高超声速风洞实验与测量

《高超声速风洞实验与测量》主要讲述高超声速风洞实验方法与测量技术。从高超声速飞行器对气动实验需求开始，*先介绍了目前高超声速地面实验模拟所遇到的主要问题以及高超声速风洞和设备的分类、特点、性能与运行方式；随后介绍了高超声速风洞参数的测量及流场校测、高超声速气动力实验方法和实验中需要解决的关键实验技术、高超声速风洞中实验模型表面热环境测量方法和技术、高超声速风洞中的自由飞实验方法和技术、在燃烧加热高超声速风洞和高焓激波风洞中超燃推进技术的实验方法、高超声速风洞的流动显示技术和空间流场参数的光学测量方法；*后，展望了高超声速地面实验的未来。

目录
丛书序
前言
第1章高超声速飞行的气动实验需求1
1.1高超声速流动的典型特点及对飞行器的影响4
1.2高超声速气动实验需求8
参考文献13
第2章高超声速风洞的特点和种类15
2.1高超声速地面实验面临的挑战15
2.1.1高超声速气动地面实验的困难15
2.1.2高超声速地面实验模拟的差距18
2.2高超声速风洞的种类19
2.3高超声速风洞实验项目类别23
参考文献24
第3章常规高超声速风洞25
3.1常规高超声速风洞种类和构成26
3.1.1常规高超声速风洞种类26
3.1.2常规高超声速风洞结构27
3.2实验气体的凝结和加热器33
3.2.1凝结的产生33
3.2.2加热温度的确定35
3.2.3典型加热器36
3.3高超声速喷管43
3.3.1型线设计44
3.3.2喉道防热技术50
3.3.3拓宽马赫数范围的更换喉道措施51
3.4扩压段与引射器53
3.4.1扩压段53
3.4.2引射器55
参考文献58
第4章激波风洞60
4.1激波风洞的基本原理和结构61
4.1.1激波风洞的基本原理及参数计算62
4.1.2激波风洞的运行64
4.1.3入射激波马赫数提高后对流动的影响72
4.1.4炮风洞74
4.2提高激波风洞驱动能力的方法78
4.3直接加热轻气体驱动激波风洞82
4.4爆轰驱动激波风洞84
4.4.1爆轰过程的基本原理84
4.4.2爆轰驱动的运行方式87
4.5自由活塞激波风洞92
4.5.1活塞运动93
4.5.2调谐操作95
4.5.3压缩比和定压驱动时间96
4.5.4自由活塞激波风洞的结构98
4.6膨胀管与膨胀风洞102
4.6.1膨胀管的基本原理103
4.6.2膨胀风洞107
参考文献108
第5章高超声速特种风洞和设施113
5.1重活塞压缩类高超声速风洞113
5.1.1长射型重活塞炮风洞113
5.1.2多级压缩重活塞风洞116
5.2压力平衡驱动的高雷诺数高超声速风洞118
5.3路德维希管（Ludwig tube）高超声速风洞121
5.4静风洞123
5.5低密度风洞129
5.6燃烧加热风洞131
5.6.1燃气流设备131
5.6.2燃烧加热风洞133
5.6.3燃烧加热方式对超燃流场特性的影响135
5.7电弧加热气动实验设备136
5.8高超声速弹道靶140
5.9高速火箭橇144
参考文献147
第6章高超声速风洞气流参数测量150
6.1高超声速风洞气流参数测量理论与方法150
6.2常规高超声速风洞气流参数测量153
6.2.1压力测量153
6.2.2温度测量155
6.2.3流场马赫数校测157
6.2.4气流偏角测量159
6.3脉冲风洞气流参数测量161
6.3.1总压测量161
6.3.2激波管激波速度测量及总温测量162
6.3.3实验段参数测量163
6.4高超声速风洞流场品质对实验数据质量的影响165
参考文献166
第7章高超声速风洞气动力测量技术168
7.1高超声速风洞测力实验169
7.1.1高超声速风洞测力实验种类169
7.1.2高超声速风洞测力实验应注意的问题171
7.1.3高超声速风洞测力实验技术的发展方向173
7.2高超声速风洞天平174
7.2.1设计要求174
7.2.2结构形式176
7.3天平防热技术183
7.4动态干扰解决方案185
7.4.1高刚度应变天平技术186
7.4.2压电天平技术188
7.4.3惯性补偿技术189
7.5摩阻测量192
7.5.1摩阻天平测量192
7.5.2液晶涂层摩阻测量194
7.6模型表面压力测量199
7.6.1常规高超声速风洞模型表面压力测量199
7.6.2脉冲风洞模型表面压力测量201
7.6.3压敏漆测量技术202
7.6.4脉动压力测量204
参考文献206
第8章高超声速风洞模型传热测量技术209
8.1热流密度测量原理210
8.1.1两层介质中的热传导210
8.1.2一维半无限体中的热传导212
8.2薄膜量热计213
8.2.1工作原理及结构213
8.2.2传感器技术要求213
8.2.3传感器的安装214
8.2.4热流测量数据处理215
8.2.5平板转捩实验217
8.3同轴热电偶218
8.3.1工作原理及结构218
8.3.2同轴热电偶技术要求220
8.3.3同轴热电偶的分类220
8.3.4热流测量数据处理221
8.3.5球头驻点热流密度测量实验222
8.4磷光热图技术223
8.4.1测热原理223
8.4.2关键技术224
8.4.3热流密度数据处理227
8.4.4典型磷光热图实验229
8.5红外热图技术232
8.5.1测热原理232
8.5.2技术要求233
8.5.3数据处理235
8.5.4圆锥转捩实验236
8.6其他热流测量方法237
参考文献239
第9章高超声速风洞自由飞实验技术241
9.1动态相似准则243
9.2数据采集设备245
9.3模型投放装置246
9.4模型设计249
9.5图像处理250
9.6气动参数辨识251
9.7多体分离自由飞实验257
参考文献261
第10章高温高超声速风洞冲压推进实验技术264
10.1冲压类发动机实验的基本要求265
10.2冲压类发动机性能评估方法267
10.3燃烧加热风洞冲压类发动机实验技术267
10.3.1燃料加注方法268
10.3.2应变天平测力技术270
10.4高焓激波风洞冲压类发动机实验技术272
10.4.1燃料加注方法272
10.4.2自由飞测力技术274
参考文献283
第11章高超声速风洞空间流场显示与测量技术286
11.1基于光学折射原理的流场显示技术287
11.2基于气体放电原理的流场显示技术293
11.3基于示踪粒子散射原理的流场显示与测量技术298
11.4基于分子激发诱导荧光原理的流场显示与测量技术306
11.5基于吸收光谱的流场诊断与测量技术309
参考文献322
第12章高超声速气动地面实验的未来与展望325
12.1未来高超声速飞行器发展325
12.2未来高超声速飞行器气动实验难点及热点问题326
12.2.1高马赫数模拟326
12.2.2高温条件模拟327
12.2.3边界层转捩实验328
12.2.4超燃及一体化实验技术328
12.2.5实验技术发展328
12.3高超声速风洞实验的展望329
参考文献331

第1章高超声速飞行的气动实验需求
　　航空航天飞行器的发展已经走过了百年历程，影响到人类发展的各个方面，促进了人们旅行、航空运输、太空探索的巨大进步，也深深影响了人类战争的方式和进程。人类对飞行、太空探索及战争的需求，促使飞行器不断向飞得更高、飞得更快、飞得更远发展。
　　高超声速飞行器的研究在第二次世界大战时期就已开始。1949年2月24日，美国利用从德国获取的V2火箭技术在白沙瓦实验场发射了一枚两级V2火箭，第一次使人造飞行器实现了超过5倍声速的高超声速飞行（图1.1）。1961年4月21日，搭载航天员加加林的东方号飞船采用多级火箭发射成功，绕地球轨道飞行后以超过25倍声速的速度进入大气层并安全返回地面，加加林成为第一位进入太空，也是第一位经历过高超声速飞行的人。1961年6月23日，美国空军飞行员怀特驾驶X15飞机飞行，飞行马赫数达到了5.3，*次驾驶飞机实现了马赫数超过5的飞行。1969年7月，美国阿波罗飞船成功登月并安全返回，实现了人类*次登陆地球之外的星球。1981年4月，美国“哥伦比亚”号航天飞机发射成功（图1.2），这也是人类*次采用可重复使用高超声速升力体飞行器从太空返回地面的飞行［1，2］。
　　图1.1V2火箭发射
　　图1.2“哥伦比亚”号航天飞机发射图
　　20世纪50～80年代，太空飞船、航天飞机和洲际战略导弹的研制使高超声速飞行研究达到第一次高潮，在过去的半个多世纪中，人类成功实现了在高超声速范围内的飞行，包括阿波罗飞船以马赫数36的速度再入地球大气层［1］、星际探测中以47km/s的速度进入木星大气、战略导弹的高雷诺数高马赫数再入。进入21世纪以来，高超声速飞机、高超声速滑翔飞行器、高超声速巡航导弹等飞行器的发展，以及高超声速吸气式超燃推进等热点技术的研究使高超声速研究热潮更是达到了一个新的高度。X43A和X51A飞行试验成功验证了超燃推进的可行性（图1.3）［3，4］。
　　图1.3美国X43A和X51A超燃飞行试验
　　高超声速飞行器的飞行范围覆盖了广泛的区域，速度从零到轨道速度甚至更高，高度从海平面到大气层上部，再到近地轨道、空间、星际等。按照飞行任务可将高超声速飞行分为三类：　再入（进入）系统类，如大气层外飞行器、轨道飞行器、星际探测飞行器、空间运输系统等，其特征为从大气层外返回再入大气层内，或者进入其他星球的大气层；上升系统类，如单级入轨（singlestagetoorbit）、两级入轨（twostagetoorbit）的先进轨道运输系统、以高超声速飞出大气层的空天飞机，其中一些快速进入空间的飞行器既包含上升系统，又包含再入系统、下降系统和着陆系统；巡航系统类，如全球快速到达、快速打击类飞行器，这类飞行器基本在大气层内飞行，巡航马赫数一般为4～12［5］。
　　从飞行器的发展历史看，飞行器发展的每一次大突破都和空气动力学的发展紧密联系。19世纪末伴随滑翔机的出现，有关空气动力学的理论开始建立。从20世纪初有动力载人飞行以来，实验空气动力学在飞行器设计及空气动力学理论发展中始终发挥着重要作用。莱特兄弟在完成自由滑翔飞行后建造了自己的风洞，进行了广泛的实验，为成功飞行提供了精确的数据，然后建造了自己的飞机并在1903年进行了历史性的飞行［2］。随着飞行器从*初的低速、亚声速飞行，到超声速、高超声速飞行，以及跨大气层飞行和各种高性能飞行器的发展，气动研究的地面实验设施和技术也不断发展，世界各航空航天大国建成了大量用于飞行器气动实验的各类风洞和气动实验设施，并在航空航天飞行器的每个发展阶段都发挥着重要作用。
　　在当前和可预见的未来，高超声速仍将是军用和民用进入太空、探索太空及利用空间的重要技术研究领域，高超声速飞行的实际应用将进入一个更加广阔的开拓时代，高超声速空气动力学无疑要应对这个令人兴奋的挑战［6，7］。
　　1.1高超声速流动的典型特点及对飞行器的影响
　　随着飞行马赫数的增大，一些在低马赫数不显著的物理现象逐渐变成飞行器设计的关键问题。在高超声速飞行中，极高的飞行速度将在飞行器的头部形成很强的弓形激波，飞行器周围的空气被这道强激波加热至几千甚至上万摄氏度的高温，导致空气分子的振动激发、离解、化合甚至电离，使得普通空气变成一种不断进行热化学反应的复杂介质。这些微观物理化学现象通过热力学过程对飞行器的气动力、气动热及其周围流场的气动物理特性产生重大影响（图1.4），使得由经典气体动力学理论预测的高超声速流动带有很大的偏差，给航天技术的发展带来具有挑战性的研究课题［1，8，9］。
　　图1.4高超声速流动的物理特征
　　通常把马赫数大于5的流动称为高超声速流动，这个定义只是一个经验性规则，高超声速的流动特性并没有从超声速到高超声速在某一个速度出现跳跃性变化，当一个流动从Ma＝4.99变到Ma＝5.0时，不能认为流动从超声速马上就变成高超声速了。在有些情况下，一个或几个物理现象在Ma>3时就已经变得重要，而在另外一些情况下，直到Ma＝7或更高时才可能变得重要。飞行器越细长，发生明显高超声速效应的马赫数就越高。所以了解高超声速流动，*先就需要了解伴随高超声速流动所发生的一些特殊现象，高超声速流动引起的气动问题及其对飞行器的影响主要表现在以下几方面［1，2］。
　　1.　高温流动和高温气体效应
　　高超声速飞行器在再入地球大气层的过程中，由于激波压缩和表面黏性摩擦，飞行器巨大动能的一部分转变为空气热能，飞行器头部及其附近的空气温度可达数千甚至上万摄氏度。通常空气温度在1000K以下时，仍可视为量热完全气体，此时气体分子内能几乎全部分布于平动和转动自由度，其比热比为常数，求解空气动力学参数可以用理想气体关系式。在一个大气压下，当空气温度达1500K以上时，空气分子振动自由度显著地被激发；当温度升高到2000K时，氧分子开始离解为氧原子，离解的氧原子又和空气中其他成分发生化学反应，如生成一氧化氮等；当温度为4000K左右时，氧分子完全离解，氮分子也开始离解，当温度为9000K时氮分子全部离解；当温度为9000K以上时出现电离，气体变成部分电离的等离子体。图1.5为氧和氮振动、离解、电离发生的边界。由于上述这些现象产生的过程均需要一定时间，在流动过程中，可能达不到热力学和化学平衡，出现非平衡状态，这一现象称为高温气体效应。高温和常温空气的组分不同，高温空气的组分发生了显著的变化，同时产生振动自由度激发、离解和电离。这些过程均需要吸收大量的热量，空气温度每升高1℃所需要的热量也大大增加，导致空气比定压热容增加，比热比下降。温度升高，空气的输运系数，如黏性系数、热传导系数、扩散系数等也将发生很大变化。在高温情况下，气体不再具有理想气体的性质，也不再服从理想气体关系式，因而计算气动力和气动热参数不能利用理想气体关系式，必须按真实气体情况进行计算。
　　图1.5氧和氮振动、离解、电离发生的边界
　　高温气体效应对高超声速飞行器的升力、阻力和力矩系数产生重要影响。例如，美国的航天飞机（STS1）飞行时，出现气动力异常现象，由于高温气体效应，实际机身襟翼偏转角是预定偏转角的2倍。
　　高温气体对飞行器表面加热，除了通常的对流加热，还有热辐射加热。例如，美国的阿波罗月球飞船，以马赫数36的速度再入地球大气层时，辐射加热量超过总加热量的30%。高温离解气体的原子在飞行器表面复合时，要释放出离解能，这部分能量同样给飞行器表面加热。如果飞行器表面为催化表面，原子更容易复合，释放出的离解能多，也会使表面加热率增大。
　　2.　气动热传递与高温防热
　　高超声速再入飞行器周围气体温度很高，会对飞行器产生很强的气动加热。例如，弹道导弹头部驻点区，由于高温高压，热流密度可达50MW/m2以上。在这样高的温度和热流下，现在世界上所有可使用的材料都会被熔化。为保证飞行器结构、仪器和人员的安全，必须在飞行器外表面设置热防护系统，以保持飞行器内部温度在一定范围以内。
　　热防护系统是高超声速飞行器关键部件，其防热性能好坏直接影响飞行器飞行和战略性能。因此，确定热防护系统的防热性能和防热结构是高超声速飞行器设计的关键技术。
　　3.　薄激波层
　　激波层是指激波与物面之间的流场。根据斜激波理论，在气流偏转角给定的情况下，激波后的气流密度增量随来流马赫数的增加而迅速增大，波后气流密度越高，相同的质量流所需面积越小。这意味着在高超声速流动中马赫数越高，激波与物面之间的距离越小，即激波层越薄，这是高超声速绕流的基本特征之一。
　　在低雷诺数下，边界层沿物面快速增长，直至整个激波层都变为黏性流动，导致流动物理特性的复杂性，这就是“黏性激波层”。
　　4.　黏性干扰
　　高超声速气体流动的巨大动能在边界层中转换成内能，使得高超声速边界层内的温度很高。温度增高使黏性系数增加，密度减小，由质量守恒定律可知，此时边界层的厚度增加。边界层增厚改变了物体的有效外形，将对边界层外部流动施加较大的影响和改变，这一改变又反过来影响边界层的增长。这种黏性干扰对物面的压力分布、飞行器的气动力和稳定性造成重要影响，同时还使物面摩擦力和热流增大。
　　当边界层不断增厚，使得边界层和激波层完全融合时，黏性效应充满了整个激波层，就不能再用边界层的概念。