在地面做超声速飞行？那就要靠这个JF12激波风洞了

　　来源：科学大院

　　如果有人说，他能靠一道激波，在实验室里模拟高超声速飞行环境！

　　你相不相信？

图1  一种高超声速飞行器的概念图

　　要不要到中国科学院力学研究所来看看JF12激波风洞？

　　一、JF12风洞长啥样

　　那么JF12风洞是什么样子的呢？它总长为265米，总重约1000吨，由主体系统和附属系统两部分组成，喷管出口直径可达2.5米。

　　它没有运动部件，仅仅靠一道激波，实现了在试验段里复现高空25~40 千米以及马赫数5~9的高超声速飞行环境（这里的“马赫数”是空气动力学的一个术语，指飞行器速度与空气中声速的比值，一般用M表示）。

图2  JF12激波风洞的照片（从真空段向上游方向看去）

　　真的？激波竟能驱动风洞运行？！

　　二、飞机上天先要过风洞关

　　但凡关心航空航天事业的人，都会知道“风洞”是一种地面试验设备，它采用“人造气流+固定模型”的方式进行各种事先设计好的实验，研究飞行器运动时的气动效应。

　　具体而言，风洞一般是采用动力装置在管道中驱动一股可控的气流，使它流过固定在管道内的静止模型（放置模型的部位，一般称为“试验段”），以此来模拟实物（例如飞行器）在静止大气中的运动。在这类模拟试验中，人们或者测量气流作用在模型上的气动性能（包括测力试验、测压试验、传热试验、振动与稳定性试验等等），或者观测模型周围的流动现象。

　　风洞实验技术运用了运动的相对性原理：飞行器运动而气体静止，或者飞行器静止而气体流动，只要它们之间的相对速度一样，飞行器所承受的气动效应就是相同的。这样，人们就可以在地面上的“有限”空间里面研究飞行状况，而无需在无限大气环境下做真实的大尺度飞行试验！

　　此外，风洞实验技术还运用了力学的相似性原理，可以利用按比例缩小的模型在风洞里进行试验，然后把对于模型所得到的试验结果整理为可用于实物的数据，再提供给设计者。这样，人们就可以先进行原理性设计和模型试验，而后生产样机，再做少量的飞行试验来定型，从而节省大量的人力、物力。

　　美国人曾给出一个数据：对于飞行器的研制成本，如果把方案设计和初步设计阶段修改外形所需付出的成本设为1的话，那么等到把它制造出来进行首次飞行后再进行外形修正，所需付出的代价则是30000！所以，我们不难理解，美国为什么会花10万个小时、2亿美金来进行航天飞机的风洞试验。因为这样的巨资不过是航天飞机总投资的1%而已！

图3  一个航天器模型安装在11*11呎的风洞试验段中（美国航天局）

　　当然，凡事有利便有弊。飞行器在大气中运动是无边界的，模型在风洞中做试验却是有边界的，而风洞的实体固壁会阻止流体的穿越从而使壁面处流体的法向速度变为零。或者说，由于有限尺度风洞的壁面的存在，模型周围的流场发生了变化，这样得到的模型试验数据就不能完全代表真实飞行器的气动特性了。这就是实验力学家常常说到的“洞壁干扰”。

　　实验力学家研究了各种办法来减少风洞的洞壁干扰效应。不言而喻，试验段尺寸越大，洞壁干扰就越小（当然，这样造价又上去了：要知道风洞造价和试验段尺寸的2.5次方成正比）。所以，JF12要做一个直径2.5米的试验段，尽量减少洞壁干扰便是原因之一。你们知道吗？在目前世界各国在用的高超声速风洞中，JF12可是试验段直径最大的一座！

　　世界上第一座风洞是英国人韦纳姆在1871年建成的，它是一个两端开口的木箱子，长3.05米。截面为边长45.7厘米的正方形。韦纳姆利用蒸汽马达驱动风箱，使空气以17.9米/秒的速度流过风洞。在随后的20世纪里，由于航空航天事业的迅猛发展，世界各国建造了各式各样的风洞。

　　按照试验段气流的速度，风洞可分为低速风洞（M＜0.4）、高速风洞（M=0.4~5.0）和高超声速风洞（M＞5.0）。

　　低速风洞多数是连续运行的，依靠由动力系统驱动的风扇来产生流场。

　　但是，由于风洞所需要的驱动功率近似地和试验段风速的三次方成正比，高速风洞（特别是跨声速和超声速风洞）如果依然采用风扇来带动气流，所需要的动力系统将十分庞大。

　　所以，一般的超声速风洞常常是一种暂冲式风洞，它依靠气体的压力差来驱动，要有一个高压气源。暂冲式风洞的缺点是只能短时间地间歇式工作，运行时间以分或秒来计算，对测量技术提出了较为苛刻的要求。

　　那么，更极端的暂冲式风洞就是脉冲型风洞啦！激波风洞便是其中之一，它们的运行时间以“毫秒”（1毫秒=1/1000秒）来计算。可以说，激波风洞是以牺牲试验时间而获取更高的试验参数（如马赫数等）。由于快速测量和计算机技术的迅速发展，使得激波风洞的应用成为现实。

　　三、激波风洞如何工作？

　　当物体在气体中运动时，会扰动周围的气体，这个扰动还会向气体的其他部分传播。气体动力学家把这种扰动在气体中的运动，叫做“波运动”，传播速度叫做“波速”。显然，由于扰动，气体在波前、波后的密度、温度、压力以及速度等状态参数都会发生变化。

　　大家熟悉的“声波”就是在气体里传播的一种小扰动，它的传播速度就是“声速”。在常温条件下（T=27°C），声速a=348米/秒。“激波”则是一种较为强烈的扰动，波前、波后的气体状态参数一般有一个“突跃”式变化。在大气中飞行的超声速飞行器都会在头部、身部等不同位置处形成激波。

图4  在一架超声速飞机周围形成的激波图像

　　激波风洞是怎样依靠激波来驱动的？激波风洞利用“激波管”作为高压气源，但和一般暂冲式高速风洞不同，这里同时会产生激波。在激波管中产生激波的机制和前面提到的高速运动物体产生激波的机制也不相同，它是利用气体压力的落差（突跃），而不是运动物体的扰动。激波是一种压缩波，气体在波后的压力、温度会比波前值增加，压差越大，所产生的激波就越强。

　　图5是激波风洞的结构示意图，主要包括激波管、喷管和试验段等。其中左边的直管就是激波管，由驱动段（高圧段）和被驱动段（低压段）组成，它们之间有一个膜片（即“主膜片”），而“第二膜片”则位于被驱动段和喷管之间。大家立刻会明白，主膜片的作用是隔开压力不同的两部分气体。膜片上刻有十字形沟槽，槽深由所设定的压差决定。当压差达到设定值时，膜片就会破裂，高压气体立即从驱动段冲入被驱动段，形成了流动状态，前方由一道激波引导。

图5  激波风洞的结构示意图

　　激波管的工作原理可以利用图6来具体说明，它展示了激波管内不同时刻t的波系结构，以及管内气体在时刻t1的状态参数（压力P，温度T）。在激波到达之处，气体的压力、温度便突然增高。那么，为什么在激波后气体的压力、温度还会有一个突跃呢？这是因为激波在第二膜片处反射了，又进一步压缩了气体。

图6  激波管工作原理示意图

　　这里要说明的是，在驱动气体中形成一道前向激波的同时，激波管内还会形成一个反向传播的“膨胀波”（有时也称作为“稀疏波”）。在膨胀波后方，气体的压力、温度要比波前值降低。最前面那个膨胀波的前方，气体的压力和温度就是驱动段的初始状态。如此看来，图中激波管的不同区域A，B，C，D里的气体有着不同的状态，设计者可以依据需要来选择某个区域作为工作区。例如，B区就是人们常常选择的一个工作区，那里的压力和温度等参数，不仅数值最高，而且很均匀，适于作为试验气流。

　　现在，你明白了吧，激波是真的能够驱动风洞运行的！当然，激波的传播速度很快，但它带动的气体流速并不高，总是亚声速的。所以，要实现试验段气流的高马赫数（M=5~9），还需要通过喷管使之膨胀、加速。

　　四、为什么JF12这么牛？3大突破！

　　作为航空航天领域的一项重大原创性成果，中国科学院力学研究所姜宗林研究员主持研制的JF12激波风洞斩获了一系列大奖：国家技术发明二等奖，中国科学院杰出成就奖，美国航空航天学会（AIAA） 地面试验奖。

图7 姜宗林获美国航空航天学会2016年度地面试验奖

　　JF12之所以牛气冲天，主要依靠的是三大突破技术！

　　1、大功率激波风洞爆轰驱动技术

　　JF12的主要特点是：复现高超声速飞行条件。这意味着，试验气流的总温要达到1600~3000摄氏度，气流总压要达到2~12兆帕。这里的总温、总压就是前面讲到的驱动段初始温度和压力。

　　姜宗林研究团队估算过，如果应用2.5米直径的喷管，开展9倍声速的试验，JF12激波风洞的功率需求比葛洲坝水电站的总功率还要大！这是多么困难的任务！那么，他们是如何突破大功率驱动技术困难的呢？这就要涉及到所谓的“爆轰驱动方法”。

　　姜宗林研究团队采用力学所俞鸿儒院士独创的爆轰驱动方法，发明了大功率激波风洞爆轰驱动技术，利用化学能替代机械能，变革了国际主流机械压缩模式，而且使驱动性能得到量级的提升。当然，这需要新理论和新技术的支撑。他们提出了多级放大、直接起爆方法和临界膜片成型技术等，实现了大型爆轰驱动器的工程化，解决了可燃气体起爆、高品质气源生成、爆轰过程控制和实验安全保障等难题，实现了风洞驱动能力的可控与可调。

　　“爆轰驱动”是怎么回事儿？这可是我国科学家自主发明、在国际上首创的一种实验技术。它采用按一定比例混合的可燃气体（如氢气和氧气，或者乙炔和空气）作为爆轰气体放置在驱动段中。这时，我们就把通常的驱动段改称为“爆轰驱动段”。

图8  JF12激波风洞的照片（从爆轰驱动段向下游方向看去）

　　启动时，在主膜片附近点火，导致可燃气体混合物起爆，这种爆轰产物的压力、温度远高于常规激波管中驱动气体的水平，无须机械做功便可以满足“复现”要求。当然，为了确保风洞的安全运行，在爆轰段的上游要加设一个卸爆段。

　　2、长实验时间激波风洞技术

　　常规激波风洞的另一个缺点是试验时间短暂，目前国外激波风洞的最高水平为30毫秒，而JF12已经能达到100毫秒！之所以能达到这样高的指标，是因为姜宗林研究团队在研制JF12风洞的过程中，先后发展了界面缝合技术、激波边界层干扰控制技术和喷管起动激波干扰弱化技术等三项技术。

　　这里的核心思路就是要组织好激波管内各种运动波系之间的匹配。例如，他们依据俞鸿儒院士提出的“小驱大”思想，采用了变截面技术来实现爆轰产物的有效膨胀，使它的热力学参数降低到满足缝合条件的状态。

　　从图9可以看出，激波管内运动波系十分复杂，不仅有入射的激波、爆轰波、稀疏波，有反射的激波、稀疏波，还有二次波。所以，如何巧妙地协调好各种运动波系、获得更长的有效试验时间，要花费许多精力来探索研究！可以看到，JF12是选择反射激波后方的区⑤里工作气体作为试验气流的。

图9  “小驱大”爆轰驱动激波管运行波系图

　　通过对JF12激波风洞试验时间的测试，结果表明：其中驻室压力的平台持续时间达到了130毫秒，超过了钱学森曾经建议的100毫秒标准。图9是JF12激波风洞的驻室压力的实测结果，它显示该激波风洞可以提供长达130毫秒的平稳试验气流，这是十分难能可贵的性能。作为比较，这里也给出世界上尺度最大、性能最好的自由活塞驱动激波风洞HIEST的测试结果（参见图10）。日本研发的HIEST风洞所能提供的试验时间仅为2毫秒，而且其试验气流的平稳度很差。

图11 日本研发的自由活塞驱动激波风洞HIEST的驻室压力的实测曲线

　　3、复现风洞高精度测量技术

　　激波风洞测量精度低的瓶颈缘于实验时间短和极端条件下的测量环境。JF12激波风洞试验气流不仅速度高，而且总温高（远远高于炼钢炉的温度）。

　　对于这种有着大冲击、强冲刷和高热流等因素干扰下的测量环境，姜宗林团队提出了高频响、大量程测力系统一体化设计方法，解决了整个测力系统与风洞特性的匹配问题。他们还发展了多基频干扰信号的波系适配分离技术，实现了实验数据的高精度处理。此外，他们研发了高精度热电偶技术，时间分辨率达到1毫秒，测量精度提高一倍，并可以重复使用。

大刚度模型支撑系统

六分量杆式天平  图12  JF12激波风洞的一体化高频响、大量程测力系统

　　这些高精度测量技术的发展，使得JF12激波风洞如虎添翼，从而能在航天领域的新型型号研发和学科前沿问题的探索方面发挥重要的作用。

　　图13汇总了姜宗林研究团队解决激波风洞三大瓶颈的技术途径。它启迪我们，要领先就不能延续前人的老路，必须有创新思路。

图13   JF12激波风洞三大技术瓶颈及其解决途径

　　美国航空航天学会的颁奖公告指出：“姜的成果创立了大型高超声速试验装备的新高度……姜的设计没有任何运动部件，能比传统风洞产生实验时间更长、能量更高的实验气流。”这是该奖项设立41年以来首位中国学者站在领奖台上。它标志着中国在航空航天基础研究方面取得了世界瞩目的杰出成就，并得到了国际学术界的公认。

　　被国际同行称为“高超巨龙”（Hyper-Dragon）的JF12激波风洞的研制成功，表明中国的航空航天实验技术具有了和世界强国拼比的实力！