鼎盛网

标题: 费劲写了篇文章，发到这里给大家一乐吧。还请不要转载。 [打印本页]

作者: wftree 时间: 2017-6-7 21:14
标题: 费劲写了篇文章，发到这里给大家一乐吧。还请不要转载。
图片请看知乎专栏：https://zhuanlan.zhihu.com/p/27295004

激波风洞漫谈

一、为什么要激波风洞？

从1946年钱学森提出高超音速这个概念到现在已经70年了，我们对于高超音速的研究仍然很为粗浅。这是因为在高超音速飞行中，极高的飞行速度将在飞行器的头部行程强烈的弓形激波，飞行器周围的空气江北这道激波加热到几千度，导致空气分子震动激发、解离、化合甚至电离，使得普通空气变成一种不折不扣的不断热化学反应的复杂介质。这些物理和化学现象通过热力学过程对于飞行器的气动力、气动热机周围流场的物理特性产生了重大影响，是的经典气动力学理论的预计出现了很大偏差。

而传统风洞基于经典气动力学实验，其主要要求是流动的马赫数及雷诺数，在高超音速研究中已经显得不足。例如，模拟高超音速，要求自由流马赫数，自由流雷诺数，流动速度，飞行高度压力，来流总焓，跨过激波的密度比，实验气体的组分，壁温，化学反应进程等等参数。传统风洞难以达到，激波风洞应运而生，随着各国对高超音速研究的重视，激波型风洞也就顺理成章的成为各个国家竞争的又一个焦点。

二、有些什么样的激波风洞？

激波风洞主要分为三大类：加热轻气体类，自由活塞类和爆轰驱动。再粗略的分一下，加热轻气体类激波风洞主要是依靠高速驱动气体，而自由活塞类和爆轰驱动依靠的是高压气体驱动。

加热轻气体的典型代表是俄国的U12和美国的LENS。

自由活塞类的有德国的HEG，澳洲的T3和T4以及日本的HIEST。其中日本的HIEST是目前最大的自由活塞激波风洞，不过也是90年代的构建。

爆轰脉冲风洞尽管提出已经很久，但真的大发展也是最近二十年的事情。我国的JF12，NASA的HYPLUS都是典型代表。

三、典型的激波风洞介绍

1、加热轻气体类风洞

美国LENS系列：在美国军方资助下，在1986年开始研制。风洞最开始的研制目的是为了提供高质量的试验气流进行复杂湍流研究，后来为了配合NASP，研究超然冲压，对风洞进行了改进。风洞布局如图所示，LENS X是利用LENS II主要部件装配的大型解离度风洞。（具体参数就不抄了，很牛就是了）。这东西最大的问题是巨大氢气罐和消耗，这东西的氢气消耗量是JF12的20倍，使得继续再走这条路很困难。美国的GASL才搞了HYPLUS。

俄国的U12激波风洞始建于1956年，这东西是一个真的巨无霸，高压段120米，低压段180米，真空段23米，实验气体压力1~5MPa。可以实验长三米，直径0.8米的物品，在马赫6的条件下实验时间长达200msec。这个风洞采用了燃烧驱动，导致实验气体污染，运行费用极其昂贵，作为目前热门的复现要求已经不行，不过作为先行者，还是很有价值的。某些网友用T117风洞来和激波风洞做对比，却恰恰掩盖了俄国人真正的武器，甚是可惜。

2、自由活塞式风洞

1967年stalker提出原理，并得到了广泛应用。日本的HIEST是该类风洞中尺寸最大、技术成熟、实验时间长的代表。详细来说，压缩管42m，激波管17m，喷管直径1.2m，喉道直径50mm，稳定实验时间2msec.（对比一下俄国人的尺寸，你就知道为什么那是巨无霸了）。

活塞式风洞尽管不错，但最大的问题在于实验时间太短，定常性差（如下图）。因为其原理决定了，压缩管内的压力必然反映活塞的加速减速过程，不存在压力平台。当膜片破裂产生入射激波后，压缩管内压力迅速下降，进而导致激波衰减。反应到数据上就是，哪怕一次实验中，2msec的时间内也有明显压降，其优势在于压力较高，不过我国的JF14已经出来了，压力基本接近，实验时间远超日本HIEST。

四、JF12风洞的种种

终于要说到我们的主角JF12了，能上图的，我就尽量不多说。首先是风洞背景，2003年，美国的国防部（DoD）和航空航天局（NASA）联合提出了国家空天发展的启动规划（National Aerospace Initiative，简称NAI），其中以高超声速（Hypersonics）、空间进入（Space Access）、空间技术（Space Technology）为三大支柱，通过三者的融合，达到具有远程攻击、两级入轨和轨道机动的能力，实现控制太空的目的。同年12月，相关的专家委员会就进行了论证，并提出了美国高超声速技术现状与发展路线图（Hypersonic Technology Status and Development Roadmap）。

这个报告特别提到：地面试验装备能力的提升是高超声速飞行器技术突破的关键。因为任何新型飞行器上天之前，都必须进行大量的地面试验，其中有关气动性能的参数都是在风洞试验中获取的。然而，对于先进的空天飞行器，目前已有的地面风洞已经不能完全满足实验要求了。换言之，这就是说：先进的飞行器需要先进的试验风洞。上述报告指出，先进的地面试验风洞亟需具备以下两种能力：（1）马赫数8以上推进技术的试验能力；（2）大尺度、一体化热结构试验能力。对于马赫数的要求，我们不难理解，因为空天飞行器要求高速度。气动力学家一般把飞行速度超过声速5倍（即马赫数5）称作高超声速飞行。至于第（1）项要求涉及的高超声速推进技术试验能力，和先进空天飞行器的动力有关，目前科学家们在致力于研发一种吸气式的超声速燃烧冲压发动机，这种发动机要求与整个飞行器进行一体化设计。因此，和常规的航空发动机相比，这项推进技术难度很大，需要大量的地面试验来支撑。

作为最铁杆的美粉，中国必须跟进，因此中科院力学所在08年启动了“复现高超声速飞行条件激波风洞”项目，这也就是后来的JF12风洞。JF12激波风洞的“身长”有265米，风洞喷管直径可达2.5米，实验舱直径3.5米，实验气流的速度最高可达马赫 9，温度可达3000摄氏度左右。这个大小如何各位可以自行比较。

这张照片是从风洞的中部向上游看去的，依次为爆轰驱动段、被驱动段、喷管段、试验段及真空段。

JF12激波风洞驱动能力与空天飞行器飞行走廊（图中红色三角表示JF12的模拟能力）

缝合状态下驻室压力曲线（请自行于犹如尿崩的日本设备对比）

中国JF12风洞和美国LENSII风洞的性能参数比较

两次试验的压力图，稳如狗有没有？？

日本设备压力高崩的快，关键是每次还崩得不一样。

JF12实验物示意

五，结束语

高空高速是我们的新边疆，期待我们的新飞行器能够早日到达。谢谢大家看到这里。

作者: davey 时间: 2017-6-7 21:20

作者: 学院南路 时间: 2017-6-7 21:31

作者: cpower 时间: 2017-6-7 21:54

作者: 北斗星 时间: 2017-6-7 21:54

作者: izual 时间: 2017-6-7 21:57
标题: 好久不见。。。

作者: 东海81 时间: 2017-6-7 22:03

作者: wftree 时间: 2017-6-7 22:05
标题: 被封杀很久了。

作者: xmc 时间: 2017-6-7 22:10

作者: 懒猫 时间: 2017-6-7 22:11

作者: 大萝卜 时间: 2017-6-7 22:13
超高音速，不仅空气动力学完全不同，连材料腐蚀机理都不同了。

作者: 蹲街看美眉 时间: 2017-6-7 22:19

作者: 中国大白兔 时间: 2017-6-7 22:30

作者: 谁的眼泪在飞 时间: 2017-6-8 10:24
标题: 第一段几个词要修正一下。形成将被使得

作者: 捻子 时间: 2017-6-8 10:48

作者: 麦苗 时间: 2017-6-8 11:02

懒猫发表于 2017-6-7 22:11

作者: 麦苗 时间: 2017-6-8 11:07

捻子发表于 2017-6-8 10:48

作者: shuiji1988 时间: 2017-6-8 11:14

作者: 大萝卜 时间: 2017-6-8 11:17
标题: 数值模拟说穿了就是经验结果拟合，在一个合理范围内可以用，但物理图像、内在原理、机制说不清，就不能从根本上解决问题。

作者: 坚挺 时间: 2017-6-8 11:29

作者: 重修 时间: 2017-6-8 11:35

作者: CL8158 时间: 2017-6-8 11:58

作者: 潜龙勿用 时间: 2017-6-8 12:01

作者: 壬辰2012 时间: 2017-6-8 12:14
标题: 大牛

作者: 举例 时间: 2017-6-8 13:10

作者: riverflow 时间: 2017-6-8 13:10

作者: wftree 时间: 2017-6-8 13:40
标题: 知乎专栏里面改了一下。建议大家去那儿看看，有图片比较美观。

作者: kls1980 时间: 2017-6-8 14:53

作者: 捣蛋 时间: 2017-6-8 15:41
标题: 科普不错

作者: 捣蛋 时间: 2017-6-8 15:43
标题: 记得三十年前看国际航空，对着那啥的风洞流口水

捣蛋发表于 2017-6-8 15:41

作者: shawj 时间: 2017-6-8 22:18

作者: 拙正的妄想 时间: 2017-6-8 22:21

作者: 蚂蚱龙 时间: 2017-6-15 21:36

欢迎光临鼎盛网 (http://www.top81cn.cn/)