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高超聲速范文1
摘要:
通過在激波風洞中開展轉捩試驗，選取來流馬赫數分別為6和8，單位雷諾數分別為4．1×106m－1、2．6×107m－1和4．4×107m－1的來流條件，研究馬赫數、單位雷諾數以及攻角變化對鈍錐邊界層和平板邊界層轉捩位置的影響。結果表明，攻角增大使鈍錐迎風面和背風面邊界層轉捩位置均前移，使平板邊界層轉捩位置也前移;鈍錐邊界層在低馬赫數時更容易轉捩，平板邊界層轉捩受馬赫數影響在攻角有差異時有所不同;單位雷諾數的增大促進轉捩，但對于鈍錐邊界層而言，該參數增加到試驗選定的上限時，轉捩位置的變化并不明顯;在轉捩過程中平板邊界層的脈動壓力系數與熱流具有相同的變化趨勢。試驗捕捉到了第二模態擾動。
關鍵詞:
高超聲速邊界層轉捩問題是空氣動力學的難點之一，當邊界層從層流態轉捩過渡到湍流態后，壁面熱流密度會激增數倍，這是熱防護設計中必須考慮的問題。而高超聲速條件下的轉捩位置預測相比低速邊界層來說要困難得多，轉捩臨界雷諾數要高出幾個數量級［1］，轉捩機理不同于亞聲速和跨聲速的情形，轉捩過程的細節并未很好弄清。因此，開展高超聲速邊界層轉捩特性的研究具有重要的基礎理論和工程意義。在地面高超聲速設備開展的邊界層轉捩試驗研究中，誘導邊界層轉捩的擾動分為渦量模態(速度脈動)、總溫脈動和聲學輻射［2］，其中聲學輻射是占主導地位的擾動類型，比如噴管和試驗段壁面的湍流邊界層產生的聲波會對轉捩試驗結果造成影響，若要研究高水平的噪聲對轉捩的影響，需要開展靜風洞試驗。高超聲速流動中主要的擾動包括第一模態不穩定性、第二模態不穩定性以及橫流不穩定性。其中在軸對稱流動或平面流動中，第二模態不穩定性起主要作用。在高超聲速邊界層轉捩的機理性研究方面，國內研究仍然存在一定的局限性，比如在試驗研究方面，試驗的方法和手段還相對單一。韓?。?］通過測量熱流脈動分析了高超聲速尖錐邊界層的穩定性，張扣立等［4］利用溫敏漆技術測量了平板邊界層的轉捩過程。Anderson［5］歸納的影響高超聲速邊界層轉捩的因素有十多種，比如邊界層外緣馬赫數、頭部曲率半徑、攻角、壁溫、表面粗糙度、質量流的注入、當地曲率、橫向流速度梯度、流向壓力梯度、來流單位雷諾數、總溫、化學反應，還包括試驗設備的因素，如來流湍流度、噴管邊界層中傳播的噪聲擾動。本文針對鈍錐和平板模型，在激波風洞中開展鈍錐邊界層和平板邊界層的轉捩試驗研究，在眾多的轉捩影響因素中選擇來流馬赫數、單位雷諾數和攻角作為研究變量，研究這些因素對轉捩位置的影響，以及第二模態不穩定性在高超聲速邊界層轉捩過程中的體現。
1試驗條件
1．1試驗設備高超聲速邊界層轉捩試驗研究在中國空氣動力研究與發展中心FD-14A激波風洞(見圖1)上開展。FD-14A激波風洞是由內徑為80mm，高壓段、低壓段長度分別為7．5m和12．5m的激波管和相應的噴管、試驗段、真空箱組成，其型面噴管出口直徑為0．6m。風洞試驗氣體為氮氣，采用氫氣或氫氣和氮氣混合氣體驅動。通過更換喉道可獲得不同的來流馬赫數，通過調節高低壓段壓力可獲得不同的來流雷諾數，實現不同的模擬環境。FD-14A激波風洞能模擬飛行馬赫數范圍為6～12，單位雷諾數范圍為2．1×105～6．5×107m－1的飛行狀態，有效試驗時間為2～13ms。
1．2試驗模型及流場條件試驗模型有兩個，其一為鈍錐模型(見圖2)，半錐角為5°，模型長Lc=600mm，頭部鈍度為0．8mm。其二為平板模型(見圖3)，長Lp=510mm，寬230mm，前緣鈍度為1mm。其中鈍錐模型表面的熱流測點分布在三條子午線上，模型正下方子午線為迎風子午線、正上方子午線為背風子午線，與迎風、背風子午線成90°圓周角的為側面子午線，每條子午線上各有29個熱流測點。平板模型的熱流測點全都位于平板表面中心線(沿流向)上，共25個，脈動壓力測點同樣位于中心線上，共10個。采用新型耐沖刷薄膜熱流傳感器測量模型表面熱流。這種傳感器相比老式玻璃基體類型傳感器具有較強的耐沖刷特性，使用時間較長，減小了由于傳感器的頻繁更換帶來的個體差異引起的測量誤差。采用KULITE公司XTE－190M型絕壓高頻壓阻壓力傳感器測量壁面壓力脈動特性，測量端直徑Ф3．8mm，固有頻率250kHz。為能夠有效捕捉邊界層轉捩特性，結合模型特點及激波風洞流場條件(FlowCondition，FC)，選取試驗流場如表1所示。其中流場1、2、4的名義馬赫數為8，流場3的名義馬赫數為6。
2數據處理方法
2．1熱流測量結果的處理通過熱流測點的時域特性曲線(橫坐標為時間，縱坐標為熱流幅值)來初步判斷某個測點所處位置的邊界層流態是層流、轉捩過渡狀態還是湍流。層流條件下，熱流時域特性曲線在有效試驗時間內保持平穩的分布，沒有明顯的波動跡象。湍流條件下，熱流時域特性曲線在有效試驗時間內，大部分時間也保持平臺式的分布，但熱流的脈動量相比層流要明顯些，且熱流值大幅躍升。注意到高熱流平臺的形成經過了一個熱流突然躍升的過程，躍升之前的熱流水平即為該測點處于層流的水平，躍升過程后穩定的湍流狀態形成。而當某個測點處于轉捩過渡區時，其熱流時域特性曲線具有與層流和湍流完全不同的特征。轉捩過程的流動特征是間歇性的渦的產生和破碎，由此導致了瞬時熱流的高峰值，熱流的脈動特征顯得極為明顯，熱流時域特性曲線則具有許多個明顯的“尖峰”。圖4為某車次風洞運行時鈍錐模型迎風子午線上沿流向依次相鄰的6個熱流測點(間距15mm)的時域特性曲線。依據上述邊界層流態與熱流時域特性曲線的對應關系，判定這6個測點所處位置的邊界層流態分別為層流、層流、轉捩、轉捩、轉捩和湍流，其中點C判定為轉捩起始位置，點F判定為轉捩完成位置。為便于進行對比分析，熱流進行了無量綱化處理。鈍錐模型及平板模型無量綱熱流參考值為0°攻角時頭部或前緣駐點熱流Fay-Riddle公式計算值(壁溫取298K)。
2．2脈動壓力測量結果的處理通過高頻壓力傳感器測得模型表面的脈動壓力信息，基于瞬時壓力p(t)，計算得到體現邊界層壓力脈動特性的幅值域參數。功率譜密度是描述脈動壓力頻率域特性的函數，能夠反映流場脈動量所包含的頻率成分及其對應的能量大小，是反映邊界層脈動特性的重要頻率域的統計函數。
3結果與分析
3．1攻角對轉捩的影響有關鈍錐邊界層的試驗研究表明，隨著攻角從0°開始增大，背風面轉捩起始位置前移，迎風面轉捩起始位置后移，即表現出非對稱轉捩特性［6］;然而也有部分試驗反映出不同的趨勢，當頭部鈍度較大時，會出現攻角增大后，迎風面轉捩起始位置前移和背風面轉捩起始位置后移［7］，而迎風面和背風面轉捩起始位置均前移的現象也可能出現［8］，由此可見高超聲速邊界層轉捩的復雜性。本文研究了鈍錐模型在流場2條件、攻角變化時的邊界層轉捩特性，其中攻角狀態分別為0°、2°、4°、6°和10°。圖5給出了三條子午線的轉捩起始位置隨攻角變化情況，隨著攻角的增加，各條子午線的轉捩起始位置均向上游移動，但背風子午線的前移幅度要明顯大于迎風子午線。表2對比了尖(鈍)錐邊界層轉捩試驗研究相關文獻給出的研究條件和迎風子午線與背風子午線轉捩位置隨攻角變化規律的結論，發現尖頭部和鈍頭部的規律存在顯著差異。對于尖頭部情形，普遍規律是:攻角增大，迎風子午線轉捩位置后移，背風子午線轉捩位置前移;而當頭部有一定鈍度時，普遍規律是:攻角增大，迎風子午線和背風子午線的轉捩位置均前移，后者前移的幅度更大。本文屬于后一種情況。平板模型的試驗結果則表明，當攻角從0°變化到4°時，平板中心線上的轉捩起始位置前移，具體情況見表3、表4。
3．2單位雷諾數對轉捩的影響本文對比了名義馬赫數相同，單位雷諾數不同的3種流場(流場1、2、4)條件下的測量結果(表3)。就鈍錐模型而言，單位雷諾數的增大意味著對轉捩的促進，但流場2、4的對比結果表明，當單位雷諾數繼續增大，即從2．6×107m－1增加到4．4×107m－1時，轉捩起始位置幾乎沒有變化。就平板模型而言，結果則有所不同，流場2、4的對比結果表明，當單位雷諾數繼續增大時，轉捩仍然受到較為明顯的促進作用。以轉捩位置距鈍錐頭部的軸向距離為特征長度，則流場2、4條件下迎風子午線轉捩的臨界雷諾數Retr分別為0．546×107和1．117×107。可見隨著單位雷諾數的增加，臨界雷諾數也在增加，這與大多數的基本構型(錐和平板)轉捩試驗的結果一致，也即“單位雷諾數效應”。
3．3馬赫數對轉捩的影響線性穩定性理論預測，第二模態擾動增長率和邊界層外緣馬赫數密切相關，后為試驗所證實。Stetson和Kimmel［15］的試驗研究表明，當地馬赫數從6．8降為5．2時，第二模態擾動的增長率顯著上升。本文對比了單位雷諾數一致的兩種流場條件下(即流場2、3)的測量結果(表4)。就鈍錐模型而言，相比流場2(馬赫數8．1)，流場3(馬赫數6．3)條件下的邊界層更容易轉捩;就平板模型而言，當攻角為4°時，與鈍錐的規律相同，低馬赫數流場條件促進轉捩，但當攻角為0°時，情況則顛倒過來。
3．4脈動壓力系數及功率譜密度分析轉捩過程伴隨有脈動壓力系數的顯著上升，與熱流信號“尖峰”產生的機理相同，間歇性渦的產生和破碎也是壓力脈動量增大的原因。圖6、圖7給出了平板中心線的熱流和脈動壓力分布結果(攻角4°)，可以明顯見到，伴隨著轉捩過程的是熱流和壓力脈動量的共同提升。圖8給出了流場1、2、4條件下(攻角4°)x/Lp=0．765處壓力功率譜密度的測量結果，其中流場1條件下該測點邊界層狀態為層流，流場2、4條件下該測點處于轉捩過渡區。對于轉捩發生的情況(流場2、4)，第二模態最大擾動大約出現在頻率120～150kHz的范圍，且流場2、4對應的頻帶相差無幾，而層流條件下(流場1)未見明顯的第二模態擾動。
4結束語
通過在中國空氣動力研究與發展中心的FD-14A風洞中開展高超聲速鈍錐和平板邊界層轉捩測量試驗，基于對試驗結果的分析，得到以下主要結論:1)在0°到10°的攻角范圍內，攻角越大，鈍錐迎風中心線和背風中心線邊界層轉捩起始位置均前移，且背風中心線前移的幅度更大;相比零攻角，有攻角條件下平板邊界層更易轉捩。2)在來流馬赫數不變的條件下，隨著來流單位雷諾數的增加，鈍錐邊界層和平板邊界層的轉捩位置均前移，但鈍錐邊界層的轉捩位置在單位雷諾數從2．6×107m－1增大到4．4×107m－1時變化微小。3)若單位雷諾數相同，較低馬赫數來流條件下，邊界層更容易轉捩。4)平板邊界層脈動壓力系數隨著轉捩過程與熱流具有相同的增長趨勢。5)平板邊界層轉捩過程可見明顯的第二模態不穩定波，集中在120～150kHz頻率范圍。未來工作將深入自由來流湍流噪聲的測量研究，并對鈍錐邊界層脈動壓力特性進行散點式測量，從而完善對高超聲速邊界層轉捩圖景的認識。
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高超聲速范文2
自20世紀80年代以來，關于超聲速公務機的探索和研究從未停止過，其中不乏一些飛機制造商和科研機構進行了比較系統的研究，但是由于一些關鍵技術難以突破且費用高昂，因此直到今天都沒有一款超聲速公務機研制成功。目前，大多數超聲速公務機項目仍停留在初期方案研究階段，離最終投放市場還有很長的路要走。
如果超聲速公務機最終能夠發展成功，有可能與超聲速運輸機（SST）一起推動航空運輸的革命性發展，開創超聲速/高超聲速旅行的新時代。破解超聲速公務機發展所面臨的技術難題，將有力推動氣動力和總體布局，推進系統、結構和材料等領域的航空基礎科學和飛機設計的發展。因此，發展超聲速公務機意義重大，需要長期堅持不懈地開展相關研究工作。
發展概況
上世紀80年代末，蘇霍伊設計局率先啟動了S-21超聲速公務機項目。之后，蘇霍伊設計局又與灣流合作進行S-21G項目的研發，雙方的合作止于1992年。隨后，雙方開始各自進行超聲速公務機的研究工作。蘇霍伊設計局的S-21項目持續進行到本世紀初，但最終宣告停止。灣流的超聲速公務機研究則在持續推進，公司90年代后期與GAC/LMSW進行合作，并加入了DARPA（美國國防部預研局）的安靜超聲速公務機（Quiet Supersonic Program，QSP）項目，進而提出了可變后掠翼和非可變后掠翼等多個設計方案。此外，灣流還與NASA聯合進行Quite Spike低聲爆機頭伸縮桿系統技術研究和試驗工作，并取得了一定成果。灣流還在進行動力系統的研究，如低聲爆推進系統。在超聲速公務機領域，灣流獨樹一幟，研制成果頗多，并申報了多項技術專利。
達索于上世紀90年代末期開始涉足超聲速公務機的研究，此舉還得到了歐盟的大力支持。除蘇霍伊、灣流和達索外，俄羅斯的圖波列夫設計局也提出了圖444超聲速公務機方案。日本國家宇航實驗室（NAL）和三菱重工也進行了相關技術研究。
最近10年，一些新組建的小公司出人意料地提出了不少超聲速公務機的研制計劃，如超聲速宇航國際公司（supersomic Aerospace International，SAI）的Quiet Supersonic Transport、Aerion和HyperMach SonicStar。
為了推進超聲速公務機的研究，歐盟成立了的“高速飛機”（High Speed Aircraft，HISAC）研究項目，達索、蘇霍伊、阿萊尼亞在該項目資助下，正在系統地進行相關研究工作。目前，它們已經分別提出低噪聲、大航程、低聲爆等多個超聲速公務機設計方案，并已進行風洞試驗、方案優化等工作。
技術挑戰
超聲速公務機面臨的主要技術挑戰是既要滿足環保方面的法規，如聲爆、噪聲、污染物排放等，又要具備良好的性能。此外，實現設計目標所需的成本代價也不能過高。
超聲速公務機的設計基本要求是在巡航高度超聲速飛行時，聲爆不能對地面人員造成傷害?？紤]到聲爆的危害，美國等國家的法律甚至規定陸地上空不能進行超聲速飛行。但是，根據相關統計，公務機在陸地上空的飛行時間占總飛行時間的50%以上。因此，超聲速公務機如果要獲得良好的使用性能，則必須在陸地上空進行超聲速飛行。這就要求飛機在設計上最大限度地降低聲爆強度，聲爆造成的地面壓差要小于2.5千克/米2。
除此之外，氣動設計/氣動布局和推進系統對于超聲速公務機也至關重要。因此，超聲速公務機的關鍵技術是降低聲爆強度、高效氣動布局/氣動設計、優化推進系統。
在降低聲爆強度領域，目前正在發展的技術有機頭伸縮式聲爆錐、主動升力控制和脫體能量注入三種。機頭伸縮式聲爆錐采用與彈道導彈伸縮式減速桿類似的設計，即在機頭安裝伸縮式聲爆錐。灣流與NASA合作研發了Quiet Spike聲爆錐。
氣動設計領域主要集中在優化氣動外形，推進系統一機體一體化設計上，使飛機具有高效的亞聲速和超聲速巡航效率，且聲爆強度低。目前主流的研究方向是通過層流控制，有效地降低阻力。
動力系統的關鍵在于先進發動機和排氣系統，最終實現高效率、低噪聲和低污染排放。目前發展的重點是變循環發動機。
除以上三個難點外，飛機結構、機載系統，以及飛機總體設計/系統集成、成本控制等方面都仍有很多技術難題有待突破。
市場前景
灣流的超聲速公務機采用大尺寸客艙設計，航程可達7408千米（4000海里）以上，售價在1億美元之內。根據公司的市場調研，該機在10年內的市場需求量為180～350架。Meridian International Research公司也獨立進行了類似調研，其結果是在10～20年的銷售期內，售價0.5～1.0億美元的超聲速公務機銷量可達250～450架。雖然以上數據較為可觀，但是，超聲速公務機的實際市場需求仍存在極大的不確定性，畢竟目前的超聲速公務機方案除速度優勢外，其他各項性能指標，特別是航程方面遠不及現有的高端亞聲速公務機。
對于公務機制造商而言，發展超聲速公務機則面臨著高投資、高風險、市場需求不確定等問題。
據統計，即便是目前最頂級的公務機G650，它的研發費用不過15億美元，研制周期為7年，預計投放市場10年能夠交付300余架，而這類飛機的盈虧平衡點在150架左右。至于輕型噴氣式公務機，它們的研發費用不過2～3億美元。反觀超聲速公務機，它們的研發費用至少高達20～30億美元，研制周期至少需要10年以上。超高的價格和使用成本、偏低的產品性能、較差的使用和維護環境，僅僅憑借速度優勢，對于用戶而言吸引力并不夠大。
目前，灣流、龐巴迪、達索獵鷹、賽斯納、巴航工業等世界頂級公務機制造商之間的競爭非常激烈，但總體而言仍保持著相對平衡的狀態。作者認為，這種相對平衡的狀態對公務機制造商是有利的，他們更愿意維持這一現狀，而非冒險研制超聲速公務機。因此可以預見，在未來相當長的一段時間內，公務機制造商都不會貿然發展超聲速公務機。而灣流、達索等企業目前所做的研究，是為長遠發展而進行的技術預研和儲備。一言以蔽之，超聲速公務機的交付使用恐怕還是很遙遠的事。至于超聲速宇航、Aerion、HyperMach這類新組建的企業，不避諱地說，他們根本沒有足夠的技術實力和經濟能力研制超聲速公務機。這類企業的結局多會是早期方案研究完成后歸于倒閉。事實上，超聲速宇航公司目前已經不復存在。
高超聲速范文3
關鍵詞：噴管；化學激光器；性能；更新
1 概述
早期化學激光器燃料基本使用噴注棒進行噴注，由于不符合高能激光器的應用需要，所以后來將燃料氣體通過拉法爾噴管進行噴射，主要有以下幾種：最初始運用擴散混合技術的2SLOT噴管、HYWN噴管，綜合混合技術的高超聲速低溫HYLTE噴管等，噴管技術的發展便是反應區反應流混合速度溫度流速等參數不斷更新完善改進的過程。
2 噴管技術發展簡介
2SLOT噴管利用相鄰噴管超音速擴散進行混合，如圖a所示，依次交替排列氧化劑噴管與燃料噴管可以提高反應區的流場速度，拉伸增益區流場長度。該噴管主要優點為結構簡單，設計容易。而且相鄰噴管之間有一個被稱為基區卸壓臺的區域可以降低反應區溫度，減小激波造成的影響，在后來設計的超音速噴管中被廣泛采用[1]。缺點就是反應流處于邊界層，反應區內的溫度比較高、氣體流速較低，混合速度慢，需要通過減小噴管尺寸來增大混合速度，加工困難大，整體效率不高。
HYWN噴管的燃料噴管于氧化劑噴管之間不再平行，整體采用一單一一體的大型主噴管，燃料通過楔型葉片上的軸對稱噴管平行噴入主流，如圖b所示，燃料流通過位于葉片上的軸對稱噴管平行噴入主氧化劑流中，噴管氣流整體流速較高，混合速度也較快；而且如果將燃料采取一定角度傾斜注入氧化劑時的混合速度更快。ALPHA[2]激光器早期時曾選用此噴管。但由于硬壁楔結構造成了強激波，且楔型葉片非常細小難以加工，導致加工費用非常高昂。
伊利諾依大學設計了一種HYLTE模擬噴管即HYSIM噴管，該噴管根據平行狹縫噴管（PSN）的基礎改制，在主噴管超音速段擴張壁面上聲速加入的He和H2氣的混合射流，如圖c所示。通過射流來扭曲反應界面，增強混合。在基礎性能上與PSN相比，HYSIM噴管可以提升1.6倍[3]。
通過對上述技術的結合總結，提出設計了高超聲速低溫（HYLTE）噴管（圖d），對于連續波氟化氫（HF）、氟化氘（DF）等化學激光器而言。在其之后便沒有了更新噴管技術的設計報道。HYLTE噴管的副噴管處于主噴管擴張段處，燃料流從周期錯排列的副噴管超聲速橫向噴射至主噴管中，扭曲反應界面來增大接觸面積，加快混合速度，而且使得反應控制發生在氧化劑噴管核心的區域。HYLTE噴管增益區域較長、結構易于加工而且堅固可以達到較高的化學效率。
3 結束語
盡管HYLTE噴管是現在比較主流的噴管，但其仍存在一些缺點：壓縮效應使得主流速度在高超聲速之下；副噴管中降低了恢復總體壓力的性能來滿足橫向噴射氣流的混合效果，所以未來噴管的技術還需要繼續創新來滿足化學激光器技術的不斷發展。
參考文獻
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高超聲速范文4
飛行，千百來年人類最深切的渴望。
自1903年萊特兄弟發明人類歷史上第一架飛機以來，人類執著于追求飛得更高更快更遠，高超聲速飛行器也因此應運而生。這種飛行速度超過5倍音速的飛行器在滿足國家重大戰略需求的同時也面臨著技術突破這一難題，而難題的關鍵在于地面試驗裝備能力的提升。
中國科學院力學研究所針對這一問題迎難而上，于2012年建成了世界最大的激波風洞――JF12風洞，該團隊發展的復現風洞高精度測量技術不僅提升了極端條件下的測量精準度，還創建了國際新高度，由此獲得美國航空航天學會2016年度地面試驗獎，2016年國家科學技術發明獎二等獎，在高溫氣體動力學前沿問題探索中發揮著不可替代的作用。而高溫氣體動力學國家重點實驗室的劉云峰副研究員，從項目立項開始，便參加了風洞的論證、設計、安裝、調試和驗收工作，作為這個項目的主要成員之一，他在獲得不少科研成果的同時將繼續在這片天空里自由翱翔。
靶點式研究
在錢學森“上天、入地、下?！钡闹笇{圖下，我國航天事業飛速發展。新一代高超飛行器由于其飛行馬赫數高，會發生分子振動能激發過程，從而對飛行器的氣動力特性產生影響，所以依靠地面風洞試驗和數值模擬研究兩種方法來研究其影響變得極其重要。其中數值模擬不僅研究難點大，而且必須經過試驗驗證，于是風洞試驗研究就成了主要的突破口。
現在地面試驗設備主要是四種風洞，激波風洞以達到純凈空氣、總焓、全尺度三個指標優勝其他三種風洞，但一般的激波風洞氣動力測量存在試驗時間短、無法找到天平信號規律性的問題。劉云峰所在的力學所之前研制的JF-8A激波風洞信號就存在類似的問題：沒有規律，重復性差。解決這樣問題的常規做法是依靠慣性力補償方法，但是劉云峰及其所在的團隊決定另辟蹊徑，不采用慣性力補償技術方案，而是通過增加試驗時間來獲得更有周期規律的天平信號。
愛因斯坦曾說“在一個崇高的目標支持下，不停地工作，即使慢，也一定會獲得成功”。劉云峰及其團隊從2008年到2012年，用了4年時間建成被國際上稱為“高超巨龍”的長265米、有效試驗時間達到100ms的JF12高超聲速激波風洞，該激波風洞實現了馬赫數5～9、高度25～50km，范圍地面試驗由“模擬”到“復現”的跨越。
艱難困苦玉汝于成，每一項成功背后都有著不為人知的艱辛和困難，JF12高超聲速激波風洞也一樣，它存在有效試驗時間短、氣源穩定時間也短，膜片起爆困難，測量數據不精確等問題，劉云峰和團隊針對這些問題進行了靶點式研究，首先要保證在有效試驗時間內啟動激波不進入試驗段，因為一進入試驗段，試驗就結束，對于特殊的JF12風洞，他們根據激波耗散原理，提出了E型布置的真空罐：其次劉云峰及其團隊又提出了縫合運行技術，通過改變驅動氣體組分，調節驅動氣體物性參數和聲速，實現聲阻抗匹配，使氣源穩定時間增加了10倍。
在解決了“兩大時間”難題后，劉云峰和團隊把研究點放在了膜片的起爆問題上：JF12風洞不僅點火質量低、理論曲線不達標：而且存在破膜的難題。這樣的雙重問題并沒有難住他們，相反被迎刃而解。他們在反復試驗和研究的基礎上找到了解決之道：采用球形膜，啟用多級放大直接起爆技術。
工欲善其事，必先利其器。要想獲得高精度的測量數據，就需要對JF12測力系統進行優化。在優化前，任何一套模型，具有相匹配的天平和模型支撐系統是保障。JF12風洞目前有三支不同尺寸、不同量程的桿式天平，劉云峰和團隊首先設計出模型支撐系統，其載荷為5噸，提高了支撐剛度：然后對天平進行優化設計，在優化時考慮了模型支撐機構、重量、大小以及支桿、天平等多種因素，保證天平的最低自振頻率的同時提高靈敏度，為了進一步提高靈敏度，他們還開展了數學方法研究，將不同頻率的信號進行分離。
劉云峰對JF12風洞的研究將令他獲得長足的發展，也讓他深切地感受到科研的樂趣、新技術力量的無窮，而這些碩果的取得其實得益于辛苦漫長的十年科研路――積累、吸收、碰撞、合作的路。
十年科研路
弗羅斯特在《未選擇的路》中說“林子里有兩條路，我選擇了行人稀少的那一條，它改變了我的一生?！睂τ诳蒲泄ぷ髡邅碚f，他們走的路人跡罕至，艱辛異常，卻也樂在其中。劉云峰便是其中一位。
高中時代的劉云峰心無旁騖，1989年以優異的成績考到哈爾濱工業大學工程熱物理專業，但此時的他對于以后的路并不明晰，不過他愛看書、對有學問的人心懷崇敬，憑著一股沖勁于1993年考到第701研究所的空氣動力學專業。從那以后，他開始著迷這個“有點兒意思”的專業，畢業后便在高超聲速研究室工作。工作4年后，以“理論知識還需加強”為念考到北京大學的流體力學攻讀博士。博士期間，劉云峰便開始研究爆炸的極限狀態――爆轟運動，最終首次發現了爆轟運動的定量公式。
2006年，劉云峰結束在日本的博士后研究，到中國科學院力學研究所的高溫氣體動力學重點實驗室工作，只因為他想做“創新且有用的科研”。提到大名鼎鼎的中科院力學所，科學界幾乎無人不知。在中國力學研究飛速發展的進程中，先后走出了錢學森、錢偉長等功勛卓著的科學家?！俺砷L沐浴”在這樣的科研單位里，劉云峰深受老一輩科學家的影響。他喜歡這樣優秀的團隊，并且時常感念俞鴻儒院士、姜宗林主任的重用栽培，也時刻銘記俞鴻儒院士所講的“科研一定要為國家所用”這樣的理念。秉持這樣的理念，劉云峰一干就是十年，在高溫氣體動力學重點實驗室將近4000天的日子里，他正是站在巨人的肩膀上致力創新，不懈探索、刻苦追求，才有了而今的成果。
在高溫氣體動力學重點實驗室，他首先開展了氣動力標模實驗研究。研究結果證明：在沒有真實氣體效應的100～130ms試驗時間內，氣動力測量結果與常規高超聲速風洞的測力結果一致，重復性精度誤差小于2%。緊接著，他用底部直徑525mm的10度尖錐標模進行了較長時間的試驗，他通過試驗發現：在流場起動的前30ms內，底部流場不穩定且天平信號沒有規律性。但是在接下淼100ms內，信號振動非常有規律，出現多個周期，理論研究和試驗結果共同促進了JF12風洞的發展。
值得一提的是，劉云峰還通過與其他團隊共同協作，取得了包括JF12流場參數在內的多項成果：他和楊明基教授團隊開展了流場TDLAS測量研究工作，結果發現用程序計算得到的結果與試驗測量結果吻合較好：和十一院的畢志獻研究員合作設計出大量程盒式天平等。一個人走得更快，一群人走得更遠。劉云峰深諳此意，所以他將不遺余力通過協作來拓展自己的事業。
十年科研路，理論研究或實際操作會有許多阻礙，也包括風洞建立之初的惡劣自然環境，但是劉云峰在跨越阻礙之后并沒有停步，他說：“科研是無止境的，以前是建風洞，現在是用風洞做研究：怎么提高風洞的性能、驅動力特點、精度等”。對于接下來的路，他有了清晰規劃：在JF12長試驗時間激波風洞上開展模型測力研究和測壓研究，通過對比理想氣體與空氣發生真實氣體效應后氣動力系數和力矩系數，研究其中的關鍵物理規律，為新一代高超聲速飛行器的研發提供預先研究和技術儲備。項目將采取以試驗研究為重點，結合數值模擬和理論分析相結合的研究方法，以獲得準確的試驗數據。
高超聲速范文5
關鍵詞： 容錯技術； 熱加載試驗系統； 閉環控制； 高溫域
中圖分類號： TN911?34； TN92?34 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2017）06?0126?03
Abstract： Taking the environmental test of a certain high supersonic aircraft as the background and based on analysis of the structural features of the heat loading system， two design optimization schemes involving software and hardware for the abnormal condition are proposed to solve the test interruption problem caused by the temperature overshoot in the high?temperature and centrifuge composite test. The test assessment was carried out for the two design schemes. According to the test results， the two design schemes are discussed， and their application ranges are summarized. The results show that the software fault?tolerant design scheme can be adopted when the short?term abnormal condition of the test equipment appears， or the temperature control index of the test condition can be appropriately relaxed； the hardware fault?tolerant design scheme can be adopted in the occasion that the control requirement of the system is strict.
Keywords： fault?tolerant technology； heat loading test system； closed?loop control； high?temperature domain
0 引 言
高超聲速飛行器由于其快速、機動性能，已成為世界各軍事大國爭相研究的重點。與常規武器相比，高超聲速飛行具有溫度變化快、溫度高、升溫過程中振動、離心等載荷復合等特點[1?3]。為了準確模擬高超聲速飛行器飛行過程中的溫度載荷，我國相關研究機構開展了研究工作，溫度加載技術方面，中國工程物理研究院魯亮等針對溫度經TPS（Thermal Protection System）后產品響應為控制對象，建立了一套快溫變熱加載試驗系統，利用DDE等技術解決了溫度控制參數自適應問題[4]，北京航空航天大學吳大方利用輻射熱技術建立了一套溫度加載試驗系統，研究了輻射燈方式下瞬態高溫超過1 000 ℃（150 ℃/s）的溫度試驗方法[5?6]。中國工程物理研究院李春枝等開展了狹小空間下振動、加速度測量技術研究工作[7]。但針對溫度的測量，通常仍采用熱電偶技術進行。在某高溫?離心復合試驗過程中l現，高溫環境下疊加力學載荷，對傳感器的固定帶來較大影響。固定溫度傳感器的高溫膠帶在高溫及離心載荷影響下粘貼性能出現了退化，如圖1所示，造成試驗過程中出現溫度傳感器脫落的現象，導致數據采集值過低，加熱輸出滿載，溫度迅速過沖，試驗被迫中斷的情況。為了解決這一問題，一方面需開展高溫環境下傳感器固化技術研究，提高了數據采集通道工作可靠性。更重要的是，需要建立具有容錯工作模式熱加載試驗平臺，以保證試驗任務的圓滿完成。本文以高溫?離心復合試驗為背景，開發了一套具有容錯工作模式的熱加載試驗平臺，并為數據采集、加熱輸出等功能模塊設計了冗余硬件，以提高試驗可靠性。
1 溫度試驗加載系統工作原理
系統如圖2所示，溫控儀表選用島電科技FP23型智能溫控儀。FP23實時采集試驗件溫度數據，并與提前設定好的目標溫度進行比對，根據溫度偏差等結合PID參數值計算功率輸出，調節給輸出調壓器，完成熱加載功率的壓力調節；同時，利用RS 485將溫度、偏差等參數傳給上位機監控系統，監控系統根據情況進行參數、運行控制等指令的調節。
2 溫度試驗加載系統容錯設計
武器產品在高溫試驗時，因其可能帶有炸藥等部件，對環境試驗熱加載的準確度、可靠性有非常高的要求。這時，一方面就要求環境試驗條件加載設備部件具有較好的工作可靠性，另一方面要求其具有好的容錯性能[8]。
容錯主要指在溫度試驗過程中實時監控試驗設備運行狀態，及時對設備故障進行診斷、屏蔽。對試驗設備出現的可恢復的瞬時錯誤，可通過設備重啟或設置故障點，從故障點處重新執行，實現對試驗設備的現場恢復。當設備出現不可恢復故障或加熱升溫過程中故障時，在試驗設備設計時加入冗余硬件資源，可以保障試驗順利開展。根據可靠性理論[9]，單路溫度采集通道的運行故障率為0.1%，則雙路運行故障率僅為0.000 1%，提高了試驗的可靠性及安全性。
本文利用軟件及硬件提出了兩種容錯方案，并進行了試驗比對，最終根據可靠性選擇了方案2。
2.1 軟件容錯設計
對原熱加載系統控制閉環進行結構調整[10]，加熱功率輸出百分比不再由下位機直接控制，而是由監控層軟件進行寫入。首先，監控系統將備份溫控儀表的功率控制信號進行提取、篩選。然后，將得到的功率控制信號分配給原有輸出通道寄存器。最后，強制輸出給原有溫控功率儀表，控制原路輸出通道按照備份點輸出通道的功率控制信號輸出，原理圖如圖3所示。
2.2 硬件容錯設計
對熱加載系統控制閉環進行結構重構，為系統增加了一個2選1的輸出選擇器，輸出功率信號不直接傳給輸出通道SSR，而是將功率信息傳遞給2選1邏輯選擇器，邏輯選擇器根據監控層軟件選擇常用通道或備份通道功率控制信息，如圖4所示。
3 系統試驗驗證
為了保證試驗可靠性，本文進行了兩種容錯工作模式下室溫到400 ℃的熱加載容錯試驗驗證，見圖5、圖6。
第一種容錯模式下，系統進入容錯模式后即出現振蕩現象，7 min后溫差超過2 ℃，23 min后溫差超過5 ℃。說明這種容錯模式下無法消除異常情況對系統加熱帶來的影響，但是系統可以進行短時間內的正常工作。
第二種容錯模式下，加熱過程中進行了兩次輸出通道切換，在兩次通道切換過程中對備份通道進行了溫度干預，發現并未影響主通道溫度控制結果，且通道切換正常；在最后一次通道切換后對主通道進行了溫度干預，備用通道溫度也跟隨變化，說明溫度通道切換正常，且控制決策正確。
4 結果分析及評價
高溫情況下對傳感器、粘結劑的性能帶來了嚴峻考驗，加上力學擾動因素，容易造成測點、控制點脫落等現象。本文設計容錯試驗能力驗證，試驗結果表明，兩種容錯方式在一定時間范圍內均可實現容錯功能，但是兩種方式效果不同，下面具體分析：
（1） 加熱輸出百分比強制下置容錯。這個過程改變了原先控制器的閉環結構，增加了上位機功率傳輸過程。這一功能主要靠監控層級實現。由于溫控儀表控制信號至上位機監控層的數據傳輸過程，傳輸的速率越快，控制越精確，但同時會給儀表通信增加負擔。若數據傳輸速率過慢，則控制滯后這一因素無法消除，會引起系統出現振蕩。因此，在試驗設備出現短期的異常情況，或出現異常情況時試驗條件容許溫控指標適當放寬的情況下，可以選用該方式。這種容錯方式優點是不需停止試驗過程，僅可以為試驗有限度的繼續進行提供支持。
（2） 硬件容錯。這一過程，相當于傳統控制閉環的重構，并不改變原有的控制系統結構，因此，不會引入時滯誤差，因此這種容錯方式在設備工作出現異常情況時可以有效可靠地繼續工作。但增加了控制選擇器等邏輯器件，硬件成本增加、且對輸出通道資源會產生浪費。這種方式適用于系統控制要求嚴格的場合。
5 結 論
為了解決高溫?離心復合試驗中因出現溫度傳感器脫落的現象，數據采集值過低，加熱輸出滿載，導致溫度迅速過沖，試驗被迫中斷的問題，從軟、硬件角度出發，提出了兩種高溫域熱加載試驗系統設計方案，并進行了試驗考核。結果表明，在試驗設備出現短期的異常情況，或出現異常情況時試驗條件容許溫控指標適當放寬的情況下可以采用軟容錯設計方案，在系統控制要求較嚴格的場合，可以選擇硬容錯設計方案。兩種方案在不同場合下能較好解決高溫?離心復合試驗中的溫度過沖現象，從而保證試驗順利完成。
參考文獻
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高超聲速范文6
蘇-35戰斗機由聞名于20世紀80年代的蘇-27改進而成。后者以高超的機動、敏捷性著稱，飛行持續時間長，具有超視距攻擊本領，可與美國頂級戰機F -15相匹敵。后來經過20多年的不斷改型，衍生出了蘇-30、蘇-33、蘇-37等機種。蘇-35可謂集同系列飛機技術之精華，功能齊全，性能出眾。俄羅斯稱它已達到了蘇-27系列飛機的頂峰。
這架機身長22.2米、翼展15.15米、高6.43米的重型飛機，略大于它的“前任”，最大起飛質量34.5噸、載彈高達8噸，比其“前任”分別多出了4噸和3噸。從外形看去，它與蘇-27非常相像，但為了隱形，沒有了以往的“鴨翼”，機翼作了全面改進，確保了飛機優異的氣動性能。機體結構大量采用又輕又結實的鈦合金材料，其壽命延長到6000飛行小時，足夠使用30年。
蘇-35所安裝的發動機功率強大，最大推力由原來的122.6千牛提高到145千牛，使飛機的最大飛行速度達到聲速的2.25倍，能與美國最先進的戰斗機——F-22相媲美。
蘇-35繼承并發揚了蘇-27強大的火力優勢，除內置30毫米火炮外，武器外掛架多達12個。全副武裝時，它可執行空空、空地及空海導彈攻擊和海上反潛等多種任務，再加上它名揚四海的機動性、靈巧敏捷的作戰姿態，蘇-35的威力超出了F-15、“陣風”等世界同類四代半戰機（飛機的代數均按俄式標準劃分）。
是什么將蘇-35的水平推向了頂峰？最主要的要數它的動力——兩臺高性能的117S渦輪風扇發動機。這種發動機是蘇-27發動機的一種改進型，卻采用了最新一代高、精技術。其用于吸氣增壓的風扇直徑加大到了罕見的1米，顯著提高了推力。此外，117S進一步優化了多級低壓和高壓渦輪，并采用了精密的數字控制系統，使發動機最關鍵的性能指標——推重比由原來的8躍升到了10。117S不僅為蘇-35注入了活力，而且它還是俄羅斯頂級五代機——T-50的動力，確保了T-50和蘇-35都能以1200千米/時作超聲速飛行。117S的另一亮點是，它擁有“矢量推力技術”，即可自動控制發動機尾噴管作空間自由轉動，通過改變噴口方向和截面大小，及利用強大的噴氣流的反作用力，控制飛機靈活、超機動飛行。這種只有五代機才具有的“矢量推力技術”可使蘇-35作出各種復雜的空中驚險動作，占盡戰時先機。
