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JF12高超声速激波风洞(6)
    时间:2015-5-25     点击率:21330

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(6

好马需要配置什么样的好鞍 

俗话说:好马配好鞍。LHD在姜宗林研究员的主持下,面向国家重大项目和学科研究需求,利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法,并进一步提出了激波管缝合运行、喷管起动激波干扰的弱化、高压爆轰驱动、二次波运动及其控制等一系列激波风洞创新技术,研制成功了国际首座可复现25~40 km高空、马赫数5~9飞行条件、喷管出口直径Φ2.5/Φ1.5m、试验气体为洁净空气、试验时间超过100 ms的超大型高超声速激波风洞,JF12爆轰驱动高焓激波风洞在整体性能上已处于国际领先水平。我们已经有了一匹“好马”,能够产生复现真实飞行条件的试验气流。但是,只有给它配置“好鞍”(包括传感器等一整套测试系统),才能完成试验、获得数据。LHD研究团队在发展高超声速激波风洞的测试技术方面也实现创新跨越。  

正如LHD研究团队在研制立项时所指出的,我国高超声速气动试验的研究面临着一系列的学科难题:

(1)   洁净空气介质中超声速燃烧规律;

(2)   高超声速流动气动模拟实验的多尺度效应;

(3)   高温气体效应对高超声速流动气动力/气动热的影响规律;

(4)   高超声速飞行器外部与发动机内部流动相互作用规律;

(5)   高超声速绕流产生的空天飞行器光电特征。 

这些问题的解决要求开展地面模拟实验研究,而且要求地面模拟试验能复现真实的飞行条件,这就对目前的气体动力学实验装备提出了挑战。面对这一挑战,LHD的中青年科学家们坚持沿着俞鸿儒院士关于爆轰驱动的原创性思路不断创新,通过四年的不懈努力,终于建成了一座世界上独一无二的新型激波风洞。然而,如何利用JF12高超声速激波风洞来开展国家重大项目与学科前沿研究呢?不言而喻,对于航空航天领域来说,测量飞行器所承受的气动力与气动热是最基本的任务,因为气动力/气动热数据是飞行器的气动布局和防热系统设计的科学依据。然而,真实飞行条件下气动热/气动热的试验测量技术发展极具挑战性。难怪气动界的科学家们都认为实现真实飞行条件下飞行器/发动机一体化试验(参见图1)是一道世界性难题。

1  高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化风洞试验的示意

这里,LHD研究团队首先遇到在冲击载荷大、热环境严酷的条件下,如何确保传感器、测试仪表生存与运行的技术问题。例如,在JF12风洞模拟飞行高度40km、飞行马赫数7、来流总温2250K的试验中,就发生了模型测热传感器与试验皮托耙损坏的情况(参见图2,3)。 

2  模型测热传感器受损的照片 

3  试验皮托耙受损的照片 

除了上述测试系统安全运行的问题外,作为一种脉冲型的气动实验装置,激波风洞在气动力/气动热的测量与数据获取等方面也存在一系列的困难。对于气动力测量,其难点在于:(1)高超声速试验要求模型尺度足够大,这样,天平系统既需要满足气动载荷和模型重量的刚度要求,又必须具有尽可能高的柔度以保证测量精度。这是一对既对立又统一的矛盾;(2)流场冲击载荷和测力系统的惯性信号特征时间与有效试验时间处于同一量级,精确分离十分困难。图4给出一些研究者在传统激波风洞中得到的原始法向力信号,由于试验时间短、测力系统干扰强,数据的处理相当困难。

4  传统激波风洞中得到的原始法向力信号的两个典型曲线 

针对上述这些问题,LHD研究团队利用大实验舱的特点,设计了5吨重的载荷模型支撑系统,大大提高了支撑刚度(参见图5)。他们又利用长时间的优势,通过计算模拟,优化天平设计,降低了天平最低自振频率要求,提高了灵敏度(参见图6)。而且,他们还建立模型/天平/支撑系统的数学模型,通过计算模拟,获得气动力测量系统自振频率,为数据分离处理提供了依据。(参见图7)。此外,他们提出了信号分离技术,从而进一步提高了气动力的测量精度。 

5  JF12载荷模型支撑系统

6  天平优化设计的计算机模拟

7  模型/天平/支撑系统的计算机模拟 

正是应用了优化的测力系统,JF12给出了大尺度模型的高精度测力结果(参见图8)。图8包括了轴向力(Axial force)、法向力(Normal force)和俯仰力矩(Pitching moment)的测量信号。LHD研究团队应用JF12风洞首次试验确认了在高总温条件下真实气体效应对气动力的影响。图9则给出了不同风洞获得的法向力试验结果对比,这个对比研究表明了JF12的测试结果与国外的Langley等部门大型风洞的测试结果有很好的一致性。所以,可以说,JF12风洞大模型气动力试验取得了成功。

8  JF12风洞气动力测量的典型曲线

   

9法向力测试结果对比研究 

气动热测量的情况类似,其难点在于高温和高速环境下传感器如何获得可靠的测量结果?特别是,目前现有的传感器测量误差高达20%,不仅精度低而且散差大,图10是国外研究者发表的圆柱表面热流分布的试验结果。因此,JF12的研究团队提出了新型传感器的研制目标,不仅要提高测量精度与敏感性,而且要提高抗冲刷和抗高温的能力。对于同轴热电偶的研制,他们通过改变热电偶两极材料、提高装配精度等途径,缩短了响应时间,提高了灵敏度。该同轴热电偶传感器的标定表明:重复性和一致性误差<6%,敏感性提高50倍。在风洞吹风试验中,新型热流传感器的表现卓越:所有传感器完好无损,可重复使用;测量数据具有很好的可信度。图11是利用LHD所研制的新型热流传感器在JF12获取的热流随时间的变化曲线。其中左图(a)是7个不同传感器测得的热流曲线,表明了新型传感器的一致性很好;而右图(b)则是同一个传感器在两次不同吹风试验中测得的热流曲线,表明了新型传感器的重复性也很好。  

10  典型的圆柱表面热流分布的试验结果

a                                   b

11  LHD研制的新型热流传感器在JF12取得的实测曲线 

为了进一步确认JF12气动热测量的可靠性,LHD研究团队针对模拟试验的实际条件(高度40km,马赫数7,总温2250K)和模型的几何尺寸,进行了数值模拟计算。图12给出了试验测量结果与理论的比较,二者相符一致。从而验证了新型热流传感器可以给出可信的测量结果。

12  模型表面热流分布的理论计算与模拟试验比较 

通过这个系列介绍,可以对于LHD研制成功的JF12高超声速激波风洞总结下述几点结论:

1)发展了爆轰驱动方法,提出了系列高超声速风洞新技术,独立设计并研制成功了国际上首座可复现高超声速飞行条件的超大型激波风洞,其整体性能全面、大幅超越国际上同类装置的水平,解决了急待突破的世界性难题;

2)发展了高超声速风洞测量技术,解决了测量技术的重要困难问题,提高了试验结果的精度与可靠性,为我国中长期重大项目的关键技术突破,学科基础研究提供了支撑性数据。

(3)创立了一类以爆轰驱动为特色的新型激波风洞技术,开创了我国大型气动实验装备由仿制走向创新研制的先例,在国际百年风洞发展史,成就第一个“中国”风洞,形成了重要的国际影响

 (王柏懿撰文)