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JF12高超声速激波风洞(1)
    时间:2014-5-23     点击率:24266

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20081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(1

为什么要研制JF12风洞?

 

众所周知,研发先进的空天飞行器是国家强盛的一项重要举措。早在百年前,孙中山先生就喊出了“航空救国”口号,钱学森、郭永怀、林同骥、李敏华等力学大师们为实现这一理想而奉献了终生,中国的航天航空事业取得了引人瞩目的辉煌成就。纵观世界,航空百年,从开始蹒跚学步到追寻高超声速飞行,经历了艰辛的过程:不断挑战,不断攻坚。在新的世纪里,人类将追求航空航天技术融合的实现。大家知道,航空技术是利用航空发动机(包括喷气式)驱动飞机在大气中飞行,而传统的航天技术是利用火箭驱动导弹、卫星在大气及太空中飞行。当然,上世纪后期,美国研发了航天飞机来载人、运货,这是航天航空技术融合的一种尝试,目的是可以实现天地往返并且重复使用,以期降低航天发射的费用。但它采用的是垂直起飞、水平降落模式,所以起飞时仍依靠火箭推动升空,返回时则依靠飞机滑翔到达地面(参见图12)。

 

1  航天飞机发射

 

2  航天飞机返回

 

    尽管由于种种原因,美国的航天飞机已经停飞了。但是,进入空天一直是人类探求的目标,它不仅是国家安全的需求,也是社会发展的需求。发展“空天飞行器”能不断提高人类“进入空天”、“探索空天”和“利用空天”的能力,因此它是一种国际性航空航天工业发展战略需求。不难设想,对于这类空天飞行器,基本要求是长航距、高速度。例如,科学家们目前对于研发先进的空天飞行器,提出了两小时内全球到达并具备远程机动能力的指标,还给出了各种概念设计(参见图3)。

 

 

 

3  先进的空天飞行器概念

 

2003年,美国的国防部(DoD)和航空航天局(NASA)联合提出了国家空天发展的启动规划(National Aerospace Initiative,简称NAI),其中以高超声速(Hypersonics)、空间进入(Space Access)、空间技术(Space Technology)为三大支柱,通过三者的融合,达到具有远程攻击、两级入轨和轨道机动的能力,实现控制太空的目的。 同年12月,相关的专家委员会就进行了论证,并提出了美国高超声速技术现状与发展路线图(Hypersonic Technology Status and Development Roadmap)。

这个报告特别提到:地面试验装备能力的提升是高超声速飞行器技术突破的关键。因为任何新型飞行器上天之前,都必须进行大量的地面试验,其中有关气动性能的参数都是在风洞试验中获取的。然而,对于先进的空天飞行器,目前已有的地面风洞已经不能完全满足实验要求了。换言之,这就是说:先进的飞行器需要先进的试验风洞。上述报告指出,先进的地面试验风洞亟需具备以下两种能力:(1)马赫数8以上推进技术的试验能力;(2)大尺度、一体化热结构试验能力。对于马赫数的要求,我们不难理解,因为空天飞行器要求高速度。气动力学家一般把飞行速度超过声速5倍(即马赫数5)称作高超声速飞行。至于第(1)项要求涉及的高超声速推进技术试验能力,和先进空天飞行器的动力有关,目前科学家们在致力于研发一种吸气式的超声速燃烧冲压发动机,这种发动机要求与整个飞行器进行一体化设计。因此,和常规的航空发动机相比,这项推进技术难度很大,需要大量的地面试验来支撑。当然,这个问题超越了本文范围,故这里不再赘述,有兴趣的读者可以参阅刊载在下期《力学园地》的俞刚研究员的文章“高超声速吸气式推进简介”( 发布在“前沿动态”栏目中)。图4美国在NASA-LaRC风洞内测试X-51A高超声速飞行器发动机性能的照片。

 

 4  超声速燃烧冲压发动机的风洞试验

 

综上所述,大家就明瞭了高超声速科技是未来航空航天工业的基石,是国家空天安全的支柱,它对于国民经济的发展、国家权益的保障具有重大战略意义。为了突破高超声速飞行器的技术关键,力学所的高温气体动力学国家重点实验室在20081月正式启动了“复现高超声速飞行条件激波风洞”项目,2012年该风洞研制成功并接受了验收。目前,它被正式命名为JF12风洞。基于国家重大科技研发和学科基础研究的需求该激波风洞达到的主要性能指标如下:

(1) 试验气流总温:       15003500K

(2) 试验气流总压:       212MPa

(3) 试验气流马赫数范围: 59

(4) 风洞喷管出口直径:   Φ2.5m

(5) 有效试验时间:       100ms

    这个新型激波风洞由主体系统和附属系统两部分组成(其结构示意图如图5所示),风洞总长265,总重量约1000吨。风洞主体系统由爆轰驱动段、被驱动段、喷管、试验测试段、真空容器、卸爆段、三个夹膜机构、轨道支架及其液压驱动系统、模型支撑系统等部分组成。风洞附属系统则由真空系统、高压气源系统、管体气源配送和控制系统、监控通讯和报警系统、设备和试验参数测试采集系统、光学测试系统等部分组成。

5 复现高超声速飞行条件激波风洞结构示意图

                                                            

 

 (王柏懿撰文)