高焓膨脹管風(fēng)洞性能調(diào)試試驗研究

龔紅明, 常 雨, 廖振洋, 呂治國, 孔榮宗, 張扣立, 羅義成

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所, 四川綿陽 621000)

引言

超高速地面試驗對于高超聲速推進系統(tǒng)、 高超聲速巡航飛行器、 地球大氣再入以及行星進入飛行器的研究和發(fā)展具有重要支撐作用. 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和反射式激波風(fēng)洞是目前開展高超聲速氣動力/熱試驗研究的主要設(shè)備, 但其速度/焓值模擬能力與實際飛行存在較大差距, 難以滿足高溫真實氣體效應(yīng)等高焓氣動現(xiàn)象的模擬需求, 而膨脹管風(fēng)洞的速度和焓值模擬能力突出, 并且由于運行過程中試驗氣流主要通過非定常膨脹獲得加速, 不經(jīng)歷滯止過程, 因此相比反射式激波風(fēng)洞能夠提供離解度更低的自由來流, 可以更接近甚至復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境.

近幾十年來, 為實現(xiàn)超高速高焓流場模擬, 澳大利亞、 美國、 日本等先后發(fā)展了多座大型膨脹管風(fēng)洞. 澳大利亞昆士蘭大學(xué)在20世紀(jì)八九十年代建設(shè)了膨脹管X1, X2, 并在此基礎(chǔ)上于2001年建設(shè)了更大尺度的膨脹風(fēng)洞X3[1-6], 能夠獲得最高速度8.5 km/s, 最高總焓43 MJ/kg的試驗氣流. 美國卡爾斯潘大學(xué)布法羅研究中心(CUBRC)為開展高溫真實氣體效應(yīng)等高焓試驗研究, 在LENSⅡ激波風(fēng)洞上改造實現(xiàn)了膨脹管模式運行(LENS X)[7], 并在2009年建成大型膨脹管風(fēng)洞LENS XX[8-12], 實現(xiàn)了速度12.2 km/s, 總焓90 MJ/kg的高焓流場模擬. 美國通用應(yīng)用科學(xué)實驗室(GASL)運行的HYPULSE激波/膨脹風(fēng)洞[13-17]在2009年前后進行了性能提升以滿足高焓流場輻射熱流試驗研究, 改造后最高激波速度達到12.5 km/s[18]. 2016年日本宇航中心將HEK自由活塞激波風(fēng)洞改造為HEK-X膨脹管, 以模擬返回艙的高速再入[19-20]. 國內(nèi)膨脹管設(shè)備雖然為數(shù)不多但近年來發(fā)展較快. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院2016年建成的FD-21自由活塞驅(qū)動高焓激波風(fēng)洞設(shè)計時兼顧了膨脹風(fēng)洞運行模式[21-23]. 2019年, 中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)建成高焓膨脹管風(fēng)洞并形成能力[24-27].

本文介紹了CARDC高焓膨脹管風(fēng)洞的性能調(diào)試進展及試驗結(jié)果. 調(diào)試表明, 該風(fēng)洞可模擬氣流速度2.5～11.5 km/s, 最高總焓可達71.7 MJ/kg, 并具有可用的有效試驗時間與良好的流場均勻性.

1 高焓膨脹管風(fēng)洞

1.1 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)組成

高焓膨脹管風(fēng)洞可使用常溫輕質(zhì)氣體驅(qū)動和自由活塞驅(qū)動, 分別用于實現(xiàn)低焓和高焓流場. 風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)如圖1所示, 主要由活塞驅(qū)動段、 第2驅(qū)動段、 被驅(qū)動段、 加速段、 噴管和試驗段組成. 活塞質(zhì)量850 kg, 活塞驅(qū)動段內(nèi)徑600 mm, 其余激波管內(nèi)徑200 mm, 噴管出口直徑800 mm. 試驗段長5 m, 截面為2 m × 2 m. 設(shè)備總長約115 m, 其中被驅(qū)動段和加速段總長40 m, 兩者分段長度可靈活調(diào)整以優(yōu)化匹配. 測量系統(tǒng)配備了高速紋影、 高速數(shù)據(jù)采集、 氣動力/熱測量、 PLIF流場測速以及活塞測速等系統(tǒng). 風(fēng)洞照片如圖2所示.

圖1 高焓膨脹管風(fēng)洞結(jié)構(gòu)

圖2 高焓膨脹管風(fēng)洞照片

1.2 風(fēng)洞運行原理

Trimpi[28]最早對膨脹管流動進行了理論分析, 參考其方法, 高焓膨脹管風(fēng)洞的流動分區(qū)和運行波系如圖3所示. 活塞在儲氣罐氣體驅(qū)動下壓縮管內(nèi)輕質(zhì)氣體, 形成高溫高壓驅(qū)動氣源, 使末端金屬膜片快速破開, 在第2驅(qū)動段內(nèi)形成第1道入射激波, 管內(nèi)初始輕質(zhì)氣體經(jīng)激波壓縮后形成溫度、 壓力和速度均較高的驅(qū)動氣流. 激波到達第2道膜片后使其瞬間破開, 在被驅(qū)動段形成第2道入射激波, 管內(nèi)預(yù)充的試驗氣體(1區(qū))經(jīng)激波壓縮后形成高溫高壓2區(qū)氣流. 當(dāng)2區(qū)氣流達到第3道膜片(輕薄的聚酯膜), 膜片瞬間破開, 在(初始壓力更低的)加速段內(nèi)(10區(qū))形成速度更高的第3道入射激波, 波后為20區(qū)氣流. 第3道膜片破裂同時會形成左行非定常膨脹波, 2區(qū)氣流經(jīng)此非定常膨脹后速度和焓值顯著提高, 溫度降低, 形成5區(qū)氣流. 無噴管情況下(膨脹管模式)5區(qū)即為試驗氣流, 有噴管情況下(膨脹風(fēng)洞模式), 20區(qū)和5區(qū)氣流先后進入噴管, 經(jīng)定常膨脹后進入試驗段, 其中5區(qū)膨脹形成6區(qū)試驗氣流. 6區(qū)比5區(qū)氣流略有提速, 徑向均勻區(qū)范圍顯著增加.

常溫輕質(zhì)氣體驅(qū)動是利用除活塞驅(qū)動段外的其余部段運行: 在第2驅(qū)動段充高壓輕質(zhì)氣體作為驅(qū)動氣體, 在被驅(qū)動段充試驗氣體, 加速段仍保持低壓. 兩道膜片破裂后依次在被驅(qū)動段和加速段形成兩道入射激波及非定常膨脹波, 仍按圖3分區(qū), 以5區(qū)(膨脹管模式)或6區(qū)(膨脹風(fēng)洞模式)為試驗氣流. 相比活塞驅(qū)動更快捷簡便, 主要用于低焓流場狀態(tài).

圖3 活塞驅(qū)動膨脹管風(fēng)洞運行波系簡圖

2 風(fēng)洞調(diào)試方法

2.1 流場測量方法

調(diào)試試驗中主要測量被驅(qū)動段、 加速段的管壁靜壓和激波速度, 以及加速段出口或噴管出口流場的Pitot壓力. 20區(qū)/5區(qū)靜壓較低, 如高焓狀態(tài)下通常約幾千帕, 但后續(xù)來流壓力可能高出數(shù)倍甚至數(shù)十倍, 因此須小心選用適當(dāng)量程和靈敏度的傳感器, 以可靠測量靜壓且能承受一定的高壓. 壓力傳感器響應(yīng)速度應(yīng)足夠快， 例如上升時間應(yīng)不大于2 μs， 以準(zhǔn)確測量激波的到達時刻， 獲取激波速度.

Pitot壓力可用于中低焓值狀態(tài)下區(qū)分20區(qū)和5區(qū)氣流, 也是膨脹風(fēng)洞模式下計算自由流參數(shù)的重要輸入?yún)?shù). 高焓流場中測量Pitot壓力相對困難, 既要保護壓力傳感器不受流場中高動能雜質(zhì)粒子的撞擊而損壞, 還要能快速響應(yīng)并耐受高溫氣體的加熱. 為此在常規(guī)Pitot探頭內(nèi)部設(shè)計了一種保護裝置. 保護裝置會降低探頭的響應(yīng)速度, 但可根據(jù)測量效果調(diào)節(jié)保護裝置的通孔孔徑及數(shù)量. 圖4為帶保護裝置與不帶保護裝置(傳感器在探頭端面平齊安裝, 直接面對來流)條件下在加速段出口測量的Pitot壓力曲線. 可見, 保護裝置確實降低了探頭對氣流到達的感應(yīng)速度, 不能測量首先到達的20區(qū)氣流的Pitot壓力, 但在所關(guān)心的5區(qū)試驗時間內(nèi)仍能獲得可靠的測量結(jié)果, 與無保護探頭測量結(jié)果的差異在1%以內(nèi).

圖4 帶與不帶保護裝置的Pitot探頭壓力測量對比

2.2 流場參數(shù)理論計算方法

建立了適用于高焓膨脹管風(fēng)洞的流場參數(shù)理論計算方法, 以風(fēng)洞初始參數(shù)和運行測量參數(shù)為輸入, 計算膨脹管模式5區(qū)及膨脹風(fēng)洞模式6區(qū)試驗氣流參數(shù). 其中主要包括跨運動激波參數(shù)計算、 非定常膨脹流動計算以及噴管定常膨脹流動計算.

2區(qū)和20區(qū)氣流參數(shù)通過求解運動激波間斷守恒方程(1)～(4)獲得, 其中高溫氣體狀態(tài)方程(4)按高溫平衡空氣模型計算.

ρ1us=ρ2(us-u2)

(1)

(2)

(3)

p=p(ρ,h)

(4)

式中, 下標(biāo)1， 2分別表示波前和波后,us為激波速度.

2區(qū)氣流經(jīng)過等熵非定常膨脹形成5區(qū), 熵不變, 即s5=s2, 同時兩區(qū)之間滿足接觸相容關(guān)系, 速度和壓力分別相等, 即u5=u20,p5=p20.p20可測量, 利用p5和s5可獲得5區(qū)其他熱力學(xué)參數(shù). 當(dāng)激波速度很快時, 考慮到管壁邊界層導(dǎo)致接觸面加速, 可認(rèn)為u5近似等于激波速度us, 即2區(qū)氣流從速度u2膨脹到u5, 則可按(5)式非定常等熵膨脹關(guān)系計算焓值h5, 由h5和s5可得5區(qū)其他熱力學(xué)參數(shù).

(5)

計算噴管出口流場參數(shù)時考慮圖5所示的流動模型. 設(shè)5區(qū)氣流經(jīng)噴管等熵定常膨脹形成6區(qū), Pitot探頭脫體正激波波后近下游為6k區(qū), 6k區(qū)與6區(qū)之間滿足正激波間斷守恒, 6k區(qū)到探頭駐點(7區(qū))的流動近似為等熵滯止過程. 利用已知的5區(qū)氣流參數(shù)和測量的Pitot壓力(7區(qū)壓力), 根據(jù)總焓不變、 激波間斷守恒及等熵關(guān)系, 結(jié)合高溫空氣狀態(tài)方程, 可迭代求解6區(qū)氣流參數(shù).

圖5 噴管和試驗段流動分區(qū)示意圖

采用11組分高溫空氣模型計算氣流平衡組分和熱力學(xué)參數(shù). 組分為O2， N2， O， N， NO， NO+， e-， N+， O+， Ar和Ar+, 采用文獻[29]的熱力學(xué)數(shù)據(jù)和Prabhu等[30]提出的快速迭代算法求解.

以上計算方法將跨激波流動視為平衡過程, 將非定常膨脹及噴管定常膨脹視為平衡或凍結(jié)流動計算. 雖然忽略了實際存在的熱化學(xué)非平衡效應(yīng), 但對于評估風(fēng)洞性能, 即所關(guān)注的氣流速度和總焓而言影響較小, 重要的是該方法能夠在每次試驗后快速給出流場參數(shù).

3 調(diào)試結(jié)果及分析

膨脹管模式與膨脹風(fēng)洞模式分別以5區(qū)和6區(qū)作為試驗氣流, 從試驗?zāi)M和設(shè)備運行角度兩種模式均有必要. 例如, 相同焓值狀態(tài)下5區(qū)氣流密度比6區(qū)高得多,ρL模擬能力強于6區(qū). 此外, 低焓狀態(tài)下為限制激波速度, 通常加速段與試驗段初始壓力較高, 若按膨脹風(fēng)洞模式運行可能會因靜壓過低導(dǎo)致噴管啟動困難不能獲得有效的6區(qū)流場, 此時需要以5區(qū)作為試驗氣流.

3.1 膨脹管模式低焓狀態(tài)調(diào)試

膨脹管風(fēng)洞在低速狀態(tài)下有效試驗時間相對較長. 為考察可實現(xiàn)的最長有效試驗時間， 以常溫氦氣驅(qū)動進行調(diào)試. 使用一段長5 m的激波管替代噴管， 加速段總長30 m. 初始條件為: 驅(qū)動段壓力20 MPa, 被驅(qū)動段壓力 15 kPa, 加速段壓力280 Pa. 圖6所示為加速段管壁測點的靜壓曲線(x以圖3所示原點為起點), 圖7為被驅(qū)動段與加速段的激波速度分布.

圖6 膨脹管加速段管壁靜壓測量曲線

由圖6可見, 沿加速段流向, 波后壓力平臺持續(xù)時間逐漸增加. 靜壓曲線的壓力平臺表明20區(qū)氣流經(jīng)過， 壓力平臺尾段的波動表明接觸區(qū)氣流到達， 之后5區(qū)氣流到達. 受管壁邊界層影響5區(qū)壓力有一定程度的爬升. 5區(qū)氣流之后是更高壓力的左行膨脹波區(qū)氣流. 由圖7可見, 由于邊界層黏性影響, 激波沿管長有一定衰減, 其中被驅(qū)動段激波速度不超過2 km/s, 因此2區(qū)氣流基本無離解, 而加速段末端激波速度為2.91 km/s.

圖7 被驅(qū)動段與加速段激波速度分布

圖8展示了加速段出口Pitot壓力曲線(以20區(qū)Pitot壓力為參考無量綱化)， 圖中同時給出了加速段末端管壁靜壓曲線(以20區(qū)靜壓為參考無量綱化， 起始時刻調(diào)整到與Pitot壓力相同). 由Pitot壓力可明顯區(qū)分5區(qū)與20區(qū): 5區(qū)與20區(qū)靜壓、 速度基本相同, 但5區(qū)溫度更低、 Mach數(shù)更高, 因此Pitot壓力更高. 如圖中標(biāo)注, Pitot壓力的兩次躍升分別表示激波和接觸面到達, 兩次躍升后的壓力平臺依次為20區(qū)和5區(qū), 5區(qū)之后是非定常膨脹波區(qū). 這與從靜壓曲線識別的流動分區(qū)一致, 但更清晰. Pitot壓力表明5區(qū)試驗氣流有效時間達到約 1.1 ms. 與此相比, 理論計算的20區(qū)和5區(qū)持續(xù)時間偏長, 這是未能考慮氣流因為進入邊界層引起的質(zhì)量損失所致, 通常這種差異在加速段初始壓力較高的低焓狀態(tài)下更加顯著. 根據(jù)前述計算方法, 該狀態(tài)下5區(qū)氣流速度為2.54 km/s, 靜溫702 K, 靜壓 18.5 kPa, 密度 0.087 kg/m3, 總焓 3.9 MJ/kg.

圖8 膨脹管加速段出口Pitot壓力測量曲線

3.2 膨脹管模式高焓狀態(tài)調(diào)試

在活塞驅(qū)動膨脹管模式下進行了高焓狀態(tài)調(diào)試. 初始條件為: 活塞壓縮管壓力30 kPa(He), 破膜壓力39.8 MPa; 第2驅(qū)動段壓力101 kPa(He), 被驅(qū)動段壓力1.6 kPa, 加速段壓力5 Pa. 圖9～11分別展示了加速段管壁靜壓測量曲線、 被驅(qū)動段與加速段激波速度分布以及加速段出口Pitot壓力測量曲線. 由圖9可見, 沿加速段流向, 波后壓力平臺的延長表明20區(qū)及5區(qū)持續(xù)時間逐漸增加. 在5區(qū)平臺的后段, 由于接觸面反射稀疏波頭追趕導(dǎo)致壓力下降, 其后由于膨脹波尾到達而壓力升高. 圖10中, 被驅(qū)動段末端激波速度4.32 km/s, 加速段末端激波速度8.49 km/s. 該狀態(tài)2區(qū)氣流溫度較高, 在后續(xù)非定常膨脹過程中氣流溫度顯著降低, 由此帶來一定程度的熱化學(xué)非平衡. 這在調(diào)試模型試驗的流場時應(yīng)通過運行參數(shù)匹配進行優(yōu)化或予以仔細(xì)評估.

圖9 膨脹管加速段管壁靜壓測量曲線

圖10 被驅(qū)動段與加速段激波速度分布

圖11中, 由于加速段初始壓力極低, 20區(qū)氣流持續(xù)時間極短(僅幾十微秒), Pitot壓力也很低, 因此在Pitot壓力測量曲線上20區(qū)已淹沒于探頭響應(yīng)過程. 如圖所示, 5區(qū)有效時間約390 μs, Pitot壓力測量值也與理論計算值相符. 此外, 理論計算的接觸面反射膨脹波頭到達時刻也與5區(qū)Pitot壓力及靜壓開始降低的時刻基本相符.

圖11 膨脹管加速段出口Pitot壓力測量曲線

按前述方法計算, 該狀態(tài)5區(qū)氣流速度8.03 km/s, 靜溫2 574 K, 靜壓2.1 kPa, 密度2.7×10-3kg/m3, 總焓36.1 MJ/kg.

3.3 膨脹風(fēng)洞模式高焓狀態(tài)調(diào)試

在膨脹風(fēng)洞模式開展了設(shè)備極限高焓狀態(tài)調(diào)試, 獲得速度達到11.5 km/s的流場. 初始條件為: 活塞壓縮管壓力50 kPa(He), 破膜壓力77 MPa; 第2驅(qū)動段壓力101 kPa(He), 被驅(qū)動段壓力 1.6 kPa, 加速段壓力2 Pa. 圖12展示了激波速度分布, 圖13為噴管出口截面不同徑向位置的Pitot壓力曲線, 圖14為噴管出口截面Pitot壓力徑向分布.

圖12 被驅(qū)動段加速段激波速度分布

圖13 噴管出口Pitot壓力測量曲線

圖14 噴管出口Pitot壓力徑向分布

由圖12可見加速段激波速度衰減相對較小, 表明該狀態(tài)下邊界層影響相對較弱, 末端激波速度達到12.21 km/s. 由圖13可見, 在噴管出口截面, 沿噴管徑向, 流場建立時間逐漸延后, 有效持續(xù)時間逐漸變短, 這是由于噴管啟動過程及噴管邊界層發(fā)展的影響, 但整體而言噴管出口流場仍有約150 μs 的有效試驗時間, 該區(qū)間的截止時刻與加速段5區(qū)靜壓變化特性一致. 圖14表明, 在噴管出口截面, 可供模型試驗的徑向流場均勻區(qū)范圍約φ240 mm. 根據(jù)校測參數(shù), 計算得到噴管出口(6區(qū))自由流速度11.5 km/s, 靜溫2 340 K, 靜壓 117 Pa, 密度1.5×10-4kg/m3, 總焓71.7 MJ/kg.

高焓狀態(tài)下氣流速度和總焓的理論計算結(jié)果受熱化學(xué)模型的影響小, 但氣流溫度、 密度等參數(shù)受此影響較顯著, 不確定度相對較大. 對于開展模型試驗而言, 須更準(zhǔn)確地評估流場特性和確定各項自由流參數(shù), 對此通常的辦法是結(jié)合一維分析及軸對稱CFD模擬, 以及能夠直接測量溫度、 密度及組分等參數(shù)的非接觸測量技術(shù)進行綜合診斷.

3.4 高焓膨脹管風(fēng)洞的模擬能力

根據(jù)調(diào)試結(jié)果和計算分析, 初步得到高焓膨脹管風(fēng)洞的速度-高度模擬包絡(luò)如圖15所示. 可見, 與激波風(fēng)洞(如CARDC的FD-14A、 美國LENSⅠ)相比, 膨脹管風(fēng)洞大幅拓展了地面試驗設(shè)備的速度模擬范圍. 同時可見, 高焓膨脹管風(fēng)洞的速度(焓值)模擬能力也與世界先進膨脹管風(fēng)洞LENS XX的模擬能力基本相當(dāng).

圖15 高焓膨脹管風(fēng)洞速度-高度模擬能力

4 結(jié)論

對CARDC新建的高焓膨脹風(fēng)洞開展了性能調(diào)試試驗研究， 試驗結(jié)果表明， 通過兩種驅(qū)動方式及適當(dāng)?shù)某跏紬l件匹配， 風(fēng)洞可實現(xiàn)氣流速度2.5～11.5 km/s的流場模擬. 在速度11.5 km/s、 總焓71.7 MJ/kg 狀態(tài)下，均勻區(qū)直徑約φ240 mm， 有效試驗時間達到150 μs， 較低焓值狀態(tài)下能夠獲得相對更長的有效試驗時間. 出色的速度模擬使得該風(fēng)洞具備高溫真實氣體效應(yīng)、 高溫流場輻射加熱等模擬能力， 能夠為我國軌道航天器及探月返回器再入、 行星探測器進入與返回再入， 以及未來極高速飛行器的高焓流動研究提供有效的地面試驗平臺.