中国高超风洞的理论创新与工程实践_姜宗林.pdf

中国高超风洞的理论创新与工程实践姜宗林中国科学院 力学研究所 高温气体动力学国家重点实验室，北京 100190摘要：国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直依赖于飞行试验，而高超声速飞行试验费时、昂贵、又具有后验性。所以，为了推动先进空天飞行器的研发，高超声速风洞的理论创新和工程实践一直是一个紧迫的基础性研究课题。本文首先回顾了高超声速风洞研发进展及其存在的问题，讨论了先进空天飞行器地面试验对于风洞技术发展的需求。然后阐述了爆轰驱动激波风洞理论及其技术体系，包括两种核心爆轰驱动方法。中国爆轰驱动高超声速高焓激波风洞(简称中国高超风洞)的研发成功使得高超声速风洞实验实现了从“流动状态模拟”到“飞行条件复现”的跨越，引领了国际高超声速风洞技术的发展。最后本文简述了应用中国高超风洞开展的学科前沿问题研究进展，介绍了由此揭示的高超声速流动的气动力/热规律、真实气体效应影响、高温边界层发展和驻定斜爆轰稳定性的物理机制。这些前沿学科问题源于飞行技术创新和工程应用实践，展示了中国高超风洞研发的必要性和重要性，同时也促进了高超声速飞行关键技术的验证、提升和创新。关键词：中国高超风洞；正向爆轰驱动技术；真实气体效应；高温边界层中图分类号：V11文献标识码：A文章编号：1674-4969(2022)06-0469-141工程需求及其研究意义人类一直有一个飞天梦，总是想飞得更快、更高、更远!航空航天工程技术的发展，使得人们的梦想落脚在实实在在的工程理论和技术创新的基石上。在飞行器研发的过程中，风洞发挥了非常关键的作用，常常被比喻成为飞行器的“摇篮”。一代风洞技术，孕育一代飞行器技术。飞行技术创新不止，风洞技术研发生生不息14。在航天领域，我国已拥有了系列的长征火箭和神 舟 飞 船；在 航 空 领 域，我 国 也 研 发 成 功 了C919、运20和歼20。航天航空技术的发展极大地拓展了人类的活动范围，推动了现代社会的进步。将来，人们在航天领域需要发展一种水平起降、能够天地往返、可以重复使用的多级入轨飞行 器。这 种 跨 大 气 层 飞 行 器 的 飞 行 马 赫 数 为工程研究跨学科视野中的工程2022 年 12 月JOURNAL OF ENGINEERING STUDIEShttp:/工 程 科 学 与 技 术DOI:10.3724/j.issn.1674-4969.22061501收稿日期:2022-01-15;修回日期:2022-02-16基金项目:国家自然科学基金项目(11727901,11532014,12072353)作者简介:姜宗林(1955)，男，研究员，研究方向为流体力学，高温气体动力学，高超声速技术。E-mail：引用格式:姜宗林.中国高超风洞的理论创新与工程实践J.工程研究跨学科视野中的工程,2022,14(6):469-482.DOI:10.3724/j.issn.1674-4969.22061501Jiang Z L.Theoretical innovation and engineering practice of Chinese hypervelocity wind tunnelsJ.Journal of EngineeringStudies,2022,14(6):469-482.DOI:10.3724/j.issn.1674-4969.22061501025，可以从普通的机场跑道上起飞，把卫星投放到指定轨道，然后再飞回机场着陆。跨大气层飞行器的重复使用可以大大降低航天器的发射成本，助力太空开发和宇宙探索。在航空领域，人们需要发展一种配备吸气式发动机，能够以510倍声速巡航的高超声速飞机。这种飞机能够在两个小时内到达世界上任何地方，实现国际出行的早出晚归。跨大气层飞行器和高超声速飞机的发展可以提高人类“进入空天”、“探索空天”和“利用空天”的能力，是航天航空领域的国际发展潮流，也是当前航天航空领域的国际研发热点。而支撑这些“明日技术”发展的高超声速风洞研发就具有重大的基础性和前瞻性意义47。1.1高超声速飞行技术发展简述世界上首次的五倍声速飞行据说发生在1949年，是美国科学家应用德国的V2火箭实现的。1967年，美国研制的X-15火箭驱动高超声速飞行器，实现了最大飞行速度为马赫数6.5，最大飞行高度为100公里的飞行试验。1981年，美国研发成功了航天飞机，实现了天地往返飞行器的部分重复使用。虽然航天飞机由于运行效率低而停飞了，但是由此发展的飞行技术依然是至今为止最为先进的。航天飞机的首次飞行试验揭示了一个特别的气体动力学现象，就是高超声速流动独有的“真实气体效应”。在航天飞机的研发阶段，美国科学家应用了44座风洞，开展9万多小时的实验研究，但是没有一个风洞实验数据能预示“真实气体效应”对飞行器气动力的影响8。美国后续的高超声速项目主要依靠飞行试验验证关键技术，可以说一步一坎，频频失利。据公布的信息可知：配备氢燃料超燃冲压发动机的X-43A高超声速飞行器，飞行试验三次，失败一次，成功两次 7；HTV2高超声速滑翔飞行器的三次飞行试验都失利了；配备碳氢燃料超燃冲压发动机的X-51A高超声速飞行器，飞行试验四次，成功一次，失败三次。在现代飞行器的研发过程中，各国都建立了巨大的风洞群，它代表了一个国家在航空航天领域的研发能力，称为国之重器。但是，在高超声速飞行器的研发中，这些现代风洞群没能发挥人们期望的作用。风洞实验结果与飞行试验数据相去甚远，关键技术严重依赖于飞行试验验证。缺乏先进高超声速风洞的状况大大延迟了高超声速飞行技术的研发8，9。1.2高超声速飞行的科学问题高超声速飞行的特点是动能大。当诸如宇宙飞船和航天飞机在大气层里以高超声速飞行时，其巨大的动能通过强烈的飞行器头部激波和黏性摩擦阻力，把飞行器周围的空气加热到数千度甚至上万度的高温。高温导致了空气分子的振动能激发、分子解离和原子电离，使得空气变成一种随着气体温度变化而不断进行着热化学反应的复杂介质。空气介质微团的物性变化改变了气体运动的本构方程，超出了传统气体动力学的研究范畴，孕育并推动了高温气体动力学的发展。这些分子团的微观物理化学变化还通过热力学、传热学和激波动力学过程对高超声速飞行器的气动力/热规律及其周围流场的气动物理特性产生重要影响，改变了传统飞行器和发动机的设计原则2。可靠的高超声速地面试验必须满足三个关键需求。第一个关键需求是如何复现给定高超声速飞行条件下的气流总温。气流总温是控制空气热化学反应进程的关键参数，温度不到，化学反应就不会发生。例如，在高度30 km、马赫数为7的飞行条件下，风洞试验气体的总温应该为2700 K，此时飞行器模型驻点区的氧气已经开始解离。对于马赫数为10的飞行，气流总温超过了4500 K，氮气分子开始解离。对于马赫数为20的流动，气流总温可以高达上万度，氮和氧原子发生电离。第二个关键需求是热化学反应进程并不随实验模型尺度的大小变化而改变，如何确保实验模型周边的反应进程与飞行器相关部位的过程相似。传统的风洞实验相似模拟准则应用小模型和流动相似参数，因为化学反应流动是不可缩尺的，而高超声速实验要求尽可能大的实验模型以减小模型的缩尺效应影响。第三个关键需求是飞行速度的复现。随着飞行速度的增加，摩擦阻力在飞行器470工程研究跨学科视野中的工程,14(6):469-482(2022)总阻力中占的比重越来越大，由于边界层的发展与转捩，只有模拟了实验气流速度才能更准确地预测摩擦阻力。另外，由于高空的压力很低，总温的复现就等于流动速度的复现。所以高超声速流动更准确地表述是高焓流动(high enthalpy flow)或者超高速流动(hypervelocity flow)911。高超声速风洞技术要能够复现空气的热化学反应机制，产生大尺度的高焓流动，并具有适当长的有效实验时间。这种要求是极具挑战性的工程科学问题。譬如，如果需要复现30 km高空、马赫数为8的飞行状态，此时实验气流的总温将近3500 K。如果要产生直径为3 m的高超声速流场，那么高超声速风洞的输出功率应该为90万kW!考虑到能量转化效率，风洞的输入功率应该5倍于此。对比葛洲坝水电站272万kW的总装机容量，可知如此高的功率需求使得连续下吹式高超声速风洞建设与运行几乎是不现实的，而且长时间维持这样的高温气源而不损害风洞装备也是极其困难的。1.3高超声速风洞的“流动状态模拟”与“飞行条件复现”高超声速飞行器周围出现了空气热化学反应，表现出非线性、多物理和多尺度的特点。郭永怀先生特别关注高超声速非平衡流动问题。他举例说：高温在2000 K左右时，氧气分子弛豫时间大约是千分之一秒；6000 K时，大约是107s。如果飞行速度是6000 m/s的话，那么达到平衡的长度按第一个弛豫时间为6 m，第二个弛豫时间是0.6 m。对于6 m长的飞行器，头部激波后具有不同的激波温度，飞行器周边的气体总有一定区域的气体处于非平衡状态12,13。传统空气动力学的风洞实验以“流动状态模拟”为准则，根据缩小的飞行器模型，要求实验气流满足一些流动相参数，如马赫数和雷诺数相似。高超声速风洞需要以“飞行条件复现”为准则，要求实验气流的速度、静温、静压、介质成分、特征尺度等主要参数与飞行条件相同。两者的差别是不言而喻的3。以实验气流总温随着马赫数的变化为例，“流动状态模拟”和“飞行条件复现”的结果一起列在表1。由表1可以看出，马赫数为7的飞行条件下，传统的“流动状态模拟”实验的气流总温度只有648 K，而实际飞行条件超过了2700 K。由此可知，虽然马赫数相同，但是传统高超声速风洞的实验没有包含高超声速流动的核心物理现象，所以，传统高超 声 速 风洞常常称为“冷”高超声速风洞(coldhypersonic wind tunnel)。为了摆脱对于飞行试验的依赖性，按照高超声速飞行需求，提出新的风洞理论，发 展 新 的 风 洞 技 术，研 发 先 进 风 洞 势 在必行。实验装置研发严重影响着基础研究的成果。在20世纪60年代早期，美国两大科研组织的科技人员受命发展解析方法和实验设备，研究以超轨道速度飞行时的飞行器滞止点的热传递相关规律。经过努力工作，他们各自独立地提出了两个不同表 1高超声速风洞实验“流动状态模拟”与“飞行条件复现”的气流总温对比Table 1Comparison of total air flow temperature between“flowsimulation”and“flight duplication”in hypersonic wind tunnel experiment马赫数总温/K模拟(静温:60 K)复现(静温:255 K)53601502649220537648270488283455910504550velocity/(kft/s)theory,data for one grouptheory,data for second groupHt2 103/(Btu/lbm)30002000100001020202632383040F(q).图 1超轨道速度飞行条件下飞行器滞止热流随焓值的传递规律9Figure 1Stagnation heat transfer law of aircraft under the conditionof super orbital speed flight9姜宗林.中国高超风洞的理论创新与工程实践471的理论公式和实验结果(如图1所示，图中纵坐标表示热流量，横坐标表示气流总焓，1Btu=1.05506103J，1 lbm=0.45359 kg，1 kft=304.8 m)，而且都声称其理论预测与实验数据符合良好9。但是真实的物理规律只有一个。后续的研究表明：产生差别原因在于他们的理论公式只反映各自应用的物理模型，其物理模型又依赖于各自的实验数据，而且实验数据仅反映了各自建立的实验装置所能模拟的高超声速流动。研发的实验装置不同，产生的实验气流不同，获得的物理规律就可能不同。所以，高超声速风洞的研发对于航空航天相关学科的发展具有基础性意义。2复现风洞的理论与技术为了提高激波风洞的总温，国际上发展了两种实验气体加热方法1。第一种方法是自由活塞驱动技术，在欧洲广泛应用。自由活塞驱动技术的原理是加速大质量的自由活塞，利用重活塞的动能去压缩前面的气体而产生强入射激波。自由活塞风洞可以获得很高的总温，但是由于自由活塞没有稳定运行时间，产生的实验气流非常不平稳、试验时间极短。日本JAXA研制的HEIST风洞为世界最大，但试验时间只有23 ms。另外一种方法是加热轻气体驱动技术，在美国应用得比较成功。但是由于加热轻气体的能力受限，能够复现的飞行马赫数有限。美国著名的LENS风洞(Large Energy National Shock tunnel)能够复现的最高马赫数为7。这两种激波风洞驱动技术先后获得了AIAA的地面试验奖，成为高超声速风洞技术发展的主流。但是，对比前述的高超声速地面试验的三个需求，应用这两类驱动技术的风洞有输出功率低、实验流场小、试验时间短的不足。郭永怀先生指出：“大型高超声速风洞将来是不可缺少的。我国经济和技术基础还很差，难以仿效发达国家依靠大型常规高超声速风洞试验的研究途径，何况常规高超声速风洞加热达到的高温受限，难以模拟超高速飞行器周围的高温绕流”14。为了发展中国的高超声速风洞，俞鸿儒先生在郭永怀先生的指导下，一生致力于我国激波管技术的创立和发展。在1998年，他提出了结合卸爆技术的反向爆轰驱动方法，巧妙地把当时国际上普遍认为不好用的反向爆轰驱动技术变得好用了，使得中国的高超风洞技术在国际上独树一帜15。2.1爆轰现象与Taylor稀疏波理论爆轰是自然界中存在的一种极端燃烧现象，具有高速、自持、自组织、增压燃烧特征。爆轰的物理机制是：先导激波压缩它扫过的可燃气体，把可燃气体的热力学状态提高到自燃点；然后可燃气体燃烧、释放能量，支撑先导激波的自持传播。有一个粗略的估计：在高能可燃介质中传播、20 m2爆轰波阵面的能量释放率等于地球接受的太阳能。取一个一端封闭、一端开放的笔直管道，充入可燃混合气体。如果在封闭端直接起爆可燃气，就会产生一个向开放端传播的爆轰波。根据CJ爆轰理论，假定放热反应在激波后立即完成、流动绝热无耗散，应用质量、动量和能量守恒方程，Taylor 给出了该爆轰问题的自相似解，即Taylor稀疏波理论16。自相似解的主要参数计算如式(1)式(3)：auuDaDD=+(+1)2(1)CJ22CJ22CJppXxX=1(1)()(2)221TTXxx=1(1)()(3)22式中，a是声速；DCJ是CJ爆轰速率；u是爆轰波坐标系里的速度；p是压力；T是温度；是可燃气体的比热容比；X是爆轰波传播的距离；x是离开起爆点的距离。下角标1和2分别表示爆轰波前和后的状态。应用爆轰波自相似解公式，可以预测爆轰波后所有的热力学和气体动力学参数。平面、柱面和球面CJ爆轰的压力和速度分布如图2所示图中，U代表实验室坐标下的波后流体速度；D=a2(2+1)/2。由图2(a)可见，自起爆点开始，爆轰管里有大约1/2472工程研究跨学科视野中的工程,14(6):469-482(2022)传播长度的高温气体是静止的，流体速度从爆轰后的极大值下降到零。相应三种爆轰情况下的压力分布如图2(b)所示。对于平面爆轰，静止气体的压力大约为爆轰压力的40%，是可燃气起爆前压力的8倍左右。如果说可燃气的初压为40atm(1atm=101325Pa)，那么反向爆轰的驱动压力可高达400 atm!远远超过了现代常规空气压力机的能力。2.2反向爆轰驱动方法钱学森先生指出工程科学最重要的本质是将基础科学中的真理转化为人类福利的实际方法的技能17。而如何应用爆轰产生具有强驱动能力的入射波，许多国家的科学家都进行了尝试。依据Taylor稀疏波理论，考虑激波风洞的结构配置，Bird对驱动段末端和主膜处起爆的运行模式分别进行了计算分析。他们的研究结果表明：驱动段上游末端起爆的正向爆轰驱动方式，由于Taylor 稀疏波的干扰，入射激波不断衰减，造成波后流动无定常区，不能满足激波风洞的驱动要求；在主膜处起爆的反向爆轰驱动模式，由于爆轰波向上游传播，将产生极高的反射压力给风洞设备运行带来了严重的不安全因素18。反向爆轰驱动模式产生超高反射压力的问题，由Edwards等19的实验测量得到了确认。正向爆轰驱动方式入射激波衰减的问题也由Waldron20的实验给予证明。为了解决高反射压力的问题，俞鸿儒先生提出了一种反向爆轰驱动耦合真空卸爆段的方法。方法依据的基本原理是：应用Taylor自相似解静止高压气体作为驱动气源，借助真空卸爆段消除爆轰波反射的高压。反向爆轰驱动耦合真空卸爆段方法如图3所示。起爆在分隔驱动段和被驱动段的主膜处，爆轰波生成后向左传播，进入真空卸爆段。该方法首先在JF-8激波风洞得到验证，获得了非常稳定的入射激波21。然后在德国亚深工业大学的TH-D高焓激波风洞和中国科学院力学研究所的JF-10爆轰驱动高焓激波风洞中得到成功应用22。在首批国家重大科研仪器项目的支持下，复现高超声速飞行条件激波风洞(简称JF-12复现风洞)项目采用了反向爆轰驱动耦合真空卸爆技术作为planarcylindricalsphericalplanarcylindricalspherical0.20.20.40.60.80.20.40.60.80.20.40.60.80.40.30.1(a)(b)x/Xx/XP/PCJU/D00图 2爆轰波自相似解:(a)平面、柱面和球面CJ爆轰波的流体速度分布；(b)平面、柱面和球面CJ爆轰波的压力分布16Figure 2Self-similar solution of detonation waves.(a)Distribution ofparticle velocities behind planar,cylindrical and spherical CJ detonations;(b)Distribution of pressures behind planar,cylindrical and spherical CJdetonations16Taylor自相似解爆轰波双临界膜片技术压力分布图卸爆段爆轰驱动段(H2+O2)被驱动段(air)喷管卸爆技术直接起爆技术图 3反向爆轰驱动耦合卸爆技术的工作原理示意图Figure 3Schematic diagram of the working principle of the backward detonation driver coupling with a dumping tank姜宗林.中国高超风洞的理论创新与工程实践473运行模式。姜宗林领导的激波风洞团队首先发展了一种高压卸爆技术，使得破膜后，卸爆段压力与爆轰驱动段持平，降低了反射稀疏波的强度，也降低了卸爆段的容积需求。然后建立了直接起爆技术，实现了Taylor自相似解波型的完美建立。最后，应用发明的双临界膜片技术，最大限度地降低了破膜能量损失。上述三项创新技术构成了新型的反向爆轰驱动技术，成为JF-12 复现风洞的设计基础10，23。2.3长时间激波风洞理论传统激波风洞的试验时间只有几个毫秒量级，一般只能做冷壁热流测量，大大地限制了激波风洞的实验范围。延长试验时间可以做吸气动力，火箭/羽流相互作用，气动力/热，动力学试验等。所以，延长激波风洞试验时间的理论与技术一直是一个重要的研究方向24。平稳的驱动气流产生稳定的入射激波是延长激波风洞试验时间的基础，但是试验时间还与风洞结构及其内部的波传播过程密切相关。其中一个最重要的波过程就是入射激波在被驱动段的端面反射后，一次反射波通过试验/驱动气体界面时产生的二次反射问题。入射激波的一次反射造就了风洞的气源状态，代表着试验气流的总温与总压，而后的任何反射波都会干扰气源状态，影响实验气流的品质。反向爆轰驱动激波风洞的运行波系如图4所示。为了获得长试验时间，激波风洞需要按照缝合运行状态运行。所谓的缝合状态是指接触面两侧气体介质的声阻匹配特征，能够使得反射的入射激波在通过接触面时不产生二次反射波，从而避免了对驻室气体状态的干扰。入射激波在被驱动段端面反射时，风洞喷管开始启动，试验时间从反射点S开始计算。反射激波通过接触面不再反射，左端激波的二次反射波到达被驱动段端面就成了干扰风洞气源状态的主要因素，终结了风洞试验时间。应用接触面的缝合条件能够避免多次反射波，风洞试验时间就取决于上游反射激波的到达时间。由图4可知，实验时间t远远大于t，而且与风洞长度成正比。爆轰驱动激波风洞缝合条件的物理本质是接触面两侧气体的声阻匹配。为了获得这样的运行状态，被激波压缩后试验气体状态和驱动气体状态参数必须满足式(4)式(5)表示的条件25：aaPP1+(+1)=1+([phone]PMsMs(31)2(1)(1)[phone]式中，Ms为入射激波马赫数；下角标1、2、3和5分别表示激波管波系中的1区、2区、3区和5区。若假设驱动气体和试验气体均为理想气体，根据激波管理论的简化表达见式(6)：aaMsMsMsMsMsMs=2+11(1)+22(1)+(+1)(1)(+1)+2+12(6)4111212421 442121/24式中，a4为驱动气体声速。由上式可见缝合激波马赫数取决于驱动气体和试验气体的声速比和比热容比，而且随着入射激波马赫数的增加，两种气体的声速比和比热容比也在做相应的变化。一般来讲，实验气体的声速和比热容比是由飞行条件确定的。那么，只有改变驱动气体的声速和比热容比，才能满足式(4)，实现接触面的匹配。对于爆轰驱动技术，可以采 SRCt1234i0L4入射激波爆轰波卸爆段驱动段被驱动段L18i4激波喷管t接触面t图 4反向爆轰驱动激波风洞运行波系示意图Figure 4Schematic wave diagram of detonation driven shock tunneloperated in the backward mode474工程研究跨学科视野中的工程,14(6):469-482(2022)用氢气、氧气和氩气作为驱动气体，高声速可以通过降低氩气比例、提高爆轰气体温度取得。获得高温和不同物性的驱动气体是爆轰驱动技术得天独厚的优势，也是其他驱动技术难以实现的。图5给出了两种运行条件下驻室压力的变化曲线，缝合运行条件对风洞气源状态的影响是非常明显的。名古屋大学Sasoh教授26评述说：“JF-12最大特点是试验时间飞跃性增长。近100 m长的自由活塞风洞的试验时间仅为数毫秒，而JF-12风洞性能测试结果表明其试验时间超过100 ms”。2.4JF-12复现风洞的技术体系根据反向爆轰驱动方法和长试验时间激波风洞理论，激波风洞团队建立了完整的JF-12复现风洞技术体系(图6)。JF-12复现风洞的技术体系由三组、九个创新技术构成。大功率激波风洞爆轰驱动技术包括反向爆轰耦合卸爆技术、临界膜片控制技术和能量多级放大直接起爆技术。直接起爆技术确保了Taylor自相似解的实现，膜片技术降低了能量损失，卸爆技术实现了爆轰现象的安全应用。长实验时间激波风洞技术包括启动激波反射控制技术、爆轰风洞缝合运行技术和激波/边界层污染抑制技术23。这三项技术避免了实验流场的反射波干扰和试验气体污染，保障了实验气流的品质。复现风洞高精度测量技术的研发针对了高超声速飞行条件的高温、高压、强剪切流动特征，在实现严酷热环境测量的基础上，取得了满足工程需求的数据精度。借助图6所示的技术体系，JF-12复现风洞实现了五个关键性能指标：纯净空气、超长试验时间(100 ms)、2.5 m喷管流场、15003500 K气流总温、1.53.0 km/s气流速率。JF-12复现风洞是国际首座能够复现高超声速飞行条件的激波风洞，覆盖了马赫数59、高度2550 km之间的高超声速飞(a)缝合运行条件(b)非缝合运行条件3.02.52.01.51.00.50.0040.006time/stime/s0.0080.010.0080.010.0120.01603.02.52.01.51.00.50P/MPaP/MPa图 5两种运行条件下驻室压力随时间的变化曲线Figure 5Curves of residence pressure with time under two operating conditions1.大功率激波风洞爆轰驱动技术(2c)激波/边界层污染抑制(1c)能量放大直接起爆(2b)爆轰风洞缝合运行方法(1b)临界膜片控制技术(2a)起动激波反射控制技术(1a)反向爆轰卸爆技术2.长实验时间激波风洞技术3.复现风洞高精度测量技术(3a)大量程高频响天平(3b)多基频干扰波系适配(3c)高灵敏度新型热电偶图 6JF-12复现风洞的技术体系Figure 6Technical system of JF-12 flight-duplicated shock tunnel姜宗林.中国高超风洞的理论创新与工程实践475行器的飞行走廊10。作为以吸气式高超声速飞行器为主要应用背景的实验平台，大大提升了对于具有分子振动激发、氧气解离的高超声速流动和超声速燃烧的研究能力。3超高速风洞的理论和与技术激波风洞理论表明：飞行马赫数越高，实验气流的总温和总压就越高，被驱动段内的入射激波就越强，爆轰驱动器需要产生的压力就越大。理论上，由于反向爆轰驱动技术产生的驱动压力与起爆前可燃气的初始压力成正比，那么初始压力越大，驱动压力就越强。但是，爆轰压力受到了驱动段结构和材料的限制，目前可以应用的安全初始压力为2050 atm，能够复现的飞行马赫数为9左右。爆轰理论研究表明：在同样的可燃气初始压力条件下，正向爆轰具有高于反向爆轰五倍的驱动能力。但是，正向爆轰如何应用于爆轰驱动器设计是一个国际公认的难题。NASA 的 HYPULSE风洞的实践证明了这一点。HYPULSE风洞有两个驱动模式，应用正向爆轰驱动时，入射激波衰减严重27。所以，如何把图7所示的泰勒稀疏波，重构为被驱动段内要求的平稳入射激波，需要理论和技术层面的突破。3.1激波反射型正向爆轰驱动概念为了解决正向爆轰驱动带来的稀疏波衰减问题，国际激波领域的专家和学者作过不少探索研究。根据Taylor 自相似解，Zeldovich 和 Taylor独立提出加长驱动段，降低单位长度入射激波衰减率的方法28,29。但是，满足工程设计要求的驱动段太长、直径太大。Coates和 Gaydon 提出在正向爆轰驱动器的起爆端再附加一个氢气辅助驱动段，通过辅助驱动段产生一个气体活塞，改变Taylor 自相似解的零速度边界条件，从而降低稀疏波的衰减。但是，产生适当的活塞速度要求的辅助驱动段压力太高30，工程上难以实现。Bakos 和 Erdos改用氦气替代氢气，通过提高声速，开展了类似的研究工作。这尽管大大降低了需要的初始压力，但是与爆轰段的初压比依然高达500倍31。俞鸿儒先生提出应用氢/氧混合气取代高压轻气体，借助爆轰产生一个气体活塞，进一步降低了辅助驱动段的初始压力。在一般的试验条件下，辅助驱动段可燃气达到爆轰段初始压力的78倍即可32。2002年，Jiang等33提出一种应用激波反射原理的正向爆轰驱动器(forward detonation cavitydriver，FDC驱动器)，基本结构如图8所示。FDC驱动器不需要额外的辅助驱动段，也无须更高的初始压力。新型的FDC驱动器由三部分组成：爆轰驱动段、激波反射腔和辅爆轰段，结构简单，运行安全。通过计算模拟，可以获得优化的驱动器尺度。FDC驱动器的基本原理是应用一个激波反射腔，使得爆轰波在反射腔的末端产生环状反射，生成适当强度的上行激波，弥补由于稀疏波引起的驱动气流的压力降低，从而改进驱动气流的平稳性。从图8所示的结构可以看出，FDC驱动器的空腔可以截流相当一部分爆轰能量，能够补充爆轰波后气流的压力下降，从而重构出入射激波的平稳压力波形。FDC驱动器首先成功的在JF-16超高速膨胀风洞获得验证，然后应用于JF-10高焓激波风洞的改造。JF-10高焓激波风洞在正向爆轰驱动模式下运行，能够产生总温高达8000 K的试验气泰勒稀疏波爆轰激C-J理论点火点正向爆轰驱动段被驱动段喷管激波风洞理论要求的入射激波PP图 7JF-22超高速风洞正向爆轰驱动Figure 7Forward detonation driver of JF-22 hypervelocity shocktunnel泰勒稀疏波爆轰波爆轰驱动段激波反射腔 辅爆轰段起爆位置P图 8激波反射型正向爆轰驱动器示意图Figure 8Schematic diagram of forward detonation cavity driverbased on shock reflection476工程研究跨学科视野中的工程,14(6):469-482(2022)流，而且驻室压力和喷管自由流皮托压力都出现了超过6 ms的压力平台。图9给出了应用JF-10高焓激波风洞试验获得的驻室压力曲线，与试验段内测得的皮托压力符合良好，其平稳性预示了试验气流的良好品质。3.2激波膨胀增焓方法激波风洞原理是通过入射激波在被驱动段末端的反射为喷管流动生成高温高压气源。入射激波的末端反射确实提高了实验气体的压力与温度，但也带来了很大的熵增，显著增加了实验气体的内能，提高了实验气流的静温，给实验结果带来了额外的不确定度。式(7)和式(8)给出了该问题的计算方法。PPMsMsMs=2(1)+1(31)2(1)(1)[phone]TTMsMsMs=2(1)+(3)(31)2(1)([phone]由公式可知道，在高马赫数条件下，激波风洞实验气流的静温可能显著地高于飞行高度的大气温度。另外，空天飞行器再入大气层的飞行速度接近轨道速度，大约在710 km/s范围，总温可达到10000 K以上。目前研发成功的正向爆轰风洞技术，在确保风洞结构安全的情况下，能够产生的实验气流速度大约为6 km/s，总温可达8000 K。显然正向爆轰驱动的能力依然不能满足高马赫数飞行的试验需求。为了解决这个问题，根据气体动力学激波非定常膨胀理论，Jiang等34提出了FDC驱动器配置膨胀加速段的增焓方法。非定常膨胀理论表明：对于激波管里具有同样压力和速度的实验气体，通过激波非定常膨胀，可以把后部气体的部分能量转移给前部气体，从而提高前面气体的动能。激波膨胀前后的马赫数比由式(9)给出：MM 1+21(9)ssps11式中，Mss为膨胀激波马赫数；Mps为入射激波马赫数。如果应用空气的比热容比估算，激波膨胀增焓技术的最大加速比约为：MM 1+73.6(10)ssps由式(10)可见，高达3.6的马赫数加速比还是非常可观的。这得益于实验气流静温的降低和速度的提升。姜宗林、高云亮、武博、周凯等3437把正向爆轰驱动技术与激波非定常膨胀概念结合，研制成功了JF-16超高速膨胀风洞，可以产生流速10 km/s的实验气流，总温高达11000K。应用JF-16超高速膨胀风洞，他们首次获得了超高速流动中不同实验模型头部的激波结构照片。JF-16超高速膨胀风洞实验气流的压力信号变化曲线如图10所示。在有效实验期间，压力分布非常平稳，长达100 s，为国际同长度膨胀风洞的性能之最。3.3JF-22超高速风洞的技术体系2018年，在国家自然科学基金委国家重大科研0307(p4i=3.0 MPa,p1=11 kPa,Ms=11.8)403530252015105014151617181920times/msp/MPa图 9应用FDC驱动器的JF-10高焓激波风洞的驻室压力曲线33Figure 9Pressure curve of JF-10 high enthalpy shock tunnel withFDC driver3281.3781.317180.110.21240.3148时间/ms气流压力信号/mV图 10JF-16超高速膨胀风洞实验气流压力信号随时间的变化曲线35Figure 10Pressure curve of test flow pressure signal with time ofJF-16 hypervelocity expansion wind tunnel姜宗林.中国高超风洞的理论创新与工程实践477仪器研制项目的支持下，正向爆轰驱动超高速高焓激波风洞(简称JF-22超高速风洞)研制项目采用了激波反射型正向爆轰驱动方法。以FDC驱动技术为核心，建立了完整的超高速风洞技术体系，并于2021年底，顺利完成风洞安装，开始了性能调试。JF-22超高速风洞的技术体系如图11所示，也由三组、九个创新技术构成。高强度正向爆轰驱动技术包括了爆轰波型重构技术、两级反射载荷减控技术和差动式双起爆技术。这三项技术不仅重构了Taylor膨胀波型，同时也降低了风洞的极限载荷，解决了正向爆轰撕裂膜片的问题，能确保风洞的安全运行。超高速流场优化技术包括正向爆轰驱动界面匹配技术，超高速喷管设计技术和激波膨胀增焓技术。其中超高速喷管设计技术考虑了高温气体效应对于喷管流场发展的影响，激波膨胀增焓技术降低了激波反射型风洞的静温，提高了实验气流焓值。极端环境高精度测量技术是针对JF-22超高速风洞的高总温、高总压和短试验时间特点研发的，并在大尺寸模型激波风洞测力天平和高总温测热流传感器技术两个方面取得了突破性进展38,39。JF-22超高速风洞是国际首座超大型正向爆轰驱动超高声速风洞。该风洞实现了四个性能指标：纯净空气；高总温，可达300010000 K；高总压力，可达550 MPa；240 ms的试验时间。JF-22超高速风洞还配备了三个直径2.5 m的喷管，能够按激波反射和激波膨胀两个模式运行，产生的实验气流能够覆盖飞行速度310 km/s、飞行高度4090 km的飞行走廊11。JF-22超高速风洞的驱动能力之强，马赫数范围之广，实验气流速度之高，在国际高超声速风洞中在绝无仅有。4工程科学的螺旋发展发展中国高超风洞是郭永怀先生在20世纪60年代倡导的，希望能够走出一条具有中国特色的道路。在1989年，俞鸿儒先生首次提出反向爆轰耦合卸爆段的概念，并且获得了风洞试验验证。从此中国高超风洞的研发有了自己的特色。2002年，姜宗林提出了激波反射型正向爆轰驱动方法；2005年姜宗林和高云亮建立了正向爆轰驱动激波膨胀增焓技术；2008年李近平和姜宗林提出了长实验时间激波风洞理论。至此，中国高超风洞有了自己的理论体系。伴随着爆轰驱动激波风洞理论的发展，中国科学院力学研究所先后建立了JF-10爆轰驱动高焓激波风洞、JF-16超高速度膨胀风洞、JF-12复现风洞和JF-22超高速风洞。至此，中国高超风洞有了自己完整的技术体系21,4042。六十多年来，中国高超风洞的研发经过了一个不断完善，不断提高，不断创新，不断超越自己的螺旋发展模式，并以其优异的性能获得了国际激波研究领域的公认。2016年中国高超风洞获得了AIAA地面试验奖。这是一个国际航空航天领域的顶级奖项，此次是中国科学家首次获奖，也是亚洲科学家首次获奖。AIAA评述：“姜的工作在高超声速大实验装置领域世界领先”(Jiangs work hasadvanced the state of art in the large scale hypersonic testfacilities)。中国空气动力学学会评述：“复现风洞理论和技术解决了困扰高超声速地面试验六十年的难题，实现了风洞试验状态从流动模拟到复现的跨越，引领了国际先进风洞技术的发展”。1.高强度正向爆轰驱动技术(1a)激波反射波型重构技术(1b)两级反射载荷减控技术(1c)差动式直接双起爆技术2.超高速流场性能优化技术(2a)正向爆轰界面匹配方法(2b)超高速喷管设计技术(2c)激波膨胀增焓技术3.极端环境高精度测量技术(3a)大尺度模型天平技术(3b)反应流光学诊断技术(3c)高精度热流传感器图 11JF-22超高速风洞的技术体系Figure 11Technical syste