高超音速地面模拟设备的研究进展

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1、第 17 卷 第 4 期1999年 12 月飞 行 力 学FLIGHT DYNAMICSVol. 17 No. 4Dec. 1999 1999-07-02 收到初稿, 1999-09-06 收到修改稿。高超音速地面模拟设备的研究进展周 华 韩 莹( 沈阳航空工业学院, 沈阳, 110034)摘 要 首先介绍了航天器再入飞行中遇到的真实气体效应问题及其对航天器气动特性所产生的影响。然后对五六十年代以来高超音速地面模拟试验地位的转换进行了简要分析。以空气助力的轨道间运送器、美国国家空天飞机和火星探测器的再入飞行为例, 探讨了再入流动对地面模拟设备的设计要求, 并回顾了各国在此方面的主要研究进展,

2、最后指出了该领域在未来的发展方向。关键词 地面模拟设备 真实气体效应 高超音速飞行引言“ 可重复使用” 和 “ 高机动飞行” 是航天器设计中的新概念。 以这两项新概念为核心,美国、英国、法国、德国和俄罗斯相继提出了研制新一代天地往返运输系统的计划。由于人们对再入流场中出现的非平衡效应等复杂流动现象缺乏充分的了解, 因此实现上述计划首先要对这些现象做更深入的研究,而地面模拟试验就是进行这项研究要迈出的第一步。地面模拟研究要求能够在地面设备中模拟再入飞行时的流场条件, 然而由于没有完整的模拟理论,现有试验技术还达不到对再入流场进行完整模拟的要求。真实气体效应是航天器再入飞行中遇到的严重问题之一,

3、也是新一代航天器设计中必须解决的问题,尽管许多模拟试验工作可以用计算流体力学来解决,但建立地面模拟试验设备和进行模拟试验还是很有必要的。目前地面模拟方面的工作主要集中在改进设备、设计新设备以提供更接近于再入流场的高焓、高马赫数流动条件,本文对此进行了回顾。1 真实气体效应问题气流温度低于 800 K 时, 空气分子的振动自由度还没有被激发, 空气为量热完全的气体。而在高超音速流动中, 特别是在再入飞行中, 气流温度通常可以达到上千开氏度,头部附近的温度甚至可以达到 6 0008 000 K。流动中出现了如激波层、熵层、粘性相关及其它高温物理和化学变化现象。 随着温度的大幅度提高, 气体内依次发

4、生振动松弛、离解和电离等变化。在这种情况下,空气的热力学性质发生了很大的变化,气体性质随着气体组分浓度的变化而变化,而不单单是温度的函数。这种气体性质的变化对飞行器的气动特性有很大影响, 这种影响称为真实气体效应。从另一个角度说, 高温气体对于热完全气体假设的违背, 就是真实气体效应 1。真实气体效应对飞行器的气动特性会产生严重影响。在 “ 哥伦比亚”号航天飞机的第一次飞行中曾出现所谓 “ 俯仰异常” ( pitch-up anomaly) 现象, 即在再入过程中, 根据预测机身襟翼只要下偏 8 左右就可以满足纵向配平的要求, 然而在实际飞行中襟翼在下偏了16 以后才达到纵向配平。 事后分析表

5、明, 这一问题的起因就是由于真实气体效应引起航天飞机迎风面和背风面压力分布的变化,从而产生一个抬头力矩的结果 2, 3。真实气体效应包括了平衡流和非平衡流两种流动类型。平衡流是指气体分子的松弛距离很小, 与宏观流动的特征尺度相比可以忽略不计,松弛过程发生在很薄的一层气体内的流动。 除此以外, 流场内的气体不是处于尚未激发状态, 就是处于完全激发状态。 与此相反, 非平衡流动气体分子的松弛距离与宏观流动的特征尺度是可比的,流场内的气体分子除了上述两种状态的分子外,还有处于两者之间状态的分子。平衡流对应于化学反应速率无限大的极限情况, 非平衡流对应于有限速率化学反应情况,冻结流则对应于化学反应速率

6、为零的情况 4。 相比于平衡流而言, 非平衡流的地面模拟需要的试验条件更难达到, 因而是研究中的难点所在。2 高超音速地面模拟试验地位的转换从目前状况来看,地面设备在整个研究中扮演的角色与五六十年代时相比已经发生了很大的变化。在五六十年代航天系统的研制过程中,地面设备承担了绝大部分的试验工作。当时设计的依据全部来自气动试验, 这是因为当时的计算流体力学还很不发达的缘故。进入 90 年代以后, 计算流体力学已经获得了长足的进步。 地面设备在高超音速流动的研究中已经不再是惟一的研究手段, 而需要与计算流体力学相互配合, 以便取长补短。这种情况下有相当大一部分试验工作可以由计算流体力学来承担。地面试

7、验的一项新任务, 就是为数值计算提供建立模型的依据, 同时对计算流体力学的计算结果进行校核。 地面试验已经不需要对所有模拟参数进行全程模拟, 而只须对其中特定的参数进行模拟, 然后通过计算流体力学进行补充计算。比如对于模型几何关系的描述, 地面试验中由于设备尺寸的限制, 模型的几何细节可能会有被抹平的地方, 这些被抹平的地方就可以利用数值计算进行细节模拟。只要在二者之间保持一定的可比性就可以做到这一点。与此相类似的模拟参数,还有飞行高度、马赫数、雷诺数、克纽森数和试验气体构成等。将来随着计算流体力学的不断发展, 地面试验对数值计算的校核工作会进一步增加。 可以说,地面试验既是计算流体力学理论的

8、基础, 又是对其进行校核的工具。 二者的有机结合, 将在这一领域的研究中发挥巨大的作用 5。7第 4 期周 华等. 高超音速地面模拟设备的研究进展 3 目前对高超音速地面模拟的基本要求新一代航天器可以分为空气助力的轨道间运送器 ( AOT V) 、美国国家空天飞机 ( NASP) 和火星探测器三类。新的地面设备主要用于模拟这三种飞行器的再入流场。AOTV 类飞行器往来于稠密大气层顶部和空间站轨道之间, 因而其周围的绕流极为 稀薄,流动处于热化学非平衡状态。即使流动保持平衡状态, 真实气体效应也会严重影响飞行器的飞行稳定性, 特别是影响纵向配平特性。另外, 由于这类飞行器尺度比较大, 因而存在着

9、严重的辐射换热问题。非连续流效应也会影响这类飞行器的飞行。NASP 类飞行器的特点是入轨前在稠密大气层中飞行的时间比较长,因此其飞行雷诺数很高, 气动加热问题相对比较突出,边界层转捩比较早。由于前机身形状对发动机 进气道中的流动品质有很大影响, 同时发动机尾喷流对全机的升阻特性和纵向配平也有很大影响, 因而设计中对发动机与机身结构的关系问题也比较敏感。因此这一类飞行器的设计, 要求首先对边界层转捩、紊流的输运过程、有限速率化学反应和内外流干扰问题有较深入的了解。 在行星际探测器的设计中,为了尽量减小飞行器往返的时间, 这类飞行器的再入速度往往大于其逃逸速度。巨大的动能转化为绕流的热能以后, 在

10、绕流中就会产生剧烈的高温物理和化学变化。其钝形头部周围的温度甚至会超过太阳表面的温度,形成强烈的辐射换热。其周围的真实气体流场,对飞行器气动性能的影响尚属未知 6。新一代的航天运输系统的马赫数可以达到 1025, NASP 类飞行器还将使用吸气式空气发动机。基于这种设计构想, 可知理想的地面设备应满足下列要求:( 1) 试验段尺寸足够大。试验段尺寸是限制模型尺寸的主要因素。模型尺寸的大小, 应该保证气动载荷对力平衡的能力,保证模型表面传感器具有适当的密度,保证绕模型流场的特征不变,边界层的发展应保证能满足将其推广到飞行条件中去的要求或与计算结果相对比的要求, 以及模型的几何特征与更精细的模型试

11、验结果相吻合的要求;( 2) 试验段流场品质足够高。试验段参数的变化所引起的测量数据的变化应控制在 测试仪器和计算方法的误差范围以内。试验段中应不含有多余的化学反应,也就是说试验段流场应能代表真实飞行的条件;( 3) 试验时间足够长。应能保证流动可以充分发展并有足够的时间进行测量; ( 4) 从建造费用和运行费用上考虑应尽可能经济;( 5) 设备必须可以对带控制面或控制系统、 且带有推进系统的全机构形进行试验。 因为这对于带空气吸入式推进器的高超音速飞行器的试验是非常重要的。这种飞行器的前机身对发动机性能的影响很大,同时发动机对全机的升力和阻力以及俯仰力矩特性都有 很大的影响。4 高超音速地面

12、模拟方法的最新进展由于高超音速流动涉及的流动现象包括从微观到宏观的高温物理化学变化,因而提8飞 行 力 学第 17卷出一个对于微观的分子运动论和宏观流体动力学一致成立的相似准则是非常困难的。70 年代美国发展第一代航天飞机时, 采取了将很多设备集中使用,通过大量的吹风试验进行趋势摸索, 再将结果外插到飞行条件的办法。 当时他们所使用的相似参数主要有Chap-man-Rubesin 粘性系数 ( C) 、粘性相关系数 ( ?) 和基于自由流条件的滑移参数( V) 等。 其中, 与实际飞行结果吻合比较好的一个参数是滑移参数, 但是目前尚未发展出自成体系的模拟理论 2。地面模拟试验的另一个困难是高参

13、数 ( 即高马赫数、高焓、高压和高温) 状态不易达到。因为高参数状态流动与低参数情况有质的不同,所以必然要求在模拟中首先制备 出符合高参数流动模拟需求的气体样本, 然后再结合相似理论进行模拟。 正因为如此, 改进地面设备的第一步是找出适当的办法在试验段内造成模拟所必需的高参数流动条件。下面简要介绍一下近几年为达到这一目的国内外出现的最新设计。美国华盛顿大学提出了一种冲压加速器 ( Ram Accelerator) 设计, 使弹道靶的试验 性能较之采用二级轻气炮有了很大提高。冲压加速器在相当于二级轻气炮的第二级处将炮管的内型面和模型与弹托组合体的几何形状进行了改变,使之在几何形式上成为一个类似于

14、冲压发动机内型面的形状。在这一段内预先充入可燃气体和氧化剂,比如氢气和 氧气。这样在组合体飞过时, 组合体前产生的激波使得混合气体在模型底部燃烧形成推力, 从而对模型形成加速作用。这样可以有效提高设备的驱动性能, 使模型的飞行速度和尺度都有明显增加 7。 美国 Arnold 工程发展中心 ( 即 AEDC, Arnold Engineering Development Center) 将建造一个爆轰驱动的自由活塞式激波风洞。AEDC 的爆轰驱动的自由活塞式激波风洞主要的改进有: ( 1) 将高压驱动改为爆轰驱动;( 2) 将活塞外面包上一层塑料,成为可变形的活塞以进一步提高活塞压缩效果;( 3

15、) 重新设计了活塞的密封层; ( 4) 改变了内型面的收缩比和收缩形式。这项改进设计由 Hornung 等人提出,称之为 T5 风洞 ( T5 风洞建于加州理工学院,T 1 至 T 4 同为自由活塞式激波管或激波风洞,均建于澳大利亚) 或 G-Range 脉冲设备 ( G-Range Impulse Facility) 。 据Hornung 的文章说: 为达到再入条件, T 5的驻室压强达到了 100 MPa, 总温达到了10 000 K。 T 5 风洞是目前在再入流动模拟方面比较先进的设备之一 8。 美国Calspan 公司 ( Calspan Corporation) 的 Lordi 等人

16、设计了一种用于研究高超音速低密度化学反应流动的设备。这种设备由一台火箭发动机、一个激波驻留器 ( ShockHolder) 、 真空箱和测试设备构成。 这种设备用火箭发动机将燃烧的混合气体直接喷入真空箱形成射流, 射流经膨胀后在激波驻留器前形成脱体激波, 然后通过安装在驻留器后 面和射流两侧的测试设备对激波结构和高超音速流动中的松弛过程进行研究 9。德国宇航研究院( German Aerospace Research Establishment) 在其所属的试验流体力学研究所建造了一个自由活塞式激波风洞 HEG。这个激波风洞采用反射式试验模态, 对欧洲航天飞机 HERMES 进行了试验研究。这座风洞的压缩段与被驱动段的面积比达9第 4 期周 华等. 高超音速地面模拟设备的研究进展 到了 13. 5。在判断这座风洞的试验能力和使用这座风洞进行氮气离解反应的试验时, 采 用了氮气离解的特征距离 ( Xd) 作为将试验与飞行相联系的相似准则 10。美国 NASA 艾姆斯中心对其 0. 406 m 燃烧驱动式激波风洞的改造计划包括四