唯一的JF12超高音速激波风洞

唯一的JF12超高音速激波风洞

JF12高超声速激波风洞是专门针对高达五倍音速以上的超高速飞行器试验。

“据我所知，JF12高超声速激波风洞是当今世界唯一的，就连世界上的一些超级科技强国都没有，它的唯一不仅在于它所产生的流场区域很大、气流速度较高、试验时间很长，更重要的是它应用了最独特的爆轰驱动技术，它还克服了自由活塞驱动技术的弱点。你们应该为获得的可靠的高超声速试验数据感到十分骄傲。”这是国际上著名的激波管技术专家、国际激波研究院创始人高山和喜教授对JF12复现高超声速飞行条件激波风洞的高度赞誉。

5月14日，中科院组织的权威专家对JF12风洞进行验收。

专家委员会都认为，这个项目是面向国家重大科技项目以及学科基础的研究需求，利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法以及一系列的激波风洞创新技术而研制成功的国际首座可以复现25—40公里高空、马赫数5—9飞行条件、喷管出口直径

2.5米/

1.5米、试验气体为洁净空气、试验时间超过100毫秒的高超声速激波风洞，而且它的整体性能在世界超级科技强国中都处于领先水平。而且该风洞具有高超声速飞行器试验的地面复现能力，因此为我国重大工程项目的关键技术突破以及高温气体动力学基础研究又提供了不可替代的试验手段。

“JF12激波风洞从概念、设计、加工、安装、调试、性能试验一直到现场测试，总共历时4年。中国项目组几经坎坷，几经艰辛，终于不辱使命，完成了这项艰巨的任务！”这是中科院力学所高温气体动力学国家重点实验室主任、国家重大科研装备研制项目组负责人姜宗林在JF12风洞验收通过以后的感慨。

姜宗林告诉记者，民用飞机的飞行速度一般可以达Ma

0.8(即xx

0.8)以下的亚声速(一个马赫数是一倍声速)。而高超声速指飞行器则可以达到Ma5以上的飞行速度，Ma7就意味着从北京到纽约的时间能够由现在的14小时直接缩短到2个小时。

姜宗林还说，高超声速科技是航空航天领域的高新技术，这关系到国家安全甚至国际战略格局，同时也是世界各个超级科技强国竞相研究的热点，然而高超声速飞行器的研究开发是离不开风洞这个摇篮的。

从JF12激波风洞的出现不难看出现在的中国正在努力向着超级科技强国的方向前进着，而且在今天中国军事力量不断强大的环境下，军事类的小说也同样给力，像青帝超级科技强国http:

12081.html，起点《星空之翼》http:

.aspx，3G书城的《我是特种兵前传》（http:

该项目组首创了超高压、大口径合金钢管的设计技术以及超高压爆轰段夹膜机设计技术，并且还同北方重工合作一起突破了高强度合金钢管大口径深孔加工技术。因此可以说JF12激波风洞的研制在很大程度上推进了我国重大科研装备的设计与加工技术的发展。

JF12风洞的研制是依据我国独创的爆轰驱动方法，并且进一步发展了一系列的自主创新技术，是其他超级科技强国所没有的，它的出现开启了我国大型气动实验装备建设由仿制到创新研制的新纪元。

唯一的JF12超高音速激波风洞

唯一的JF12超高音速激波风洞 JF12高超声速激波风洞是专门针对高达五倍音速以上的超高速飞行器试验。 “据我所知，JF12高超声速激波风洞是当今世界唯一的，就连世界上的一些超级科技强国都没有，它的唯一不仅在于它所产生的流场区域很大、气流速度较高、试验时间很长，更重要的是它应用了最独特的爆轰驱动技术，它还克服了自由活塞驱动技术的弱点。你们应该为获得的可靠的高超声速试验数据感到十分骄傲。”这是国际上著名的激波管技术专家、国际激波研究院创始人高山和喜教授对JF12复现高超声速飞行条件激波风洞的高度赞誉。 5月14日，中科院组织的权威专家对JF12风洞进行验收。 专家委员会都认为，这个项目是面向国家重大科技项目以及学科基础的研究需求，利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法以及一系列的激波风洞创新技术而研制成功的国际首座可以复现25—40公里高空、马赫数5—9飞行条件、喷管出口直径 2.5米/ 1.5米、试验气体为洁净空气、试验时间超过100毫秒的高超声速激波风洞，而且它的整体性能在世界超级科技强国中都处于领先水平。而且该风洞具有高超声速飞行器试验的地面复现能力，因此为我国重大工程项目的关键技术突破以及高温气体动力学基础研究又提供了不可替代的试验手段。 “JF12激波风洞从概念、设计、加工、安装、调试、性能试验一直到现场测试，总共历时4年。中国项目组几经坎坷，几经艰辛，终于不辱使命，完成了这项艰巨的任务！”这是中科院力学所高温气体动力学国家重点实验室主任、国家重大科研装备研制项目组负责人姜宗林在JF12风洞验收通过以后的感慨。 姜宗林告诉记者，民用飞机的飞行速度一般可以达Ma 0.8(即xx

跨音速动态风洞

解决方案-跨音速动态风洞 位于美国弗吉尼亚州汉普顿市美国宇航局（NASA）兰利研究中心的跨音速动态风洞是一座用于研究固定翼和旋转翼飞机的气动弹性力学的连续式跨音速风洞。跨音速动态风洞的测试区域截面积约为1.5平方米，长约2.5米。跨音速动态风洞被广泛运用于各种试验，包括推进系统测试、自由飞试验、颤振试验、抖振试验、空气声学试验，以及需要振颤抑制等实时主动控制的试验。自1960年以来，几乎所有美国建造的运载工具、高性能军用飞机和商业运输飞机都在跨音速动态风洞进行了测试。 跨音速动态风洞的测试需要进行256个通道静态和动态信号的实时采集和显示，要求同步进行数据的采集、显示、存储、分析，并传输数据给实时控制系统进行模型控制。该系统采用应变计、硅膜压力传感器、压阻式加速度计、热膜风速计等多种传感器来测量模型响应，并在需要时采用执行机构对模型进行控制。 传感器数据的时间相关性往往对研究模型动态响应至关重要，特别是在需要计算两个传感器数据相干特性的情况下。即使在不同的程控增益下，测量系统也必须有出色的通道匹配性能，以避免在相干分析中引入误差。在跨音速动态风洞进行的测试种类众多，涵盖从稳态流体测量到高速瞬态的颤振、抖振、空气声学测量模式。测量系统的传递函数必须同时满足瞬态和稳态测试要求。 对于一套具有256个传感器的测试系统，在每次测试前，必须要能够自动验证测量系统的性能，最好还能检查传感器和电缆的健康状态。长时间测试时，最好能连续监视传感器的激励电压或电流、传感器电阻来验证传感器的健康状态。此外，全自动、可溯源的年度校准系统也是必不可少的。 解决方案： 为了比较各个信号调理系统供应商，美国宇航局购买了多套小型系统进行试用评估，并对硬件进行一系列严格的认证测试。测试包括直流和交流增益精度、直流激励精度、直流稳定性、宽带和频谱噪声、全带宽/滤波频响、瞬态响应、通带平坦度、幅度、相位匹配。 美国宇航局最终选取了PFI28000信号调理系统对安装在测试模型上的256个传感器进行模拟信号调理。此系统采用PFI28124四通道传感器调理插卡，共有256通道，安装在42英寸高的机柜中，28124插卡的输出连接到NI的PXI数据采集系统。传感器和数据采集系统的连接布线通过28000的背板完成。在不断开输出电缆的情况下，28124插卡可在28000机箱中灵活插拔。

CARDC2_4m引射式跨声速风洞设计与运行调试_董谊信

第15卷　第3期2001年09月 流　体　力　学　实　验　与　测　量 Experiments and Measurements in Fluid Mechanics V ol .15N o .3Sep .,2001 收稿日期:2001-04-27 作者简介:董谊信(1939-),男,福建福州市人,中国空气动力研究与发展中心研究员. 文章编号:1007-3124(2001)03-0054-08 CARDC 2.4m 引射式跨声速风洞 设计与运行调试 董谊信,陈章云,周　平,罗宇轩,王维新 (中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000) 摘要:中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器,利用现有中压气源驱动,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m ×2.4m ,M =0.3～1.2。稳定段最高工作压力为0.45M P a ,最高模型试验雷诺数Re c =15×106(M =0.90,C =0.24m ),稳定吹风时间≥15s 。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术,实现总压和M 数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计,在国内跨声速风洞中均是首次采用。 关　键　词:引射式跨声速风洞;风洞设计与研究;测控系统;风洞调试;增压试验中图分类号:V 211.74+1 文献标识码:A CARDC 2.4m injector powered transonic wind tunnel design and operation DONG Yi -xin ,CHEN Zhang -yun ,ZHOU Ping ,LUO Yu -xuan ,WANG Wei -xin (China Aerody namics Research &Development Center ,M iany ang 621000,China )A bstract :This paper provides a technical overview of CARDC 2.4m ×2.4m injector pow -ered transonic w ind tunnel .2.4m wind tunnel is successful in operation debugging tests in december ,1998.It can operate over a Mach number range of 0.3～1.2,the maximum pres -sure of flow is 0.45M Pa ,the maximum Re c available is 15×106(M =0.9,c =0.24m ).The simulating capability of model testing Rey nolds number is advanced and superior than the fo reig n conventional pressurized transonic w ind tunnel .The overall perfo rmance and technologies are in leading place in domestic and can be compared to foreign advanced w ind tunnel .The successful development of 2.4m w ind tunnel fills in the gaps in the area of large -size transonic wind tunnels and relative technologies .The history of lacking wo rld -class tran -sonic wind tunnel in China comes to an end .

气相爆轰激波管基础实验研究内容探讨

在激波管中进行气相爆轰基础实验研究的内容 综述 段吉员，王建，吴国栋 (中国工程物理研究院流体物理研究所冲击波物理与爆轰物理试验室四川绵阳621900 ) 摘要本文在广泛调研国内外利用激波管进行气相爆轰基础实验研究的基础上，进行了分析，总结出从宏观和微观两方面进行气相爆轰基础研究的内容，宏观方面主要研究气相爆轰在光滑直管道中或一些非理想条件下的传播规律等内容，微观方面主要运用谱仪技术与化学反应动力学相结合的方法，研究气相爆轰激励下，含能材料发生快速反应的微观机理等内容。为利用激波管开展气相爆轰基础研究指明了研究途径。 关键词激波管气相爆轰基础研究传播规律微观机理 1.引言 气相爆轰是气体爆炸的最高形式，是以超音速传播（相对于波前未反应混合物）的带化学反应的冲击波。在激波管中进行气相爆轰基础实验研究，对于研究气体爆轰波的传播规律、DDT（爆燃成长为爆轰）过程、强爆轰现象、脉冲爆轰规律、瓦斯或粉尘爆炸安全性、界面不稳定性、含能材料的微观机理、新型材料的合成等内容具有重要意义。 2.国内外研究情况 2.1 国外研究情况 自1881年发现气相爆轰现象以来，关于爆轰波的各种理论和实验方法得到了广泛关注和飞速发展。在气相爆轰实验研究方面，激波管从上世纪50年代起一直发挥着极其重要的作用。早期的许多国际著名实验室研究了氢氧燃烧驱动技术[1]，结果表明燃烧驱动产生的气流品质低，因而从50年代末起，开始发展爆轰驱动技术。 1954年Hertzberg在氢氧燃烧驱动实验中，意外发现入射激波的强度超出了按等容燃烧假定计算的数值，Gerard将这一现象归因于燃烧过程出现了爆轰。1957年Bird对燃烧驱动以及前向和反向爆轰驱动进行了分析。之后，Waldron和Balcarzak开展了前向爆轰驱动实验，证实了Bird的分析预测。后来，Coates和Gaydon首次进行了双爆轰驱动实验，实验由于使用的氢气压力不够高而未能成功，但这种双爆轰驱动的思想得到了认可和发展应用。 伴随着激波管的出现，光谱分析技术逐步应用到气相爆轰物理实验研究中，特别在含能材料快速反应的微观机理研究中取得了很大进展。A.D.Gaydon[2]在1941～1979间，在石英激波管中，观测研究了火焰光谱中的OH、CH、C2等自由基的产生和激发模式，分析了燃烧机理。后来利用铜质激波管对高强度的激波进行了光谱实验。Gaydon在利用光谱技术测量激波温度方面也做出了重要的贡献。 印度高温化学动力学实验室B. Rajakumar等人[3]在高温激波管实验中，采用瞬态气相色谱、红外光谱和激光纹影法进行了化学反应动力学速率测量，并建设了两套实验系统，分别用于分析ms和us 量级的反应机理实验。 白俄罗斯的O.G.Penyaz’kov等人[4]利用压电传感器和光谱分析技术提出了一种新的测试方法，能精确的判断气体爆轰产物分子的结构尺寸及可能出现的官能团。哥伦比亚大学J. Huang等人[5]利用激