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JF12高超声速激波风洞(4)
    时间:2015-1-22     点击率:21644

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(4

 如何增加激波风洞的试验时间

 

如前所说,激波风洞是一种标准的高超声速地面实验装置,可以产生高焓高速实验气流。 但是,通常的激波风洞有一个“致命”的缺点,就是试验时间太短,一般在10毫秒量级。而对于高超声速飞行器研究而言,特别是对于高超声速推进技术的研究,需要具有长试验时间的地面模拟设备。JF12爆轰驱动高焓激波风洞的试验时间达到了100毫秒,它是如何实现这个目标的呢?

 

研究表明,决定激波风洞试验时间的长短,有三个涉及到激波动力学的关键问题:(1)要满足缝合条件,消除驱动气体与试验气体的交界面(即接触面)处的激波反射;(2)要消除激波管末端处的激波-边界层干扰;(3)要减少喷管起动激波对试验流场的干扰。图1中标示出在激波风洞运行过程中可用于稳态模型试验的时间。这里,坐标原点0位于驱动段(Driver)和被驱动段(Driven tube)交界处,图中示出了入射激波(Incident shock)、接触面(Interface)、反射激波(Reflected shock)、膨胀波波尾(Expansion tail)和反射膨胀波波头(Reflected expansion head)等运行波系。在研制JF12风洞的过程中,先后发展了界面缝合技术、激波边界层干扰控制技术和喷管起动激波干扰弱化技术等三项技术,从而实现了长试验时间(大于100毫秒)的目标。

 

1  爆轰驱动激波风洞运行波系图

 

从物理上来看,爆轰驱动激波风洞运行界面缝合技术实质是一个驱动气体与试验气体声阻抗匹配的问题,要使得反射波与接触面相遇时完全透视。所以,对于界面缝合条件的解决策略,可以考虑两个方面:(1)对于不同试验状态,调节驱动气体组分,改变爆轰后燃气物性参数,以期控制声阻抗;(2)利用定常/非定常膨胀的结合,改变爆轰后的燃气温度,以期调整声速。

 

对于策略1LHD进行了不同组分和不同配比的试验,包括采用氢氧混合气体(H2:O2=2:1)和乙炔/空气混合气体(C2H2:O2:N2=1:2.5:5)。图2给出了试验结果,它们表明:在相应的实验条件下(参见图中所示),应用乙炔/空气混合气体可以比应用氢氧混合气体获得更长的有效试验时间,即前者约为7毫秒而后者约为4毫秒。而且,前者获得的试验气流具有更高的雷诺数(约为4108/米),因而应用乙炔/空气混合产生爆轰在进行高雷诺数的气动试验方面具有更明显的优势。

 

2  爆轰气体的组分与配比对驻室压力平稳性的影响 

对于策略2,依据俞鸿儒提出的“小驱大”思想,LHD采用了变截面技术来实现爆轰产物的有效膨胀,使其热力学参数降低到满足缝合条件的状态。图3是这种“小驱大”爆轰驱动激波管的运行波系图,可以看到缝合条件得到了满足,但又会出现二次波的问题,它可能干扰激波风洞驻室的状态。进一步的实验研究表明,如果应用适当的膨胀过程来控制二次波强度,那么由于粘性等影响,二次波最终可以发散成为一系列的膨胀波,从而大大降低其对驻室气源状态的干扰。

 

3 “小驱大”爆轰驱动激波管运行波系图

 

正是采用了上述策略,JF12风洞很好地达到了缝合状态。图45分别给出非缝合与缝合状态下激波风洞驻室压力随时间的变化。可以看到,在非缝合状态下驻室压力的稳定性差,而缝合状态下的稳定性则提高了许多。

 

4  非缝合状态下驻室压力曲线

5  缝合状态下驻室压力曲线

关于激波-边界层干扰问题,其物理机制在于:由于边界层内外的流动速度不同,会在气流内导致三激波结构;此外,激波与边界层作用会诱导边界层分离,从而导致驱动气体与试验气体的掺混。图6给出在三个相继的时刻,激波风洞中气体的组分分布情况,其中蓝色表示驱动气体的质量分数,红色则表示试验气体的质量分数。这个数值模拟结果表明了试验气体的确被污染了。

            

a

           

      (b

            

      (c

6  激波风洞中试验气体被污染的过程

解决这个问题的方法是在被驱动段的末端附加隔离环,以此来抑止边界层的发展,隔断驱动气体的通道,以期延迟试验气体与驱动气体的掺混(参见图7)。研究表明,采用上述附加隔离环的控制技术,可以使试验时间增加60%。

7  附加隔离环的被驱动段末端结构示意图

关于喷管起动激波干扰的弱化技术,通过分析明确了其物理问题在于喷管起动激波在真空段的壁面上反射,反射波以大约1000/秒的速度向上游传播,从而干扰试验流场。为了减少这种干扰,常规激波风洞采用增加真空段长度的办法。如果是采用这种方案,那么对于JF12风洞的情况,便需要建造一个长度为100米的真空段。这样,不仅浪费资源,而且受到实验室空间布局的限制。为此,LHD研究团队考虑了两种解决方案:(1方案1是采用E型配置分流结构,以此来增加激波传播距离并强化激波耗散;(2)方案2是在真空段尾端加装导流片,形成侧向反射波,弱化流向反射波。

对于这两种设计方案,研究团队进行了数值模拟计算(参见图6)。结果表明,对于第1种方案,真空段体积为296.6立方米,稳定试验时间为172秒;而对于第2种方案,真空段体积为294.5立方米,稳定试验时间为159秒。最后,综合两种方案的优势,形成了真空段的优化结构,JF12真空段的长度仅30米。

          图8  喷管起动激波在不同结构真空段内反射与传播过程

                     

   本文简单介绍了LHD研究团队为了增加激波风洞的试验时间所做的努力,正是由于解决了激波风洞试验时间短的问题,达到了JF12 具备100毫秒有效试验时间的目标,才使得它受到国际航天界的关注。从这里可以看到:要抓住关键问题,深入细致地探求问题的实质所在,不断寻求创新途径,才能解决问题达到新的科学高峰。

(王柏懿撰文)