卡爾斯潘公司高超聲速脈沖設備建設歷程分析

呂治國,李國君,趙榮娟,羅義成,孔榮宗,鐘 涌,姜 華

(1.西安交通大學能動學院,西安 710049; 2.中國空氣動力研究與發展中心超高速所,四川 綿陽 621000)

0 引 言

美國紐約的卡爾斯潘大學巴佛羅研究中心(Calspan-University at Buffalo Research Center， CUBRC)是一個世界著名的高超聲速地面模擬試驗研究中心，也是現在美國軍方氣動熱和氣動光學評估中心(Aerothermal and Aero-Optics Evaluation Center)的依托單位，這個研究中心也被稱為卡爾斯潘公司。它前身是位于紐約巴佛羅的柯蒂斯-萊特航空器研究實驗室，二戰后隨著柯蒂斯-萊特工廠的關閉，重新成立了一個附屬于康奈爾大學的非盈利性研究機構，即康奈爾航空實驗室。在1972年，康奈爾重組了盈利性質的卡爾斯潘公司，在接下來數年中，卡爾斯潘公司多次易主和改名，先后隸屬于空間工業、綠色顏料工業和通用動力公司等。2005年，宇航運輸業務從通用動力公司剝離出來并獲得了獨立的法人資格，董事會恢復了卡爾斯潘公司的名稱，并將業務集中在運輸、宇航試驗以及與安全相關的技術服務領域[1]。

為了適應美國高超聲速不同研究目的的需要，從上世紀50年代起，卡爾斯潘公司先后建造了6座激波風洞和2座膨脹管風洞等脈沖設備，這些設備參數及性能如表1所示。本文重點介紹和分析卡爾斯潘公司后來發展的2座世界級激波風洞(LENS Ⅰ 和LENS Ⅱ)和2座膨脹管風洞( LENS X 和LENS XX)等脈沖設備的建設背景以及可以承擔的試驗研究項目情況，希望可以對我國脈沖設備建設、試驗測試技術發展提供有益的參考和借鑒。

表1 美國卡爾斯潘公司設備參數及其性能表

1 激波風洞與膨脹管風洞運行原理

1.1激波風洞運行原理

激波風洞是目前使用最多的高超聲速脈沖型風洞，設備由驅動段、被驅動段、噴管、試驗段和真空箱組成。其運行原理如下：首先，在激波管的驅動段充入高壓輕質氣體，還可以采用加熱的方式提高驅動能力；在被驅動段充入試驗氣體，當驅動氣體的壓力達到一定值時，控制主膜片破裂，這個過程產生的激波向被驅動段中試驗氣體傳播，膨脹波向驅動氣體傳播；向下游傳播的激波在被驅動段末端的噴管喉道前被反射，然后向上游傳播，被壓縮后的試驗氣體達到高溫高壓的滯止狀態；當被驅動段與噴管之間的膜片破裂后，試驗氣體通過噴管膨脹后達到試驗狀態。

1.2高焓膨脹管風洞運行原理

高焓膨脹管風洞與激波風洞的結構類似，主要區別是在被驅動段和噴管之間增加了一段加速段。以常規運行的最簡單膨脹管為例，其運行過程如下：設備準備過程中，分別在驅動段中充入高壓驅動氣體，在被驅動段中充入低壓試驗氣體，在膨脹加速段中充入極低壓力的加速氣體或者直接通過抽真空的方式保留一定壓力的氣體；當驅動氣體壓力達到一定值時，控制主膜片(金屬膜片)破裂，在試驗氣體中立即產生第1道激波使試驗氣體的溫度和壓力升高，試驗氣體被加速(第1次加速，超聲速)；此后，激波通過全部試驗氣體后擊破第2膜片(聚酯膜片)形成了第2道激波，第2道激波(相對第1道較薄弱)進入膨脹加速段；與此同時應有一逆流膨脹波(非定常膨脹波)形成，往后傳入試驗氣體，但由于試驗氣體的氣流是超聲速的，因此該非定常膨脹波僅往下游傳播，該非定常膨脹波使試驗氣體第2次加速，在加速的同時，試驗氣體的溫度、壓力亦隨之下降；試驗氣體經過2次加速過程(激波加速和非定常膨脹波加速)具有很高的速度和較高的焓值，相比較而言，膨脹管風洞的有效試驗時間比激波風洞更短。

2 前期建設的激波風洞

1958年，卡爾斯潘公司建成了一個11英寸×15英寸的激波風洞，用來進行基礎研究和新型高超聲速脈沖設備設計。這座風洞的應用和先進測試儀器的發展使卡爾斯潘公司具備了建造更大風洞的能力[2]。

48英寸激波風洞建于1958年，是同類設備中首座在M6～20條件下得到商業應用的脈沖設備，也是激波風洞從直通運行到反射運行飛躍的大型脈沖設備。該風洞還有一個特點就是使用加熱氦氣作為驅動氣體。這座設備建成后，被廣泛用于進行高馬赫數、低雷諾數條件下需要考慮粘性干擾和稀薄氣體效應的試驗。在該設備上先后進行了阿波羅返回艙、航天飛機以及星際探測飛行器等多種試驗研究。這個設備不足之處主要是試驗時間短以及試驗段相對較小等，好在使用擴展驅動段時，最長試驗時間可以達到40ms，也基本上克服了這方面的不足之處。由于具有很好的重復性，較好的流場品質和較長的有效運行時間，卡爾斯潘公司利用這座風洞為后來的脈沖設備發展了多種測試技術[3]。從建成后到現在60多年來，使用這座設備在高超聲速飛行器的設計中進行了大量的試驗來評估和改進CFD預測方法，對美國的APOLLO飛船計劃和航天飛機計劃提供了大量的高超聲速地面模擬試驗數據。

為了更高焓值以及大尺度模型模擬的需求，卡爾斯潘公司于1964年1月設計了96英寸激波風洞，它采用電加熱氫氣作為驅動氣體，使它的性能超過了以前同類脈沖風洞能夠達到的指標。從建成開始，就進行了一系列基礎研究、飛行器設計和評估數據試驗。這些研究包括：高超聲速氣動力和氣動加熱研究、動穩定性研究、高超聲速推進(包括噴流干擾和外部燃燒)和燃燒室進氣道性能研究、磁流體動力學和等離子體-微波干擾研究、邊界層和激波干擾研究、壁面催化特性研究以及蒸發冷卻和燒蝕試驗研究。

1989年，雖然LENS Ⅰ 激波風洞將要建好了，但為了及時滿足超燃沖壓發動機研究的需求，卡爾斯潘公司又對這座風洞設備進行了大規模的技術改造，以得到更高的焓值和更長的有效試驗時間。這次設備改造的關鍵就是增加激波管內徑和改造激波管末端的中心體閥[4]，使96英寸激波風洞的流場品質得到了提高。

在2008年前后，一方面由于LENS Ⅰ 激波風洞的設備參數和試驗研究能力均可以覆蓋96英寸激波風洞，試驗效率的提高降低了96英寸激波風洞存在的價值；另一方面美國高超聲速飛行器研制以及深空探測研究需要建設試驗模擬能力(如氣流焓值更高、速度范圍更寬)更強的脈沖設備。追求效益最大化的卡爾斯潘公司又利用該風洞的地基、試驗段和部分測控系統，建設了目前世界上設備規模最大的LENS XX膨脹管風洞，因此96英寸激波風洞已經不復存在了。

基于對高焓氣流的追求，在建設完成96英寸激波風洞后，卡爾斯潘公司又建設了一座高焓激波風洞，不過有關該風洞公開報道的文獻資料相對較少，甚至沒有正式的名稱，到目前為止僅僅查閱到有少量的方案研究以及激波管調試、風洞調試以及發展測試技術等方面的報告[5-7]。

3 LENSⅠ激波風洞

LENS Ⅰ激波風洞(見圖1)是結合過去多年激波風洞設備發展的特點設計、建造的大型反射激波風洞[8-9]。1986年開始研制，主要目的是為高雷諾數、高馬赫數、低焓條件下復雜湍流干擾的流體動力學問題提供相應的試驗設備，該設備能夠提供高質量的試驗氣流和較長的有效試驗時間。隨著國家航空航天計劃(NASP)的出現，LENS Ⅰ 的目標升級為：在馬赫數6～15范圍內完全模擬航天飛機的飛行雷諾數。另一個目標就是為了進行速度達到約4.6km/s的超燃沖壓發動機地面模擬試驗。為了提供高焓和高壓環境的試驗氣流，該風洞采用氫氣驅動的運行方式。

圖1 LEN I激波風洞及試驗能力

LENS Ⅰ激波風洞由外式加熱驅動段夾膜段(長7.77m(25.5英尺，以下均為國際單位制)內徑297.4mm)、被驅動段(長18.29m內徑203mm)、快速作用的中心體閥以及多個噴管和試驗段等組成，試驗段內徑為2.44m。為了防止氫脆現象，在驅動段內加了一層不銹鋼襯套。

LENS Ⅰ激波風洞的最高驅動壓力可以達到206MPa，驅動氣體(氫氣、氦氣、氮氣或者它們的混合氣體)可以加熱到400℃。為了獲得縫合接觸面運行條件下最長的試驗時間，這些氣體比例可以按需要改變。可以使用空氣、氬氣、二氧化碳、氫氣以及其他任何氣體或者上述氣體混合物作為試驗氣體。LENS Ⅰ 激波風洞能夠完全復現飛行條件的馬赫數范圍是6～15，與雷諾數相匹配的馬赫數可以到22[10]。在只需要模擬馬赫數和雷諾數的流場條件下，LENS Ⅰ激波風洞可以在不加熱條件下運行，由于設備規模相對較大，可以比48英寸激波風洞獲得較高雷諾數和較長的試驗時間。

從1992年建成開始，LENS Ⅰ 激波風洞被廣泛用于進行導彈、帶超燃沖壓發動機飛行器等高超聲速飛行器的氣動熱、氣動光學效應研究，這為飛行器的研制和CFD計算驗證提供了重要數據。由于LENS Ⅰ 激波風洞可以復現高溫高雷諾數的流場條件，被廣泛用于進行對高超聲速飛行器研制非常重要的粘性干擾、真實氣體效應、邊界層轉捩和化學流動現象研究。

4 LENS Ⅱ 激波風洞

為了增強激波風洞的低空和低馬赫數模擬能力，20世紀90年代中期，在LENS Ⅰ 風洞旁建設了一座激波管口徑更大的激波風洞LENS Ⅱ(見圖2)，目的是為了進行馬赫數范圍3～8的超燃沖壓發動機研究、氣動熱和氣動光學評估試驗和其他高超聲速全尺寸模型(M3～7)模擬試驗研究。

LENS Ⅱ設備能夠實現激波風洞、Ludweig管和膨脹管風洞3種運行方式。在低馬赫數范圍內，它能夠提供雷諾數達到109的流場條件，從而可以完全復現大尺度模型的飛行條件。

圖2 LENS Ⅱ激波風洞及試驗能力

LENS Ⅱ激波風洞的組成與LENS Ⅰ類似，所不同的就是激波管內徑增加到3倍，達到609mm，驅動段長度增加到18.29m，被驅動段長度增加到30.48m。該風洞配備有3個型面噴管和1個錐形噴管，型面噴管對應的馬赫數范圍分別是3～5、5～8及8～11，錐形噴管對應的馬赫數范圍是7～15。試驗時間范圍在20～100ms之間。試驗氣流速度范圍在910～2740m/s之間[10]。

LENS Ⅱ激波風洞進行的試驗研究主要集中在復現馬赫數范圍3～9的飛行環境。在此風洞上，發展了與超燃沖壓發動機和多體分離相關的非定常試驗技術[11-12]，開展了超燃發動機研究試驗、氣動熱和氣動光學評估試驗研究、邊界層轉捩特性研究以及其它高超聲速飛行器全尺寸模型地面模擬試驗研究等。

5 LENS X膨脹管風洞

在建設膨脹管風洞前，卡爾斯潘的高焓試驗都是在LENS Ⅰ激波風洞反射運行模式下得到的。在這些試驗中，試驗氣體靠激波加熱兩次并達到滯止狀態，然后沖破膜片進入噴管加速。在駐室中，試驗氣體達到組分平衡狀態。當試驗氣流通過喉道和噴管后，氣體溫度在膨脹的過程中迅速下降。這個過程可能會導致部分離解的氣體來不及復合，使自由流處于非平衡狀態。為了改善這個狀況，卡爾斯潘公司對現有的LENS Ⅱ設備進行改造，成為LENS X膨脹管風洞(見圖3)。

圖3 LENS X 膨脹管風洞照片

LENS X膨脹管風洞的主要部件來自于LENS Ⅱ激波風洞，也利用其地基基礎，除了改變膜片裝配段外，主要是在LENS Ⅱ 激波風洞上增加了膨脹加速段，使其成為膨脹管風洞。利用膨脹管風洞可以在避免傳統激波風洞氣流污染以及設備燒蝕的基礎上，獲得化學平衡和較高焓值的試驗氣流。

LENS X膨脹管風洞主要進行高焓相關的地面模擬試驗研究，如高超聲速飛行器附面層轉捩特性研究、真實氣體化學層流條件下粘性與無粘性相互干擾研究、激波與湍流附面層干擾引起的湍流附面層分離特性研究和高超聲速流動氣體輻射熱特性試驗研究等。在LENS X 膨脹管風洞上開展的真實氣體效應相關方面的試驗研究較多，如：真實氣體效應對分離流動以及激波和激波附面層干擾研究、真實氣體效應對再入通訊中斷特性研究、真實氣體效應對附面層轉捩特性影響研究和真實氣體效應對控制面氣動力/熱特性影響研究等[13-18]。

LENS X膨脹管風洞的另一個重要作用就是作為建設LENS XX 膨脹管風洞的引導性風洞，研究膨脹管風洞的運行和控制技術、試驗技術和發展適合于膨脹管風洞的測量技術。

6 LENS XX膨脹管風洞

雖然LENS X 膨脹管風洞的焓值和試驗氣流的速度模擬能力比常規激波風洞高，但是焓值(<25MJ/kg)模擬能力仍不能滿足美國星際深空探測的需要，在2008年，卡爾斯潘公司利用96英寸激波風洞的設備基礎和部分部件又建設了世界上規模最大的膨脹管風洞LENS XX(見圖4)。

該膨脹管風洞內徑為609mm，總長73m。該風洞具有兩個試驗段，一個在噴管前，也就是在膨脹管加速段末端，其直徑為609mm，用于進行膨脹管模式的試驗研究，在噴管后的2.44m試驗段主要進行膨脹管風洞模式的試驗研究。這座風洞建成后，與其它設備結合，卡爾斯潘公司高超聲速試驗能力得到了大幅度提升，能夠模擬現在真實高超聲速飛行器的飛行條件。由于LENS XX 膨脹管風洞的內徑很大，所以能夠提供比其它同類設備更大尺度的核心氣流以及更長的有效試驗時間。而且試驗氣流干擾的頻率較低，還能夠減弱粘性效應的影響。LENS XX膨脹管風洞驅動氣體最大壓力為69MPa，總焓可以達到90MJ/kg，使用四段構造時可以達到120MJ/kg。有效試驗時間可以達到4ms，試驗氣流馬赫數可超過30，雷諾數可超過107。試驗氣流速度可超過13km/s，激波速度可以達到15km/s。已經成功調試出的試驗狀態中激波速度可以達到12.4km/s。從已經進行的調試可以看出，設備的重復性也非常好，主激波的速度偏差不超過1.5％[19]。

圖4 LENS XX 膨脹管風洞及模擬能力

與其它方式驅動的膨脹管風洞相比，LENS XX 膨脹管風洞的主要特點有如下2個方面：一是使用電加熱氫氣作為驅動氣體，使驅動氣體的聲速提升了1倍，從而使試驗氣體能夠達到更高的焓值，與電弧驅動和燃燒驅動相比，更容易保證試驗氣流的純度；二是主膜片使用雙膜片系統，與自由活塞驅動相比，提高了試驗條件的重復性。

LENS XX膨脹管風洞的性能參數通過激波速度測量，皮托壓力探測、自由流壓力探針和紋影儀以及非理想氣體模型數值計算得到。在LENS XX膨脹管風洞上進行試驗的重點在于評估高超聲速飛行器面臨的真實氣體效應和非平衡效應，研究高超聲速飛行器再入時飛行器周圍等離子體特性和激波輻射特性。目前已經在LENS XX 膨脹管風洞上進行了高速激波波前的可見和紫外輻射測量研究，目的是為了得到NASA CEV返回器從月球返回再入的模擬環境。為了驗證這座設備的性能，也進行了鈍錐模型的氣動熱測量和圓柱模型激波滯止線的輻射測量。近期的研究目標是通過在LENS XX膨脹管風洞上進行試驗來復現Fire II和BSUV飛行試驗得到的一些數據，發展焓值高于10MJ/kg時更為合適的氣體化學模型[20-23]。

7 結束語

美國卡爾斯潘公司LENS 系列脈沖設備的發展都是根據美國不同時期高超聲速飛行器發展的具體需求而建設的。48英寸激波風洞是針對美國APOLLO飛船計劃和航天飛機計劃流場模擬的需求；96英寸激波風洞是為了滿足飛船計劃航天飛機計劃大尺度流場和更高焓值模擬的需求，90年代的改造是為了滿足NASP超燃沖壓發動機飛行器模擬試驗的需求；LENS Ⅰ激波風洞和LENS Ⅱ 激波風洞的建設是為了滿足氣動熱和氣動光學評估以及含有超燃沖壓發動機高超聲速飛行器試驗研究模擬等方面的需求；LENS X 和LENS XX 膨脹管風洞的建設是為了滿足美國高超聲速飛行器高焓真實氣體效應、深空探測等方面的需求。

為了滿足美國高超聲速飛行器高焓真實氣體效應、深空探測等方面的需求。這些設備在美國高超聲速飛行器的研制中發揮了不可替代的作用，這些設備在進行高超聲速地面試驗模擬的效率是不相同的，總的說來就是小型高超聲速脈沖設備效率高，可以進行大量的涉及高超聲速流動現象的基礎研究，大型設備的試驗效率相對低一些，可以進行對高超聲速飛行器研制起重要作用的試驗。

對于LENS系列脈沖設備來講，設備的不足之處主要體現在以下幾個方面：第一，設備規模相對較大，導致設備用氣量大增，因此導致試驗成本也相對增加；第二，試驗效率相對較低；第三，由于使用加熱氫氣作為驅動氣體，設備運行安全風險相對較高。

我國高超聲速脈沖設備的發展，也需要滿足高超聲速飛行器的研制的需求，為解決高超聲速飛行器的發展面臨的問題提供流場模擬條件。由于不同尺度、不同驅動方式的脈沖型風洞的模擬能力不同，因此，需要根據我國高超聲速飛行器研制的具體需求，借鑒美國建設LENS系列脈沖設備的經驗，建設模擬能力、試驗效率相互補充配套以及安全運行的脈沖設備群。

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作者簡介:

呂治國(1963-)，男，重慶人，高級工程師。研究方向：激波風洞氣動力及其相關試驗技術、脈沖設備研制。通信地址：四川綿陽211信箱5分箱。E-mail: lzgde2003@126.com