也说说国内高超风洞——中科院力学所近年成果

高焓气体流动与实验模拟技术研究
研究类型 应用基础研究

完成单位 中国科学院力学研究所

1、成果简介
空天科技领域空间飞行器的研制要求开展0～10km/s飞行速度， 20～100km飞行高度条件下的地面实验模拟研究。这个飞行空域可以划分为：临近空间高段（飞行速度6～10km/s、飞行高度60～100km），临近空间中段（飞行速度4～6km/s，飞行高度40～60km）和临近空间低段（飞行速度1.5～3km/s、飞行高度20～40km）。研制不同类型的高超声速风洞实现空间飞行器全速域飞行走廊的覆盖是开展空天飞行器研究的必要条件。实验室已经自主研发的氢氧爆轰驱动高焓激波风洞（JF10）能够模拟临近空间中段的飞行条件，是具有国际先进水平的高超声速试验装备。2007年中国力学学会50周年大会上，实验室的爆轰驱动激波风洞技术被评价为中国力学事业十年间的五项重大成就之一。

在这种研究积累的基础上，根据我国发展空间科技的重大战略需求，实验室五年来又成功地发展了两种激波风洞技术，解决了临近空间低段和临近空间高段飞行条件的实验模拟技术问题，覆盖了空天飞行器的飞行走廊，支撑了国家先进气动装备的研制。并应用JF10高焓激波风洞开展了系列的高焓气体流动实验，取得了一些基础性的创新研究成果，支撑了国家重要国防项目的研究需求。

2、主要成果和创新点
（1）爆轰驱动长实验时间激波风洞技术：为了解决临近空间低段的实验模拟技术问题，根据激波扩张后衰减的物理机制，俞鸿儒院士提出采用反向爆轰驱动技术，通过“小”爆轰管驱动“大”激波管的方法，实现入射激波扩张衰减，以获得适当强度入射激波的激波风洞设计思想。在解决了激波风洞运行最佳界面缝合条件，扰动波的弱化吸收，激波/边界层控制等关键技术后，建造了一座26米长的激波风洞。马赫数7飞行条件下，风洞性能实验获得了气流总温2600K、有效试验时间长达 14 ms的实验结果，成功地验证了长实验时间激波风洞主要关键技术。

（2）爆轰驱动激波膨胀管技术：为了解决临近空间高段的实验模拟技术问题，取得更高总温和流速的实验气流，实验室提出应用正向爆轰驱动技术和激波非定常膨胀加速原理，提出了爆轰驱动激波膨胀管技术。实验室利用激波反射型FDC正向爆轰驱动器，增设了膨胀加速段和高真空系统，在解决了激波管和膨胀加速段的压力匹配问题后，成功地研制了18米长的爆轰驱动高焓激波膨胀管(JF16)。JF16性能实验研究结果表明：应用爆轰驱动激波膨胀管技术能够获得气流速度超过8500m/s、总焓高达35MJ/kg，实验时间长达50～100ms的超高速试验气流。这种激波风洞技术具有模拟马赫数20～30、总温7000～11000Ｋ的高温流动能力。


（3）高焓化学反应流动规律研究：应用高温气体流动实验平台，实验室开展了系列的高温气体流动规律实验。关于气动力研究，通过不同解离度气体在同样条件下的对比试验，获得了真实气体效应对飞行器俯仰力矩的影响规律，对飞行姿态控制能产生重要影响。关于气动热流的研究，通过飞行器表面催化对高温气体流动气动热影响的实验，揭示了飞行器的不同催化表面对气动热流的影响高达30％，这为先进气动热防护系统的设计提供重要依据。关于大气再入物理研究：获得了关于飞行器再入大气层光电特性的实验结果，为国防预研项目提供了重要数据。关于先进减阻防热技术的研究，提出了激波重构式无烧蚀减阻防热新技术。新技术使得飞行器头部的峰值压力降低66％、最大热流降低70％、并且在有攻角飞行时同样有效果。



3、几个代表性的高超风洞   
     （1、JF-10爆轰驱动高焓激波风洞（国际上第一台正式运行实验装置）        研制        510万        1996        马赫数7-20高焓流动实验
   （2、JF-8A高超声速激波风洞/炮风洞                                     研制        905万        1992        马赫数6.5-15高超声速流动实验
   （3、JF-16 爆轰驱动高焓膨胀管                                         研制        110万        2006        7-10km/s超高速流动实验（Ma在20~30间）
   （4、JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞                                研制        4600万           在建        马赫数5-10高超声速飞行条件复现，全尺度模型地面实验


一段引言
引自：《力学研究所五十年— 洪友士所长在庆祝力学所建所50周年大会上的讲话》
“近年我所又建成了世界上第一座激波反射型正向爆轰驱动风洞。这一技术解决了正向爆轰激波衰减的国际难题。这种驱动模式具有驱动能力强、平稳时间长的特点，使得有可能在高温高速气流下进行空天飞行器模型实验和气动物理、气动力学的实验。而且它还具有建造费用和运行费用低等优点，适合我国的国情。这是一项国际首创的新实验技术。在我们的工作成功之后，美国、德国、日本的有关实验室也学习我们的做法、采用我们的这项技术，这里也包括我们与这些实验室多方面的合作。”

再来一段：
研究的主要困难在于能模拟的高超声速流动实验时间太短，流动的定常性差，气体介质的热力学和动力学状态与希望模拟的飞行条件有差距，实验气流区域过小不足以研究化学反应尺度对模型实验结果的影响。例如：日本国家航天实验室的HIEST能提供的实验时间为2ms，但是储室压力变化高达20％~30％。中国科学院力学所的JF-10高焓激波风洞应用新型爆轰驱动器，能提供时间为3-6ms左右的实验气流,储室压力变化也不大，代表了高超声速流动模拟技术的最新进展。但是JF-10激波风洞所提供的高超声速流动的热力学平衡状态尚需要确认。
高超声速流可以粗略地划分为：（1）马赫数5～10的流动主要应用于高超声速推进系统、研究超声速燃烧机理；（2）马赫数10～20的流动主要应用于各种大气再入飞行器、研究高超声流动气动力/热规律和气动物理现象；（3）马赫数20～30的流动主要应用太空探测飞行器、研究低密度气体的非平衡流动。上述各国发展的高焓流动设备主要模拟第2类高超声速流动。由于第1类流动要求模拟大尺度和长时间；第3类流动则必须模拟高总焓和高马赫数，目前还没有看到适用的模拟技术报道。


这些材料只能部分的反应国内风洞技术的发展，欢迎各位补充指正~

高焓气体流动与实验模拟技术研究
研究类型 应用基础研究

完成单位 中国科学院力学研究所

1、成果简介
空天科技领域空间飞行器的研制要求开展0～10km/s飞行速度， 20～100km飞行高度条件下的地面实验模拟研究。这个飞行空域可以划分为：临近空间高段（飞行速度6～10km/s、飞行高度60～100km），临近空间中段（飞行速度4～6km/s，飞行高度40～60km）和临近空间低段（飞行速度1.5～3km/s、飞行高度20～40km）。研制不同类型的高超声速风洞实现空间飞行器全速域飞行走廊的覆盖是开展空天飞行器研究的必要条件。实验室已经自主研发的氢氧爆轰驱动高焓激波风洞（JF10）能够模拟临近空间中段的飞行条件，是具有国际先进水平的高超声速试验装备。2007年中国力学学会50周年大会上，实验室的爆轰驱动激波风洞技术被评价为中国力学事业十年间的五项重大成就之一。

在这种研究积累的基础上，根据我国发展空间科技的重大战略需求，实验室五年来又成功地发展了两种激波风洞技术，解决了临近空间低段和临近空间高段飞行条件的实验模拟技术问题，覆盖了空天飞行器的飞行走廊，支撑了国家先进气动装备的研制。并应用JF10高焓激波风洞开展了系列的高焓气体流动实验，取得了一些基础性的创新研究成果，支撑了国家重要国防项目的研究需求。

2、主要成果和创新点
（1）爆轰驱动长实验时间激波风洞技术：为了解决临近空间低段的实验模拟技术问题，根据激波扩张后衰减的物理机制，俞鸿儒院士提出采用反向爆轰驱动技术，通过“小”爆轰管驱动“大”激波管的方法，实现入射激波扩张衰减，以获得适当强度入射激波的激波风洞设计思想。在解决了激波风洞运行最佳界面缝合条件，扰动波的弱化吸收，激波/边界层控制等关键技术后，建造了一座26米长的激波风洞。马赫数7飞行条件下，风洞性能实验获得了气流总温2600K、有效试验时间长达 14 ms的实验结果，成功地验证了长实验时间激波风洞主要关键技术。

（2）爆轰驱动激波膨胀管技术：为了解决临近空间高段的实验模拟技术问题，取得更高总温和流速的实验气流，实验室提出应用正向爆轰驱动技术和激波非定常膨胀加速原理，提出了爆轰驱动激波膨胀管技术。实验室利用激波反射型FDC正向爆轰驱动器，增设了膨胀加速段和高真空系统，在解决了激波管和膨胀加速段的压力匹配问题后，成功地研制了18米长的爆轰驱动高焓激波膨胀管(JF16)。JF16性能实验研究结果表明：应用爆轰驱动激波膨胀管技术能够获得气流速度超过8500m/s、总焓高达35MJ/kg，实验时间长达50～100ms的超高速试验气流。这种激波风洞技术具有模拟马赫数20～30、总温7000～11000Ｋ的高温流动能力。


（3）高焓化学反应流动规律研究：应用高温气体流动实验平台，实验室开展了系列的高温气体流动规律实验。关于气动力研究，通过不同解离度气体在同样条件下的对比试验，获得了真实气体效应对飞行器俯仰力矩的影响规律，对飞行姿态控制能产生重要影响。关于气动热流的研究，通过飞行器表面催化对高温气体流动气动热影响的实验，揭示了飞行器的不同催化表面对气动热流的影响高达30％，这为先进气动热防护系统的设计提供重要依据。关于大气再入物理研究：获得了关于飞行器再入大气层光电特性的实验结果，为国防预研项目提供了重要数据。关于先进减阻防热技术的研究，提出了激波重构式无烧蚀减阻防热新技术。新技术使得飞行器头部的峰值压力降低66％、最大热流降低70％、并且在有攻角飞行时同样有效果。



3、几个代表性的高超风洞   
     （1、JF-10爆轰驱动高焓激波风洞（国际上第一台正式运行实验装置）        研制        510万        1996        马赫数7-20高焓流动实验
   （2、JF-8A高超声速激波风洞/炮风洞                                     研制        905万        1992        马赫数6.5-15高超声速流动实验
   （3、JF-16 爆轰驱动高焓膨胀管                                         研制        110万        2006        7-10km/s超高速流动实验（Ma在20~30间）
   （4、JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞                                研制        4600万           在建        马赫数5-10高超声速飞行条件复现，全尺度模型地面实验


一段引言
引自：《力学研究所五十年— 洪友士所长在庆祝力学所建所50周年大会上的讲话》
“近年我所又建成了世界上第一座激波反射型正向爆轰驱动风洞。这一技术解决了正向爆轰激波衰减的国际难题。这种驱动模式具有驱动能力强、平稳时间长的特点，使得有可能在高温高速气流下进行空天飞行器模型实验和气动物理、气动力学的实验。而且它还具有建造费用和运行费用低等优点，适合我国的国情。这是一项国际首创的新实验技术。在我们的工作成功之后，美国、德国、日本的有关实验室也学习我们的做法、采用我们的这项技术，这里也包括我们与这些实验室多方面的合作。”

再来一段：
研究的主要困难在于能模拟的高超声速流动实验时间太短，流动的定常性差，气体介质的热力学和动力学状态与希望模拟的飞行条件有差距，实验气流区域过小不足以研究化学反应尺度对模型实验结果的影响。例如：日本国家航天实验室的HIEST能提供的实验时间为2ms，但是储室压力变化高达20％~30％。中国科学院力学所的JF-10高焓激波风洞应用新型爆轰驱动器，能提供时间为3-6ms左右的实验气流,储室压力变化也不大，代表了高超声速流动模拟技术的最新进展。但是JF-10激波风洞所提供的高超声速流动的热力学平衡状态尚需要确认。
高超声速流可以粗略地划分为：（1）马赫数5～10的流动主要应用于高超声速推进系统、研究超声速燃烧机理；（2）马赫数10～20的流动主要应用于各种大气再入飞行器、研究高超声流动气动力/热规律和气动物理现象；（3）马赫数20～30的流动主要应用太空探测飞行器、研究低密度气体的非平衡流动。上述各国发展的高焓流动设备主要模拟第2类高超声速流动。由于第1类流动要求模拟大尺度和长时间；第3类流动则必须模拟高总焓和高马赫数，目前还没有看到适用的模拟技术报道。


这些材料只能部分的反应国内风洞技术的发展，欢迎各位补充指正~