力學(xué)大會(huì)2015集驅(qū)動(dòng)激波膨脹管試驗(yàn)流場特性研究

引飛行器再入大氣層或者進(jìn)入其他星球大氣層的過程中必須面對(duì)高速高溫流動(dòng)環(huán)境火一樣的考驗(yàn)這一過程存在復(fù)雜的氣體動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象，例如空氣分子振動(dòng)激發(fā)熱化學(xué)反應(yīng)電離、熱輻射、強(qiáng)激波以及它們的相互作用。上述復(fù)雜現(xiàn)象及其對(duì)再入飛行器氣動(dòng)性能的影響特性，不僅是飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵依據(jù)，更決定了飛行器飛行的可靠性。另一方面，高溫氣體流動(dòng)物理與熱化學(xué)的復(fù)雜耦合機(jī)理，也是在高溫氣動(dòng)領(lǐng)域內(nèi)備受關(guān)注的基礎(chǔ)問題之一。流動(dòng)的試驗(yàn)氣流并開展?jié)M足尺度要求的模型試驗(yàn)極大。地面試驗(yàn)設(shè)備通常以激波膨脹管/風(fēng)洞是目前世界上能夠產(chǎn)生速試驗(yàn)流場的少數(shù)地面試驗(yàn)設(shè)備之一，其結(jié)構(gòu)和總焓，這種現(xiàn)象被稱為焓的倍增。膨脹管的概念是由Resler&面的優(yōu)勢，只要改變膨脹管各段的充氣壓力，就可以得到大范圍的試驗(yàn)氣流。自從出現(xiàn)了膨脹管研制的一個(gè)新。澳大利亞Queensland大學(xué)發(fā)展了自由活塞驅(qū)動(dòng)X-XX，試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)毫秒量級(jí)[7]5]。產(chǎn)生速試驗(yàn)氣流的主要限制因素是驅(qū)動(dòng)能力，自由活塞驅(qū)動(dòng)雖然理論上能實(shí)現(xiàn)激波膨脹管JF16工作原爆轟驅(qū)動(dòng)分為正向和反向驅(qū)動(dòng)兩種方式，其中前者利用爆轟波陣面的高溫高壓高驅(qū)動(dòng)能力強(qiáng)；而后者利用ylor穩(wěn)氣流，但是驅(qū)動(dòng)驅(qū)動(dòng)方式弱。爆轟驅(qū)動(dòng)激波-mm)、激波管(Φ68×2750mm)、膨脹加速段(60×60×7600 mm)和真空罐(vacuum)，圖1JF16結(jié)構(gòu)簡圖及測爆轟驅(qū)動(dòng)激波

圖2JF16工作原理aryshockwave,psw)，同時(shí)中心膨脹波向驅(qū)動(dòng)段的高壓氣體中，主激波和膨脹波之間由驅(qū)動(dòng)/試驗(yàn)氣射激波(secondaryshockwave,ssw)，同時(shí)形成中心膨脹波向上游的試驗(yàn)氣體中，并在兩者之間形成試驗(yàn)/加速氣體界面（secondarycontactsurface,爆轟驅(qū)動(dòng)激波爆轟驅(qū)動(dòng)能夠產(chǎn)生更高品質(zhì)的試驗(yàn)氣流，且運(yùn)行與成本相對(duì)低廉。度，其中p4i、p1、p7表1JF16p4ip1p79化學(xué)成分，需要的流場診斷技術(shù)以便獲得的流場信息。數(shù)值模擬是速試驗(yàn)的一個(gè)有力的輔助診斷，它能提供試驗(yàn)測量很難以得到的流場信息。本節(jié)主要由1、2號(hào)電離探針給出，作為數(shù)值分析的條件。數(shù)值模擬應(yīng)用了多組分Euler控制方上文提到，通過調(diào)整爆轟段、激波管段和膨脹加速段的初始?jí)毫梢缘玫讲煌脑囼?yàn)氣流條件，圖3給出了兩種計(jì)算的波結(jié)構(gòu)，膨脹加速段的初始?jí)毫Σ煌?，p7別3和0.11結(jié)果相比，后者的波結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)了數(shù)值振蕩值振蕩往往出現(xiàn)在激波陣面附近，而圖3中的振蕩卻發(fā)生在第二接觸間斷面(s)對(duì)ulr對(duì)流項(xiàng)的離散應(yīng)用了頻散可控耗散格式(DC)[15該格式的激波捕捉能力非常強(qiáng)健，對(duì)強(qiáng)激波具有自適應(yīng)模擬能力，且不需要人為調(diào)整的格式參數(shù)。溫度及氣流成分。DCD是基于特征速度的通量格式，所以問題的根源就是溫度引起圖3JF16兩種運(yùn)行條件下的波結(jié)構(gòu)，左：p7=3mmHg；右：p7=0.1mmHg，其它初始參數(shù)見表圖4主激波結(jié)構(gòu)（左，二道膜破膜前）以及破膜后加速管內(nèi)的瞬時(shí)波結(jié)構(gòu)（右上文提到，激波

圖5圖4(右)對(duì)應(yīng)瞬間的波后氣流組22#的主入射激波結(jié)構(gòu)，其速度陣面有一個(gè)的脈沖，而非理想條件的方波結(jié)構(gòu)(如的脈沖更。上述的脈沖結(jié)構(gòu)反應(yīng)了熱、化學(xué)真實(shí)氣體效應(yīng)強(qiáng)激波結(jié)構(gòu)的影響，即化學(xué)焓、分子轉(zhuǎn)動(dòng)與振動(dòng)等自由度的激發(fā)分儲(chǔ)了波后氣體的能量，使得波后溫度波壓縮達(dá)到的極限密度比為(γ+1)/(γ-步降低試驗(yàn)氣流靜溫或者靜焓，提高試驗(yàn)氣流的數(shù)。表2JF16激波管和膨脹管的主要流場參數(shù)(runFlow0.1326658850Note:theidealparametersarebasedontheMachnumberofpswandssw,i.e.,Mpsw=13.9andMssw=27.7,andγ=1.4.2]，圖6給出了一系列模型試驗(yàn)中的一種，即尖錐試驗(yàn)。試驗(yàn)中高速相機(jī)的頻率kHz，與之對(duì)應(yīng)的數(shù)值分析結(jié)果見圖7。如圖4所示，加速氣流和試驗(yàn)氣流，即5區(qū)和6區(qū)氣流參數(shù)存在明顯的差別，理論上講，試驗(yàn)中應(yīng)該得到對(duì)應(yīng)加速氣流和試驗(yàn)，如圖7(a)和(b)數(shù)值紋影所示，加速氣流的聲速高得多，因此數(shù)較低，得到的錐由于速模型試驗(yàn)的氣流溫度很高，因此試驗(yàn)的亮度反應(yīng)了流場自發(fā)光現(xiàn)足夠高，如圖(d)所示，因此粒子自發(fā)光被試驗(yàn)清楚捕捉到。文獻(xiàn)[11,12]還對(duì)其他模型開展了速流場顯示試驗(yàn)，如雙錐和楔體模型，試驗(yàn)進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn)氮原子的濃度變化關(guān)系與斜激波后自發(fā)光的強(qiáng)弱較為匹配，因此初圖6JF16尖錐模型試驗(yàn)(u∞=8.1加速氣流模型流場的數(shù)值紋影試驗(yàn)氣流模型流場的數(shù)值紋影加速氣流模型流場的數(shù)值密度云圖7JF16尖錐模型流場試驗(yàn)的數(shù)值輔圖8JF16雙錐模型試驗(yàn)(u∞=8.1加速氣流模型流場的數(shù)值密度云JF16升

圖9JF16雙錐模型流場試驗(yàn)的數(shù)值輔圖10升級(jí)后的JF16激波膨脹風(fēng) 本文回顧了高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家（LHD）在速流動(dòng)試驗(yàn)設(shè)備的研進(jìn)展，包括爆轟驅(qū)動(dòng)激波膨脹管的強(qiáng)激波對(duì)數(shù)值模擬技術(shù)的問題，借助于速試驗(yàn)流場的數(shù)值輔助診斷技術(shù)，對(duì)試驗(yàn)流場的品質(zhì)進(jìn)行了初步分析，闡釋了速流場中的熱、化學(xué)等高溫氣體HornungHG.Groundtestingfor ReslerEL,BloxsomDE.VeryhighMachnumberflowsbyunsteadyflowprinciples.CornellUniversityGraduateSchoolofAeronauticalEngineering,limitedcirculationmonograph,January1952.TrimpiRL.Apreliminarytheoreticalstudyoftheexpansiontube,anewdeviceforproducinghigh-enthalpyshort-durationhy icgasflows.TechRepR-133,NASA,1962.StalkeRJ,PaullA,StringerI.Experimentsonanexpansiontubewithapistondriver–Phase1.DepartmentofMechanicalEngineeringReport,theUniversityofQueesland,1987.NeelyAJ,MorganRG.TheSuperorbitalExpansionTubeconcept,experimentandysis.AeronauticalJournal.1994,98(3),HoldenMS,WadhamsTP,CandlerGV.ExperimentalstudiesintheLENSshocktunnelandexpansiontunneltoexaminereal-gaseffectsinhypervelocityflows.AIAA2004-0916,2004.DufreneA,MacLeanM,ParkerRA,WadhamsT,HoldenM.CharacterizationofthenewLENSexpansiontunnelfacility.AIAApaper2010-HornungHG.PerformanceDataofthe -PistonShockTunnelatGALCIT.AIAAPaper92-3943,JulyYuHR,EsserB,LenartzM,GroenigH,Gaseousdetonationdriverforashocktunnel.ShockWaves,2:245-254,高云亮.《速流動(dòng)實(shí)驗(yàn)?zāi)M方法及基礎(chǔ)氣動(dòng)問題研究》，博 ，中國力學(xué)，武博.《強(qiáng)激波現(xiàn)象與速流動(dòng)實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究》，博 ，中國力學(xué)JiangZL,WuB,GaoYL,ZhaoW,HuZM.Developmentofthedetonation-drivenexpansiontubefororbitalspeedexperiments.Science,TechnologicalSciences,2015,58(4):695~700.HuZM,WangC,JiangZL,KhooBC.Thermo-chemicalnonequilibriumphenomenaofthestrongshockwavetogeneratehy ictestflow.The5thInternationalSymposiumonPhysicsofFluids,Changbaishan,,June15~17,2013.HuZM,WangC,JiangZL,Kho