影響，自由活塞激波風(fēng)洞的總焓會(huì)小于25MJ/kg。為了避免反射型激波風(fēng)洞存在的自由流非平衡現(xiàn)象，同時(shí)為了進(jìn)一步提高試驗(yàn)氣體總焓，需要使用自由活塞驅(qū)動(dòng)的膨脹管風(fēng)洞，其總焓能夠超過(guò)40MJ/kg。

(3) 現(xiàn)代測(cè)試技術(shù)和流場(chǎng)診斷技術(shù)的發(fā)展，使得自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞不僅能夠在毫秒量級(jí)的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)開(kāi)展氣動(dòng)熱、表面壓力和熱輻射的測(cè)量，還能利用高靈敏度的天平開(kāi)展氣動(dòng)力的測(cè)量。利用現(xiàn)代測(cè)試和光學(xué)技術(shù)，自由活塞高焓脈沖風(fēng)洞能夠開(kāi)展高焓氣流高溫氣體效應(yīng)、邊界層轉(zhuǎn)捩和氣動(dòng)光學(xué)的研究，還能開(kāi)展模型自由飛試驗(yàn)以及超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒診斷等方面的研究。