JF-12激波風洞在火星進入環境下的運行特性

韓子健,彭俊,胡宗民,韓桂來,姜宗林

1. 中國科學院 力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190 2. 中國科學院大學 工程科學學院,北京 100049

隨著航天技術的迅猛發展和人類對太空探索需求的不斷增長,太空深空探測已成為新世紀航天領域的研究熱點?，F如今,火星探測已經成為國際深空探測發展的主要趨勢,在整個航天史中,人類使用探測器進行火星探測的步伐從未停止,蘇聯、美國和歐洲相繼發射了自己的火星著陸探測器,但其中只有美國取得了成功。到目前為止,美國已經成功發射了數個火星探測器,如海盜號、探路者號、勇氣號、機遇號、鳳凰號和好奇號等?；鹦翘綔y面臨的一大難題是它的大氣環境完全不同于地球大氣的空氣,火星大氣基本是由CO2組成的(約95.3 %)、另外還有2.7 %的N2、1.6 %的Ar和少量其他氣體成分,大氣相對稀薄、密度約為地球大氣密度的1%,火星大氣熱力學特性與地球有較大差異[1-5]。因此,人們所掌握的地球大氣再入飛行器的試驗數據和設計技術不能直接用于火星探測器的研發,然而不幸的是現階段大多數地面試驗設備都是以空氣為試驗氣體來設計和運行的,專門用來模擬火星大氣環境的風洞設施極為匱乏,導致火星著陸器風洞試驗數據不足,因此需要研究現有的地面試驗設備在火星大氣環境下的運行特性,為地面試驗設備改進提供參考。

在目前國際上已經開展的利用高焓激波風洞進行火星探測器的氣動試驗中,以美國Calspan-UB研究中心的LENS(Large Energy National Shock Tunnels)系列激波風洞最為先進,LENS Ⅰ 采用電加熱氫氣或氦氣作為驅動氣體,這種加熱輕氣體的驅動方式要比其他驅動方式的激波風洞更容易以縫合運行狀態運行[6-8]。本文以中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室(LHD)JF-12爆轟驅動激波風洞[9-10]為研究對象,利用數值計算并佐以理論分析的方式研究其在火星進入環境下的運行特性,并與驅動空氣的情況進行對比。該設備的驅動方式為反向爆轟驅動,最初的建造目的是為了進行高焓空氣流動試驗,由于設備尺寸較大,驅動段/被驅動段的截面積比保持不變,因而在試驗中只能通過改變驅動和被驅動氣體初始參數(如氣體摩爾數、壓力等)來獲得不同狀態的試驗氣流。對于數值模擬其火星進入環境下的運行特性,這里將試驗氣體換為CO2,初始驅動氣體為可爆的H2和空氣混合氣(或H2+O2+CO2)。

1 地面試驗設備

目前,LHD實驗室已經擁有JF系列爆轟驅動激波風洞,其中,JF-12是結構尺寸最大、有效試驗時間最長的,它的總長約275 m,驅動段長度為99 m,內徑為420 mm；被驅動段長度為89 m,內徑為720 mm；噴管出口直徑為1.5 m或2.5 m；試驗段直徑為3.5 m,長度為11 m,是能夠復現高超聲速飛行條件的國際首座超大型爆轟驅動高焓激波風洞,獲得的有效試驗時間長達100 ms,并具有復現25～50 km高空,馬赫數5～9范圍高超聲速飛行條件的能力。圖1給出了該激波風洞的布置示意圖和現場照片。

JF-12復現風洞發展最初是為了研究超燃發動機的全尺度高超聲速流動物理機制,它的低壓段充入純凈空氣作為試驗氣體,高壓段內氫氧爆轟之后產生高溫高壓驅動氣體沖破膜片,在低壓段形成向下游傳播的入射激波,入射激波對試驗氣體進行壓縮,在駐室反射后進一步壓縮試驗氣體,最后高溫高壓的空氣經過一個收縮-擴張噴管進行膨脹,可產生馬赫數5～9的高超聲速試驗氣流。圖2給出了在以空氣為試驗氣體時,5次試驗獲得的風洞駐室內的壓力歷史曲線,圖中編號為按試驗日期記錄的風洞運行的不同車次。從圖中可以看出,對于馬赫數為7的試驗來流,其有效試驗時間大約為130 ms。如此長的試驗時間不僅得益于較長的被驅動段,還因為驅動段和被驅動段截面積比的優化設計,直徑分別為400 mm和720 mm,這種“小驅大”的運行方式可以使爆轟驅動在較低入射激波強度時仍能處于縫合狀態,從而延長有效試驗時間[11-13]。

圖1 JF-12激波風洞示意圖與現場照片Fig.1 Schematic diagram and live photos of JF-12 shock tunnel

圖2 JF-12激波風洞駐室壓力隨時間的變化(試驗氣體為空氣,Ma∞=7)Fig.2 Stagnation pressure record showing test time of JF-12 (Test gas: air, Ma∞= 7)

2 變截面驅動理想激波管縫合運行狀態

對于變截面反向爆轟驅動激波風洞,圖3給出了它的激波管結構及波系傳播示意圖,這里將其分為7個區：初始時靜止的試驗氣體(1區)、經入射激波壓縮后的試驗氣體(2區)、非定常膨脹后的爆轟產物(3區)、Taylor稀疏波后的滯止氣體(4區)、初始時靜止的可爆混合氣體(4i區)、被驅動段尾端的風洞駐室(5區)及驅動段尾端連接的卸爆段(7區)。針對這種采用“小驅大”運行方式的激波風洞,由于它的激波管部分在驅動段和被驅動段之間連接了一個擴張噴管,所以其中波系的傳播過程與傳統的等截面激波管有所不同。激波風洞提供的平穩試驗氣流所持續的時間與其中的波傳播過程密切相關,而波傳播過程取決于運行狀態,其中最重要的就是反射激波在被驅動段端部和接觸面(即驅動氣體與試驗氣體的分界面)之間的來回傳播。為了延長風洞運行的有效試驗時間,激波風洞需要采用縫合接觸面運行狀態,縫合運行狀態是指激波風洞在運行時,入射激波在被驅動段端壁產生的反射激波與接觸面相遇時,在接觸面上不產生任何反射波,從而避免反射波對風洞駐室氣體狀態造成干擾,采用這種運行方式可將有效試驗時間提高數倍以上[14-15]。為了實現縫合運行狀態,需要合理匹配接觸面兩側膨脹后的驅動氣體(3區)及經入射激波壓縮后的試驗氣體(2區)的物性和狀態參數,依據理想激波管理論:

(1)

式中：a4和a1分別是驅動氣體和被驅動氣體的聲速;γ4和γ1分別是驅動氣體和被驅動氣體的比熱比;Mas是入射激波馬赫數。

由式(1)可以看出,對采用等截面激波管的激波風洞來說,縫合激波馬赫數是驅動與被驅動氣體的聲速比及兩者的比熱比的函數,所以只需要知道驅動與被驅動氣體的組分及初始時刻的熱力學參數,就可以確定縫合激波馬赫數。

激波風洞產生的試驗氣流總焓取決于入射激波強度,一般來說,試驗氣體為室溫下的空氣,因此若驅動氣體的初始狀態給定,則縫合激波馬赫數而隨之確定,即試驗氣流的總焓確定,因此可通過調整驅動與被驅動氣體的組分和初始參數來獲得不同的縫合激波馬赫數,從而獲得不同焓值的試驗氣流。但是對于爆轟驅動激波風洞來說,它的縫合激波馬赫數受驅動段中可燃混合氣的直接起始爆轟極限的限制,因此爆轟驅動更適用于產生高焓試驗氣流。為了能夠覆蓋較低焓值的試驗氣流狀態,即要使爆轟驅動激波風洞在較低的入射激波強度下仍能處于縫合運行狀態,可以通過降低3區氣體的聲速來實現。為了降低3區氣體聲速,一方面可以改變驅動氣體的成分,比如在4區氣體中混入聲速較低的不參與反應的稀釋氣體,也可以在驅動段和被驅動段之間附加定常膨脹的方法,即采用“小”驅動段驅動“大”驅動段的驅動方法,JF-12激波風洞就采用了這種驅動結構,其激波管結構及流動波系傳播如圖3所示[16-19]。

圖3 變截面反向爆轟驅動激波管結構及波系傳播示意圖Fig.3 Schematic diagram of variable cross-section backward detonation-driven shock tunnel and wave diagram

在采用這種“小”驅“大”激波風洞的運行方式下,它的界面匹配條件可決定為[20]

(2)

式中:Ga是聲速增益因子,它的計算公式為

Ga=

(3)

其中:Ma3a、Ma3b分別是變截面入、出口的氣流馬赫數。

Ma3a和Ma3b的大小與驅動段與被驅動段的截面積比有關,以JF-12為例,它的驅動段直徑為400 mm,被驅動段內徑為720 mm,直徑比Ddriven/Ddriver=1.8,截面積比A4/A1=0.31,理論計算得Ga=0.93。

上述2個基于理論分析的公式計算結果如圖4所示,縱坐標為縫合狀態下驅動氣體的聲速,橫坐標為縫合激波馬赫數。其中,驅動氣體為可爆氫氧混合氣體的爆轟產物,被驅動氣體為室溫下的空氣或CO2,分別計算了等截面及“小”驅“大”變截面激波管的情況。從圖中可以看出,當激波管的幾何尺寸相同時,不管是等截面還是變截面驅動,由于相同溫度下,CO2的聲速相對于空氣的聲速較低,因此要達到相同的縫合激波馬赫數,驅動CO2所需的驅動氣體的聲速要低于空氣,或者說,在相同的驅動氣體聲速條件下,CO2試驗氣體的縫合激波馬赫數要高于空氣試驗氣體。例如,如果初始時驅動段內充入化學當量比的可爆氫氣-空氣[2H2∶O2∶3.75 N2]混合氣體,驅動空氣或二氧化碳時的縫合激波馬赫數約為6.8和9.7,如此高的激波馬赫數使激波風洞處于高焓或高總溫的試驗狀態,為了模擬產生較低焓值的試驗氣流,可以采用附加定常膨脹的方法,即“小”驅“大”運行方式,來降低3區氣體聲速,進而減小縫合激波馬赫數。理論計算結果表明,在同時采用驅動段充入N2(比例按照空氣中n(O2)∶n(N2)=1∶3.75設置)稀釋和“小”驅“大”運行方式來減小3區氣體聲速的方法后,以空氣為試驗氣體時,可將縫合激波馬赫數降至6.2左右,但是此時驅動CO2的縫合激波馬赫數依然要比驅動空氣大得多,因此在較低焓值試驗條件下,對CO2來說,氫氧爆轟的驅動能力依然過大,如果不對激波管的幾何尺寸進行必要的修改,就很難獲得合適的界面匹配條件。

圖4 縫合激波馬赫數與驅動氣體聲速的關系Fig.4 Sound speed of driver gas required for tailored Mach number

3 計算模擬及分析

本文利用高溫熱化學反應流動數值計算技術,以JF-12激波風洞的激波管為基礎,計算其變截面準一維模型的激波動力學過程,其中僅考慮了99 m長的爆轟驅動段及89 m長的被驅動段,目的是驅動二氧化碳時在較低焓值試驗狀態下實現激波風洞縫合運行。計算中,基于多組分熱化學反應流動Euler控制方程組,對流項的離散應用頻散控制耗散格式[21-22],該方法魯棒性較好,以較小的計算消耗為代價而能有效抑制爆轟波以及強激波附近的非物理振蕩,時間推進則應用三階Runger-Kutta算法,化學反應源項的時間方向積分則通過算子分裂方法與流動項解耦,以解決爆轟波陣面強烈化學反應帶來的剛性問題。在爆轟驅動高超聲速激波風洞的流動中涉及了熱化學非平衡、多組分反應等,因此在爆轟驅動段的計算中考慮了H2和O2的化學非平衡現象,由于是針對較低焓值狀態,只考慮空氣中O2的分解反應,采用基元反應模型來求解氫氧爆轟產物的狀態參數,相關組分為：H2,O2,O,H, OH,H2O,N2,CO2,忽略N2和CO2的分解以及黏性效應。

3.1 控制方程與物理化學模型

3.1.1 控制方程

直角坐標系下,準一維多組分熱化學反應流動Euler控制方程組可寫為

式中：S為橫截面積,與時間無關,是位置的函數,即S=S(x)；Q為守恒變量組成的矢量;E為x方向上的對流通量矢量;H為熱化學反應源項矢量,這些矢量可寫為

3.1.2 基元反應模型

本文采用基元反應模型來求解氫氧爆轟產物的狀態參數。計算中氫氧爆轟混合氣體的化學反應采用6種組分8個反應方程式,具體組分為：H2、O2、O、H、OH、H2O。對于組分數為ns,基元反應方程式為nq個的化學反應,其化學反應方程式可以寫為

表1 氫氧爆轟的化學反應模型與反應速率系數

3.1.3 計算域及初/邊條件設置

本文基于準一維熱化學反應流動數值計算技術,對JF-12激波風洞高壓驅動段及低壓被驅動段運行的激波動力學過程進行了數值模擬,計算設置的計算域如圖5所示。圖中,點火點位于爆轟驅動段內靠近主膜片L2處,爆轟驅動段L1～L2=100 m,初始定為4i區,充入可爆的氫氣和空氣混合氣(或H2+O2+CO2)；低壓被驅動段L2～L5=90 m,初始為1區,充入空氣或二氧化碳；變截面管道部分位于被驅動段內,其長度L3～L4=5 m；主膜片L2到變截面入口L3的距離L2～L3=2 m；驅動管段直徑的實際大小為40 cm,計算中未作調整,被驅動管段直徑的實際大小為72 cm,計算中視需要對其進行了適當改動。計算中,對三部分的初始條件(初始氣體組分、壓力及溫度)進行設置：被驅動段、驅動段及點火條件。初始氣體組分上,被驅動段內充入空氣或CO2；驅動段內充入H2和空氣混合氣(或2H2+O2+3.75CO2)；點火處為所給的驅動段內爆轟混合氣體起爆之后的各組分的摩爾分數。初始壓力及溫度上,被驅動段的初始壓力P1可調,用于達到縫合狀態,溫度保持室溫288 K不變；驅動段的初始壓力始終設置為P4i=2 MPa,溫度也始終為288 K；點火處的初始壓力及溫度要設的足夠高,使配以3.75倍的N2或CO2的氫氧爆轟混合氣體能夠成功起爆并產生穩定傳播的爆轟波,例如,爆轟混合氣體為2H2+O2+3.75 N2時,點火處壓力設置為74 MPa,溫度設置為2 300 K,若將N2換成CO2,可將壓力繼續上調至能夠直接起爆即可,如壓力增至84 MPa,溫度仍為設置2 300 K。

圖5 計算域Fig.5 Computing domain

邊界條件主要設置左壁面、主膜片及右壁面三部分,均為鏡面對稱的固壁邊界條件。

3.2 JF-12激波風洞運行激波動力學過程

目前用于研究高超聲速、高焓流動的激波風洞大都是以激波管為基礎發展起來的,典型的激波管由高壓驅動段和低壓被驅動段組成,二者之間由膜片隔開。JF-12激波風洞的激波管采用反向爆轟驅動模式運行,它的起爆點位于主膜片處,點火破膜之后,爆轟波傳播方向與入射激波傳播方向相反,在爆轟波后存在著一段熱力學狀態均勻的靜止燃氣,它的傳播距離約為爆轟波傳播距離的一半,即利用這部分靜止的氣體作為驅動氣體,有利于產生穩定的入射激波。依據Chapman-Jouguet爆轟理論(CJ理論)和Taylor相似律,可爆混合氣在爆轟前導激波的壓縮作用下瞬間釋放出大量化學能,使爆轟混合氣體的壓力、溫度和速度迅速升高至CJ值,然而由于前導激波后Taylor稀疏波的作用,燃氣速度不斷減小至靜止,壓力和溫度也不斷減小,最終使這部分靜止氣體的壓力不到CJ爆轟壓力的一半,因此它的驅動能力遠遠低于正向爆轟。

JF-12激波風洞起初是以空氣為試驗氣體設計的,這里首先以空氣作為試驗氣體,來計算模擬它在縫合運行狀態下的激波動力學過程。如果試驗氣體為空氣,當給定驅動段初始條件時,可以通過調整被驅動段的初始條件(如初始壓力P1)來滿足縫合運行狀態。在計算中給定的氫氧爆轟驅動氣體初始狀態為P4i=2 MPa、T4i=288 K; 被驅動氣體(空氣)的初始狀態為P1=12 kPa、T1=288 K,計算所得的激波管內波系傳播及駐室壓力分布如圖6所示,t為時間,x為位置坐標,P5為駐室壓力。典型時刻(入射激波反射前,反射后)激波管內壓力溫度的空間分布,如圖7～圖9所示，P和T分別為靜壓和靜溫；P0和T0分別為總壓和總溫。

從圖6中的波系傳播圖可以明顯看出,ab為一道入射激波,緊隨其后的是膨脹后的爆轟產物與試驗氣體的分界面ac,如圖7所示時刻,入射激波的位置為C點,A處是向左傳播的爆轟波頭,它的強度遠遠大于入射激波,B處的壓力及溫度降低是由于附加定常膨脹的作用,點A與點B之間為稀疏波,分為兩個部分,左側部分為爆轟波后泰勒稀疏波,右側部分為主膜破膜后產生的左行稀疏波。左側稀疏波的波尾與右側稀疏波的波頭相接,其傳播速度相等,由于計算設置了比較強的點火區,A、B之間出現一個小“平臺”反映了這個初始點火區的影響。當入射激波ab到達右端壁發生反射并于接觸面ac相遇之后,由波系傳播圖及反射后壓力分布(圖8和圖9)可以看出,反射激波bc直接穿過接觸面,沒有在接觸面上形成反射波,此時經入射激波及反射激波兩次壓縮的試驗氣體的壓力和溫度有了明顯增加,且這部分熱力學參數均勻的試驗氣體靜止于風洞駐室,因此這種情況下風洞以縫合狀態運行。然而由于采用了“小”驅“大”的運行模式,因此在驅動段和被驅動段之間的擴張管道部分形成了一道二次激波ad。由于二次激波本身的強度不大,圖6所示狀態下二次激波的傳播速度僅約為1 079.42 m/s,當其傳播到被驅動段端壁并發生反射時,會輕微改變縫合狀態下風洞駐室內已穩定的氣體參數。由圖6所示的駐室壓力分布可知,二次激波在85 ms 左右到達被驅動段端壁,使本來已經穩定的駐室壓力略微減小。根據JF-12激波風洞的運行記錄,二次激波本來較弱,另外黏性耗散也會使其強度大大減弱,其對駐室參數的影響可以忽略。這種以空氣作為試驗氣體縫合運行狀態下的反向爆轟驅動激波風洞入射激波馬赫數為5.87,5區氣體壓力為3.5 MPa,維持恒定的時間大約為110 ms,能夠滿足長試驗時間高超聲速飛行器的試驗需求。

圖6 反向爆轟驅動激波管內波系傳播及駐室壓力隨時間變化圖(試驗氣體：空氣)Fig.6 Wave diagram and pressure history in reservoir of backward detonation-driven shock tunnel (Test gas: air)

圖7 入射激波反射前激波管內壓力、溫度的空間分布Fig.7 Spatial distribution of pressure and temperature in shock tube before incident shock reflection

圖8 入射激波反射后激波管內壓力、溫度的空間分布一Fig.8 Spatial distribution 1 of pressure and temperature in shock tube after reflection of incident shock wave

圖9 入射激波反射后激波管內壓力、溫度的空間分布二Fig.9 Spatial distribution 2 of pressure and temperature in shock tube after reflection of incident shock wave

3.3 CO2為試驗氣體的運行特性

為了研究JF-12激波風洞在火星進入環境下的運行特性,這里將試驗氣體換成CO2,試圖找到一種驅動CO2的縫合運行狀態。如果試驗氣體為CO2,依據前文的理論計算已知,其他驅動條件不變時,驅動CO2的縫合激波馬赫數相對空氣較大。經數值計算,若以氫氧爆轟驅動氣體初始狀態為P4i=2 MPa、T4i=288 K; 被驅動氣體(CO2)的初始狀態為P1=12 kPa、T1=288 K,該情況下反射激波與接觸面相遇之后在接觸面上會明顯反射出一道膨脹波使駐室壓力降低,從而縮短了風洞運行的有效試驗時間,相應的波系傳播圖及駐室壓力隨時間變化如圖10所示。

從圖10中的波系傳播圖可以明顯看到,反射激波bc與接觸面ac相遇之后,在接觸面上反射出一道膨脹波ce,這道膨脹波使駐室內壓力降低,縮短了駐室壓力維持穩定的時間。從駐室壓力變化圖能夠看出,入射激波于56 ms左右到達被驅動段端壁并發生反射,壓力升高至平穩區并保持穩定至62 ms左右時,反射激波與接觸面相遇,并在接觸面上反射出一道右行膨脹波,使駐室壓力降低了約45.2%,縮短有效試驗時間,該情況下的入射激波馬赫數為6.5,要小于該狀態下的縫合激波馬赫數,入射激波反射后與接觸面相遇前5區氣體的穩定壓力約為6.4 MPa,其維持恒定的時間僅為6 ms, 因此還需要合理地調整相關參數使其以縫合狀態運行。

依據前文的理論分析已知,在相同的驅動氣體情況下,CO2試驗氣體的縫合激波馬赫數要明顯高于空氣,因此如果初始驅動段依舊充入化學當量比的可爆氫氣-空氣[2H2∶O2∶3.75 N2]混合氣體來驅動CO2,驅/被驅動段的直徑也保持不變,則為了達到縫合運行狀態,可通過減小被驅動段的初始壓力來增大入射激波馬赫數,使其達到縫合。通過數值計算,若以氫氧爆轟驅動氣體初始狀態為P4i=2 MPa、T4i=288 K; 被驅動氣體(CO2)的初始狀態需為P1=2 kPa、T1=288 K,才能獲得相對比較平穩的駐室壓力。然而通過減小P1來增大入射激波馬赫數使其達到縫合的方法只能得到較高焓值的試驗條件,而且被驅動氣體初始壓力偏低時意味著初始時充入氣體的量較少,試驗氣體的總量較少在一定程度上也會縮短有效試驗時間。該狀態下的入射激波馬赫數約為9.34,前文理論計算所得的相同初始狀態下驅動CO2時的縫合激波馬赫數約為9.7,數值與理論僅相差3.7%,5區氣體壓力為2.8 MPa,相應的波系傳播圖和駐室壓力分布圖如圖11所示。

圖10 反向爆轟驅動激波管內波系傳播及駐室壓力隨時間變化圖(試驗氣體：CO2)Fig.10 Wave diagram and pressure history in reservoir of backward detonation-driven shock tunnel (Test gas: CO2)

圖11 反向爆轟驅動激波管內波系傳播及駐室壓力隨時間變化圖(驅動段:2H2+O2+3.75N2,縫合運行狀態)Fig.11 Wave diagram and pressure history in reservoir of backward detonation-driven shock tunnel (Driver gas: 2H2+O2+3.75N2, tailored condition)

為了合理調整接觸面兩側氣體的聲阻抗,以CO2為試驗氣體時,計算中綜合考慮了上述兩種方法,首先為了降低爆轟產物的聲速以減小驅動能力,在驅動氣體加入了一定量的CO2作為稀釋氣體,即將原先驅動空氣的可爆混合氣體2H2+O2+3.75 N2換成2H2+O2+3.75CO2；另外基于前文的理論分析,激波管結構一致時(變截面或等截面)驅動CO2的縫合激波馬赫數要比空氣大,因此為了減小擴張管段中的膨脹程度,可調整“小”驅“大”激波管驅動段與被驅動段截面積的比值,這里通過減小被驅動段的直徑來減小爆轟產物的膨脹程度,使其密度減小得小一點,即將被驅動段的直徑縮小至450 mm,驅動段直徑依然為400 mm,Ddriven∶Ddriver=1.26。做了上述調整之后,驅動段以2H2+O2+3.75CO2驅動氣體,初始狀態為P4i=2 MPa、T4i=288 K,直徑為400 mm；被驅動氣體(CO2)的初始狀態為P1=7 kPa、T1=288 K,被驅動段直徑為450 mm,這種初始狀態下可以比較容易的獲得長時間且穩定的二氧化碳高超聲速試驗氣流,其中駐室壓力隨時間變化分布如圖12所示,入射激波馬赫數約為6.72,5區氣體壓力約為5 MPa,維持穩定的時間約為116 ms。

圖12 反向爆轟驅動激波管內波系傳播及駐室壓力隨時間變化圖(驅動段:2H2+O2+3.75CO2,縫合運行狀態)Fig.12 Wave diagram and pressure history in reservoir of backward detonation-driven shock tunnel (Driver gas:2H2+O2+3.75CO2, tailored condition)

4 結 論

為了實現火星探測器的地面高超聲速流動試驗,本文對JF-12爆轟驅動激波風洞激波管驅動CO2時的運行特性進行了理論及數值研究。研究發現：

1) 在利用氫氧爆轟驅動技術為驅動方式實現縫合運行狀態時,如果初始試驗氣流為室溫下的空氣,可通過采用“小”驅“大”變截面驅動段來促使激波管達到縫合運行狀態。

2) 如果把試驗氣體換成CO2,僅采用變截面驅動段很難使其縫合,因此可同時采用在驅動段充入聲速較低的稀釋氣體(如CO2)來降低爆轟產物的聲速以降低縫合激波馬赫數的方法,來實現JF-12爆轟驅動激波風洞以縫合運行狀態下驅動CO2產生高超聲速試驗氣流。

3) 鑒于CO2相比空氣的可壓縮性強得多,減小被驅動段/驅動段的截面積比有利于實現JF-12激波風洞驅動CO2的縫合界面運行條件。

4) 驅動CO2進行實際試驗時,由于是采用電爆絲短路產生火花來點燃點火管內的爆轟混合氣體,進而傳播到驅動管段內,若在驅動段充入聲速較低的CO2等稀釋氣體,起爆難度將會增加。另外,由于CO2氣體較強的可壓縮性,在駐室內試驗氣體柱相比空氣會短得多,此區流動將會變得更加復雜。