卡尔斯潘公司高超声速脉冲设备建设历程分析

吕治国,李国君,赵荣娟,罗义成,孔荣宗,钟 涌,姜 华

(1.西安交通大学能动学院,西安 710049; 2.中国空气动力研究与发展中心超高速所,四川 绵阳 621000)

0 引 言

美国纽约的卡尔斯潘大学巴佛罗研究中心(Calspan-University at Buffalo Research Center， CUBRC)是一个世界著名的高超声速地面模拟试验研究中心，也是现在美国军方气动热和气动光学评估中心(Aerothermal and Aero-Optics Evaluation Center)的依托单位，这个研究中心也被称为卡尔斯潘公司。它前身是位于纽约巴佛罗的柯蒂斯-莱特航空器研究实验室，二战后随着柯蒂斯-莱特工厂的关闭，重新成立了一个附属于康奈尔大学的非盈利性研究机构，即康奈尔航空实验室。在1972年，康奈尔重组了盈利性质的卡尔斯潘公司，在接下来数年中，卡尔斯潘公司多次易主和改名，先后隶属于空间工业、绿色颜料工业和通用动力公司等。2005年，宇航运输业务从通用动力公司剥离出来并获得了独立的法人资格，董事会恢复了卡尔斯潘公司的名称，并将业务集中在运输、宇航试验以及与安全相关的技术服务领域[1]。

为了适应美国高超声速不同研究目的的需要，从上世纪50年代起，卡尔斯潘公司先后建造了6座激波风洞和2座膨胀管风洞等脉冲设备，这些设备参数及性能如表1所示。本文重点介绍和分析卡尔斯潘公司后来发展的2座世界级激波风洞(LENS Ⅰ 和LENS Ⅱ)和2座膨胀管风洞( LENS X 和LENS XX)等脉冲设备的建设背景以及可以承担的试验研究项目情况，希望可以对我国脉冲设备建设、试验测试技术发展提供有益的参考和借鉴。

表1 美国卡尔斯潘公司设备参数及其性能表

1 激波风洞与膨胀管风洞运行原理

1.1激波风洞运行原理

激波风洞是目前使用最多的高超声速脉冲型风洞，设备由驱动段、被驱动段、喷管、试验段和真空箱组成。其运行原理如下：首先，在激波管的驱动段充入高压轻质气体，还可以采用加热的方式提高驱动能力；在被驱动段充入试验气体，当驱动气体的压力达到一定值时，控制主膜片破裂，这个过程产生的激波向被驱动段中试验气体传播，膨胀波向驱动气体传播；向下游传播的激波在被驱动段末端的喷管喉道前被反射，然后向上游传播，被压缩后的试验气体达到高温高压的滞止状态；当被驱动段与喷管之间的膜片破裂后，试验气体通过喷管膨胀后达到试验状态。

1.2高焓膨胀管风洞运行原理

高焓膨胀管风洞与激波风洞的结构类似，主要区别是在被驱动段和喷管之间增加了一段加速段。以常规运行的最简单膨胀管为例，其运行过程如下：设备准备过程中，分别在驱动段中充入高压驱动气体，在被驱动段中充入低压试验气体，在膨胀加速段中充入极低压力的加速气体或者直接通过抽真空的方式保留一定压力的气体；当驱动气体压力达到一定值时，控制主膜片(金属膜片)破裂，在试验气体中立即产生第1道激波使试验气体的温度和压力升高，试验气体被加速(第1次加速，超声速)；此后，激波通过全部试验气体后击破第2膜片(聚酯膜片)形成了第2道激波，第2道激波(相对第1道较薄弱)进入膨胀加速段；与此同时应有一逆流膨胀波(非定常膨胀波)形成，往后传入试验气体，但由于试验气体的气流是超声速的，因此该非定常膨胀波仅往下游传播，该非定常膨胀波使试验气体第2次加速，在加速的同时，试验气体的温度、压力亦随之下降；试验气体经过2次加速过程(激波加速和非定常膨胀波加速)具有很高的速度和较高的焓值，相比较而言，膨胀管风洞的有效试验时间比激波风洞更短。

2 前期建设的激波风洞

1958年，卡尔斯潘公司建成了一个11英寸×15英寸的激波风洞，用来进行基础研究和新型高超声速脉冲设备设计。这座风洞的应用和先进测试仪器的发展使卡尔斯潘公司具备了建造更大风洞的能力[2]。

48英寸激波风洞建于1958年，是同类设备中首座在M6～20条件下得到商业应用的脉冲设备，也是激波风洞从直通运行到反射运行飞跃的大型脉冲设备。该风洞还有一个特点就是使用加热氦气作为驱动气体。这座设备建成后，被广泛用于进行高马赫数、低雷诺数条件下需要考虑粘性干扰和稀薄气体效应的试验。在该设备上先后进行了阿波罗返回舱、航天飞机以及星际探测飞行器等多种试验研究。这个设备不足之处主要是试验时间短以及试验段相对较小等，好在使用扩展驱动段时，最长试验时间可以达到40ms，也基本上克服了这方面的不足之处。由于具有很好的重复性，较好的流场品质和较长的有效运行时间，卡尔斯潘公司利用这座风洞为后来的脉冲设备发展了多种测试技术[3]。从建成后到现在60多年来，使用这座设备在高超声速飞行器的设计中进行了大量的试验来评估和改进CFD预测方法，对美国的APOLLO飞船计划和航天飞机计划提供了大量的高超声速地面模拟试验数据。

为了更高焓值以及大尺度模型模拟的需求，卡尔斯潘公司于1964年1月设计了96英寸激波风洞，它采用电加热氢气作为驱动气体，使它的性能超过了以前同类脉冲风洞能够达到的指标。从建成开始，就进行了一系列基础研究、飞行器设计和评估数据试验。这些研究包括：高超声速气动力和气动加热研究、动稳定性研究、高超声速推进(包括喷流干扰和外部燃烧)和燃烧室进气道性能研究、磁流体动力学和等离子体-微波干扰研究、边界层和激波干扰研究、壁面催化特性研究以及蒸发冷却和烧蚀试验研究。

1989年，虽然LENS Ⅰ 激波风洞将要建好了，但为了及时满足超燃冲压发动机研究的需求，卡尔斯潘公司又对这座风洞设备进行了大规模的技术改造，以得到更高的焓值和更长的有效试验时间。这次设备改造的关键就是增加激波管内径和改造激波管末端的中心体阀[4]，使96英寸激波风洞的流场品质得到了提高。

在2008年前后，一方面由于LENS Ⅰ 激波风洞的设备参数和试验研究能力均可以覆盖96英寸激波风洞，试验效率的提高降低了96英寸激波风洞存在的价值；另一方面美国高超声速飞行器研制以及深空探测研究需要建设试验模拟能力(如气流焓值更高、速度范围更宽)更强的脉冲设备。追求效益最大化的卡尔斯潘公司又利用该风洞的地基、试验段和部分测控系统，建设了目前世界上设备规模最大的LENS XX膨胀管风洞，因此96英寸激波风洞已经不复存在了。

基于对高焓气流的追求，在建设完成96英寸激波风洞后，卡尔斯潘公司又建设了一座高焓激波风洞，不过有关该风洞公开报道的文献资料相对较少，甚至没有正式的名称，到目前为止仅仅查阅到有少量的方案研究以及激波管调试、风洞调试以及发展测试技术等方面的报告[5-7]。

3 LENSⅠ激波风洞

LENS Ⅰ激波风洞(见图1)是结合过去多年激波风洞设备发展的特点设计、建造的大型反射激波风洞[8-9]。1986年开始研制，主要目的是为高雷诺数、高马赫数、低焓条件下复杂湍流干扰的流体动力学问题提供相应的试验设备，该设备能够提供高质量的试验气流和较长的有效试验时间。随着国家航空航天计划(NASP)的出现，LENS Ⅰ 的目标升级为：在马赫数6～15范围内完全模拟航天飞机的飞行雷诺数。另一个目标就是为了进行速度达到约4.6km/s的超燃冲压发动机地面模拟试验。为了提供高焓和高压环境的试验气流，该风洞采用氢气驱动的运行方式。

图1 LEN I激波风洞及试验能力

LENS Ⅰ激波风洞由外式加热驱动段夹膜段(长7.77m(25.5英尺，以下均为国际单位制)内径297.4mm)、被驱动段(长18.29m内径203mm)、快速作用的中心体阀以及多个喷管和试验段等组成，试验段内径为2.44m。为了防止氢脆现象，在驱动段内加了一层不锈钢衬套。

LENS Ⅰ激波风洞的最高驱动压力可以达到206MPa，驱动气体(氢气、氦气、氮气或者它们的混合气体)可以加热到400℃。为了获得缝合接触面运行条件下最长的试验时间，这些气体比例可以按需要改变。可以使用空气、氩气、二氧化碳、氢气以及其他任何气体或者上述气体混合物作为试验气体。LENS Ⅰ 激波风洞能够完全复现飞行条件的马赫数范围是6～15，与雷诺数相匹配的马赫数可以到22[10]。在只需要模拟马赫数和雷诺数的流场条件下，LENS Ⅰ激波风洞可以在不加热条件下运行，由于设备规模相对较大，可以比48英寸激波风洞获得较高雷诺数和较长的试验时间。

从1992年建成开始，LENS Ⅰ 激波风洞被广泛用于进行导弹、带超燃冲压发动机飞行器等高超声速飞行器的气动热、气动光学效应研究，这为飞行器的研制和CFD计算验证提供了重要数据。由于LENS Ⅰ 激波风洞可以复现高温高雷诺数的流场条件，被广泛用于进行对高超声速飞行器研制非常重要的粘性干扰、真实气体效应、边界层转捩和化学流动现象研究。

4 LENS Ⅱ 激波风洞

为了增强激波风洞的低空和低马赫数模拟能力，20世纪90年代中期，在LENS Ⅰ 风洞旁建设了一座激波管口径更大的激波风洞LENS Ⅱ(见图2)，目的是为了进行马赫数范围3～8的超燃冲压发动机研究、气动热和气动光学评估试验和其他高超声速全尺寸模型(M3～7)模拟试验研究。

LENS Ⅱ设备能够实现激波风洞、Ludweig管和膨胀管风洞3种运行方式。在低马赫数范围内，它能够提供雷诺数达到109的流场条件，从而可以完全复现大尺度模型的飞行条件。

图2 LENS Ⅱ激波风洞及试验能力

LENS Ⅱ激波风洞的组成与LENS Ⅰ类似，所不同的就是激波管内径增加到3倍，达到609mm，驱动段长度增加到18.29m，被驱动段长度增加到30.48m。该风洞配备有3个型面喷管和1个锥形喷管，型面喷管对应的马赫数范围分别是3～5、5～8及8～11，锥形喷管对应的马赫数范围是7～15。试验时间范围在20～100ms之间。试验气流速度范围在910～2740m/s之间[10]。

LENS Ⅱ激波风洞进行的试验研究主要集中在复现马赫数范围3～9的飞行环境。在此风洞上，发展了与超燃冲压发动机和多体分离相关的非定常试验技术[11-12]，开展了超燃发动机研究试验、气动热和气动光学评估试验研究、边界层转捩特性研究以及其它高超声速飞行器全尺寸模型地面模拟试验研究等。

5 LENS X膨胀管风洞

在建设膨胀管风洞前，卡尔斯潘的高焓试验都是在LENS Ⅰ激波风洞反射运行模式下得到的。在这些试验中，试验气体靠激波加热两次并达到滞止状态，然后冲破膜片进入喷管加速。在驻室中，试验气体达到组分平衡状态。当试验气流通过喉道和喷管后，气体温度在膨胀的过程中迅速下降。这个过程可能会导致部分离解的气体来不及复合，使自由流处于非平衡状态。为了改善这个状况，卡尔斯潘公司对现有的LENS Ⅱ设备进行改造，成为LENS X膨胀管风洞(见图3)。

图3 LENS X 膨胀管风洞照片

LENS X膨胀管风洞的主要部件来自于LENS Ⅱ激波风洞，也利用其地基基础，除了改变膜片装配段外，主要是在LENS Ⅱ 激波风洞上增加了膨胀加速段，使其成为膨胀管风洞。利用膨胀管风洞可以在避免传统激波风洞气流污染以及设备烧蚀的基础上，获得化学平衡和较高焓值的试验气流。

LENS X膨胀管风洞主要进行高焓相关的地面模拟试验研究，如高超声速飞行器附面层转捩特性研究、真实气体化学层流条件下粘性与无粘性相互干扰研究、激波与湍流附面层干扰引起的湍流附面层分离特性研究和高超声速流动气体辐射热特性试验研究等。在LENS X 膨胀管风洞上开展的真实气体效应相关方面的试验研究较多，如：真实气体效应对分离流动以及激波和激波附面层干扰研究、真实气体效应对再入通讯中断特性研究、真实气体效应对附面层转捩特性影响研究和真实气体效应对控制面气动力/热特性影响研究等[13-18]。

LENS X膨胀管风洞的另一个重要作用就是作为建设LENS XX 膨胀管风洞的引导性风洞，研究膨胀管风洞的运行和控制技术、试验技术和发展适合于膨胀管风洞的测量技术。

6 LENS XX膨胀管风洞

虽然LENS X 膨胀管风洞的焓值和试验气流的速度模拟能力比常规激波风洞高，但是焓值(<25MJ/kg)模拟能力仍不能满足美国星际深空探测的需要，在2008年，卡尔斯潘公司利用96英寸激波风洞的设备基础和部分部件又建设了世界上规模最大的膨胀管风洞LENS XX(见图4)。

该膨胀管风洞内径为609mm，总长73m。该风洞具有两个试验段，一个在喷管前，也就是在膨胀管加速段末端，其直径为609mm，用于进行膨胀管模式的试验研究，在喷管后的2.44m试验段主要进行膨胀管风洞模式的试验研究。这座风洞建成后，与其它设备结合，卡尔斯潘公司高超声速试验能力得到了大幅度提升，能够模拟现在真实高超声速飞行器的飞行条件。由于LENS XX 膨胀管风洞的内径很大，所以能够提供比其它同类设备更大尺度的核心气流以及更长的有效试验时间。而且试验气流干扰的频率较低，还能够减弱粘性效应的影响。LENS XX膨胀管风洞驱动气体最大压力为69MPa，总焓可以达到90MJ/kg，使用四段构造时可以达到120MJ/kg。有效试验时间可以达到4ms，试验气流马赫数可超过30，雷诺数可超过107。试验气流速度可超过13km/s，激波速度可以达到15km/s。已经成功调试出的试验状态中激波速度可以达到12.4km/s。从已经进行的调试可以看出，设备的重复性也非常好，主激波的速度偏差不超过1.5％[19]。

图4 LENS XX 膨胀管风洞及模拟能力

与其它方式驱动的膨胀管风洞相比，LENS XX 膨胀管风洞的主要特点有如下2个方面：一是使用电加热氢气作为驱动气体，使驱动气体的声速提升了1倍，从而使试验气体能够达到更高的焓值，与电弧驱动和燃烧驱动相比，更容易保证试验气流的纯度；二是主膜片使用双膜片系统，与自由活塞驱动相比，提高了试验条件的重复性。

LENS XX膨胀管风洞的性能参数通过激波速度测量，皮托压力探测、自由流压力探针和纹影仪以及非理想气体模型数值计算得到。在LENS XX膨胀管风洞上进行试验的重点在于评估高超声速飞行器面临的真实气体效应和非平衡效应，研究高超声速飞行器再入时飞行器周围等离子体特性和激波辐射特性。目前已经在LENS XX 膨胀管风洞上进行了高速激波波前的可见和紫外辐射测量研究，目的是为了得到NASA CEV返回器从月球返回再入的模拟环境。为了验证这座设备的性能，也进行了钝锥模型的气动热测量和圆柱模型激波滞止线的辐射测量。近期的研究目标是通过在LENS XX膨胀管风洞上进行试验来复现Fire II和BSUV飞行试验得到的一些数据，发展焓值高于10MJ/kg时更为合适的气体化学模型[20-23]。

7 结束语

美国卡尔斯潘公司LENS 系列脉冲设备的发展都是根据美国不同时期高超声速飞行器发展的具体需求而建设的。48英寸激波风洞是针对美国APOLLO飞船计划和航天飞机计划流场模拟的需求；96英寸激波风洞是为了满足飞船计划航天飞机计划大尺度流场和更高焓值模拟的需求，90年代的改造是为了满足NASP超燃冲压发动机飞行器模拟试验的需求；LENS Ⅰ激波风洞和LENS Ⅱ 激波风洞的建设是为了满足气动热和气动光学评估以及含有超燃冲压发动机高超声速飞行器试验研究模拟等方面的需求；LENS X 和LENS XX 膨胀管风洞的建设是为了满足美国高超声速飞行器高焓真实气体效应、深空探测等方面的需求。

为了满足美国高超声速飞行器高焓真实气体效应、深空探测等方面的需求。这些设备在美国高超声速飞行器的研制中发挥了不可替代的作用，这些设备在进行高超声速地面试验模拟的效率是不相同的，总的说来就是小型高超声速脉冲设备效率高，可以进行大量的涉及高超声速流动现象的基础研究，大型设备的试验效率相对低一些，可以进行对高超声速飞行器研制起重要作用的试验。

对于LENS系列脉冲设备来讲，设备的不足之处主要体现在以下几个方面：第一，设备规模相对较大，导致设备用气量大增，因此导致试验成本也相对增加；第二，试验效率相对较低；第三，由于使用加热氢气作为驱动气体，设备运行安全风险相对较高。

我国高超声速脉冲设备的发展，也需要满足高超声速飞行器的研制的需求，为解决高超声速飞行器的发展面临的问题提供流场模拟条件。由于不同尺度、不同驱动方式的脉冲型风洞的模拟能力不同，因此，需要根据我国高超声速飞行器研制的具体需求，借鉴美国建设LENS系列脉冲设备的经验，建设模拟能力、试验效率相互补充配套以及安全运行的脉冲设备群。

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作者简介:

吕治国(1963-)，男，重庆人，高级工程师。研究方向：激波风洞气动力及其相关试验技术、脉冲设备研制。通信地址：四川绵阳211信箱5分箱。E-mail: lzgde2003@126.com