随着人类对速度追求的不断提高以及新军事需求的推动，各类高超声速飞行器不断涌现。其中，可重复使用高超声速巡航飞行器是航空航天领域重要的发展方向，战略意义重大。同时，其宽速域大包线的飞行特性也面临着诸多挑战[1]。轻质结构的防热能力、气动特性、长航时性能对飞行器质量的要求等都需要对高超声速宽马赫数特性进行深入研究，以求准确预测飞行器宽马赫数特性，探索最适合飞行器飞行包线的气动设计、动力设计和结构设计。在高超声速飞行器面对的气动问题中，与超声速飞行器最大的不同是不可忽视的气动加热现象。高超声速飞行器在大气层中飞行时，飞行器前方的空气高度压缩，并与周围空气进行强烈摩擦。强烈的气流扰动产生激波，穿过激波后气体的动能转换为内能，在激波层内产生高温，这就是“热障”，即气动加热现象[2-3]。在高超声速宽马赫数飞行器研制过程中，为了模拟并研究各类气动现象，宽马赫数高焓试验设备应运而生。宽马赫数高焓试验设备是一种能有效模拟飞行环境的地面设备。采用先进的测试设备，可以精确获得飞行器模型表面的气动力/气动热参数，结合相似准则，可预测飞行器在真实飞行环境下的气动和结构特性，为高超声速科技发展提供重要数据与验证技术支撑[4]。目前的宽速域高焓风洞有直接加热型常规高超风洞和高焓激波风洞两类。其中，直接加热型常规高超风洞可提供较长的试验时间和较宽的马赫数范围，但所需的加热器系统较为复杂，造价昂贵，试验气体还存在一定程度的污染。高焓激波风洞根据驱动方式分为加热轻气体、自由活塞驱动和爆轰驱动模式，是目前国际高焓流动试验的主力试验手段，可提供无污染的试验气体，同时具有宽广的马赫数和雷诺数运行范围，如美国CALSPAN LENS系列风洞，俄罗斯AT-303激波风洞、U-12激波风洞，日本JAXA 0.44m高超声速激波风洞、HIEST激波风洞等。国内有中国空气动力研究与发展中心2m激波风洞、航天十一院FD-14A激波风洞、FD-20炮风洞，以及中国科学院力学研究所的JF10爆轰驱动激波风洞、JF12复现风洞等[1，4-5]。激波风洞也有其局限性，基于激波管原理发展起来的激波风洞因存在大喉道效应，难以保证喷管收缩比较小情况下的破膜重复性，使得设备很难应用到马赫数5以下。此类脉冲型风洞运行范围向中低马赫数拓展时，均需以牺牲设备有效运行时间及流场品质为代价，且重复性差[1]。而以Ludwieg管原理运行的管风洞对喷管收缩比要求相对较低，在中低马赫数运行条件下具有明显优势。结合两种运行模式优势，航空工业空气动力研究院提出了一种激波风洞与Ludwieg管组合运行模式，具备马赫数3.0~10.0宽速域范围内的气动热测试能力[1]。组合式高焓风洞中流场形成的关键在于利用高压气体驱动低压气体。风洞高压段和低压段间夹膜机构中的两道膜片在非试验阶段负责承压，隔离驱动段的高压气体和被驱动段的低压气体。承压时，两道膜片中间充入一定压力的气体，使膜片两侧压差控制在可承受范围内。在建立流场的过程中，两道膜中间空间进行泄压，高压侧膜片两侧压差改变，受内外压差而破裂，然后第二道膜片也随之破裂，高压气体进入被驱动段产生运动激波。膜片的破裂过程对流场建立及其品质至关重要。目前，已有学者通过数值方法模拟了膜片的破裂过程，并与卡鲁尼亚大学的SS304激波管试验的结果进行了比较[6]；聂少军等[7]基于CJ爆轰理论，建立了激波风洞中钢膜片的动力学模型，采用有限元分析软件模拟了膜片破裂过程；徐明等[8]采用了John-Cook材料损伤模型研究了小型双脉冲发动机中不同规格金属膜片的破裂过程。FL-63风洞运行时试验条件复杂，对所用膜片的特性也有要求。Ludwieg管模式下膜片处于高温环境，激波管模式下管径粗需要膜片的口径大。所以，在组合式运行模式下的膜片既是大口径，又在部分工况下处于高温环境。除去环境因素，膜片本身的材料特性、厚度和刻槽深度也会对最后的破膜状态有影响，尤其是高温下膜片材料的力学性能会发生改变。夹膜机构中的两道膜片的破裂都是因为大的压比，导致破裂效果的因素差异不大，所以本文的研究对象为高压段和低压段间夹膜机构中靠近高压段的第一道膜片。针对FL-63高压段和低压段间靠近高压段的第一道膜片，本文主要研究其在常温和高温条件下的破裂情况，给出了膜片破裂过程的三维显示，比较了膜片不同几何参数和材料参数变化对破裂过程的影响。本文对于组合式高焓风洞膜片的选型、流场的建立过程具有极大的现实意义，可以提升流场调试效率，降低成本。1　FL-63组合式高焓风洞FL-63风洞是由航空工业气动院设计建造的一座脉冲型组合式高焓风洞，具备宽马赫数试验能力。脉冲型设备因其结构简单、功率小、具有宽广的马赫数和雷诺数运行范围等特点，已成为高超声速飞行器内外流气动力/热特性研究的热点试验设备。FL-63风洞是组合式风洞，采用双模式运行，中低马赫数段（Ma 3.0~4.5）采用Ludwieg管模式，喷管口径ϕ300mm，有效运行时间150ms，设计总温900K，最高总压1MPa；高马赫数段（Ma 5.0~10.0）采用激波管模式，喷管口径ϕ500mm，有效运行时间20ms，设计总温1200K，最高驱动压力30MPa。如图1所示，FL-63风洞主体系统主要由高压段、低压段、喷管、试验段、真空罐、夹膜机构、管体支撑系统和轨道等部分组成。10.12050/are20220111.F001图1FL-63风洞结构示意图Fig.1Schematic diagram of FL-63 wind tunnel structure2　大口径膜片破裂过程数值分析本文采用显示动力学对膜片破裂过程进行数值模拟分析。显示动力学适用于非线性结构计算，它是一种当数值仿真涉及大应变、大变形、材料的破坏、材料的完全失效或者伴随复杂接触的结构问题时采用的算法。在运用显示动力学进行计算时，结构被离散为单元，单元需在拉格朗日坐标系中满足质量守恒、动量守恒和能量守恒。确定材料和初始条件、边界条件后，就可以开始求解。在时间的更新中，通过单元的节点来改变单元状态。在施加载荷、约束、接触力后，对每个节点进行力的合成得到合力后，计算节点加速度、速度，得到节点位移。在满足网格移动和变形且质量守恒后，通过节点状态计算单元的应变率，然后每个单元内的密度进行更新。再接着更新单元应力，完成一个循环，算法流程如图2所示。10.12050/are20220111.F002图2显示动力学算法流程图Fig.2Flow chart of the explicit dynamic algorithm大口径膜片破裂过程数值分析流程如图3所示。首先设置材料属性，然后建立带刻痕大口径膜片的模型，进而网格划分、施加约束和载荷，开展仿真求解，最后进行后处理。10.12050/are20220111.F003图3大口径膜片破裂过程数值分析流程Fig.3Numerical analysis of rupture process of large diaphragm2.1　工况设置在组合式高焓风洞目前的调试过程中，根据气源能力和流场需求，实际加载在膜片上的压比分别为50/60/80，本文的工况设置和风洞实际运行条件保持一致。在实际的数值计算中，膜片低压侧施加一个标准大气压0.1MPa，则膜片高压侧承受的压力分别为5MPa、6MPa和8MPa。刻痕深度影响最后的破膜时间和破膜效果，所以将刻痕深度作为讨论的参数。为了分析不同因素对刻槽型膜片破裂过程的影响，设计如下工况，见表1，通过控制变量的方法分析刻痕深度和压比对结果（破裂时间、破裂效果）的影响。10.12050/are20220111.T001表1工况设置Table 1Conditions set工况序号膜片直径/mm刻痕长度/mm膜片厚度/mm十字刻痕宽度/mm刻痕深度/mm压比面压力/MPa1327258221505/0.12327258221606/0.13327258221808/0.14327258221.2606/0.15327258221.2505/0.16327258220.8606/0.12.2　材料设置膜片破裂过程数值分析的第一步为材料设置，数值分析采用与试验相同的材料。在实际的风洞运行中膜片采用的材料为Q215B，为碳素钢中的低碳钢。在材料设置中，选择非线性材料，并按Q215B碳素钢的物性参数设置材料，关于Q215B的组成成分和物性参数见表2和表3。在钢结构分析和设计中，材料的应力—应变(本构)关系至关重要，准确模拟结构材料特性需要充分了解材料的应力—应变行为[9]。室温下应力—应变曲线中应力与应变弹性阶段呈线性关系，而后发生塑性变形，应力随着应变的增加呈非线性增加。在具体的材料设置中，将应力—应变关系设置为双线型，将塑性变形阶段的应力—应变关系近似为线性，如图4所示。10.12050/are20220111.T002表2碳素钢的化学成分（参考自GB/T 700—2006）Table 2Chemical composition of carbon steel(refer to GB/T 700—2006)牌号等级化学成分（质量分数）/,≤CMnSiPSQ215A0.151.200.350.0450.050B0.04510.12050/are20220111.T003表3碳素钢的物性参数（参考自GB/T 700—2006）Table 3Physical properties of carbon steel(refer to GB/T 700—2006)牌号等级密度/(g/cm3)屈服强度/MPa泊松比弹性模量/GPaQ215B7.852150.320010.12050/are20220111.F004图4双线型应力-应变曲线Fig.4Bilinear stress-strain curves2.3　几何建模数值分析中所研究膜片的直径为327mm，厚度为2mm。这是根据试验部件的尺寸和实际应用中的参数来选择。如图5（a）所示为试验中真实选用的膜片。以膜片一个圆面的圆心为十字的中心刻十字刻痕，刻痕的长度为258mm，宽度为2mm，刻痕的深度作为讨论破裂过程的参数变量。如图5（b）所示，周围一圈为夹膜机构夹膜位置，也就是数值计算中施加固定约束的位置。10.12050/are20220111.F005图5大口径膜片几何建模Fig.5Geometry modeling of large aperture diaphragm2.4　网格划分在建立膜片结构的几何模型后，采用自由网格进行划分，膜片单元的类型由显示动力学模块自动选取。因为在试算时网格密度过低造成计算结果的不对称，本文膜片整体使用的网格尺寸较密，单元的边长为2mm。十字刻痕处的网格密度对破裂过程影响最大，为了计算结果的准确性，在刻痕部位进行网格加密和网格无关性检验，三个算例刻痕处网格尺寸分别为1.5mm、1mm、0.5mm，膜片网格划分情况如图6所示。十字刻痕处网格尺寸为1.5mm的算例，网格总节点数46304，单元数146497；1mm算例网格总节点数74246，单元数274530；0.5mm算例网格总节点数206892，单元数916248。使用工况4的条件，对三套网格做了数值计算，图7为破裂完成后三组结果的变形量云图。对比三组结果后发现，计算所得膜片的破裂完成时间相同，但1.5mm算例的变形效果同其他两个算例有些不同，综合考虑计算效率和准确性，选用1.0mm的网格尺寸加密十字刻痕位置。10.12050/are20220111.F006图6大口径膜片模型网格划分Fig.6Meshing of large aperture diaphragm model10.12050/are20220111.F007图7网格无关性算例结果云图Fig.7Results of the grid independent example2.5　载荷约束在实际应用中，膜片的两面承受来自高压气体和大气的压差。在数值计算中，在膜片的两端分别施加压强（压力），压强以面载荷中压强载荷的形式加载在面上。在力的作用时间内，压强平均分布在圆面上且不随时间变化，这实际上是对真实情况的简化。在膜片真实破裂过程中，流场的变化会导致膜片两侧的压强发生变化，此处简化了这个问题。大口径膜片布置在激波管中，由夹膜机构夹持，相对于膜片，夹膜机构的刚度很大，所以在膜片的夹膜位置，设置为固定约束，如图8所示。10.12050/are20220111.F008图8大口径膜片模型载荷和固定约束施加情况Fig.8Large aperture diaphragm model loads and fixedconstraint loads2.6　计算状态及结果分析对6种工况进行了破裂过程的仿真，分析结果可以得到，工况3、4和5破膜成功，其最后到达的破裂效果可以满足流场的建立。工况1、2和6，不能完全打开，不能满足流场建立的条件。以工况3为例，分析破膜成功的过程。随着仿真过程的进行，大口径膜片中间刻痕出现应力集中现象，并产生弹性形变，此时无塑性变形，此段过程进行的很快。图9和图10分别为0.35ms和0.7ms时膜片的总体变形云图、应力云图、塑性应变云图和弹性应变云图。从图9到10中可以看到，应力超过屈服极限后，出现塑性形变。随着时间变化，在材料应力超过强度极限后，膜片开始出现破裂。超过强度极限后受损的单元会变成自由单元，自由单元具有质量和惯性并且也能影响剩余结构。10.12050/are20220111.F009图9工况3,0.35ms膜片状态Fig.9State of the diaphragm at 0.35ms in condition 310.12050/are20220111.F013图10工况3,0.7ms膜片状态Fig.10State of the diaphragm at 0.7ms in condition 3在破裂过程结束后，膜片出现如图11所示的花瓣状，这是膜片成功破裂后的状态。10.12050/are20220111.F010图11工况3膜片破裂完成Fig.11Diaphragm rupture successfully in condition 3而在工况1、2、6中，膜片未能完全打开。图12为工况1最终的变形效果，膜片并没有在仿真时间内破裂，只有变形。在膜片受压差的过程中，因为刻痕深度不够，在压比过小的情况下，膜片的变形量在到达一定数值后稳定到最大值，无法破裂。10.12050/are20220111.F011图12工况1膜片最终的变形效果Fig.12Final deformation of the diaphragm in condition 13　高温膜片破裂过程数值分析上文的研究是针对大口径膜片在常温下的物性参数进行的，但是在路德维希管模式下，热环境常常能达到几百摄氏度，而此时随着温度的升高，材料的力学性能会下降。因为温度升高，原子内部能量增加，原子运动加剧，从而降低了金属原子间的结合力，致使碳素钢的强度随着温度的升高而降低[10]。从参考文献[11]中得到高温下低碳钢的应力—应变曲线，高温拉伸应力—应变曲线中应力与应变弹性阶段仍呈线性关系，但是之后的塑性阶段，应力随应变的增加反而略有降低。从图13中可以看出，在图中所示温度范围内，弹性模量受温度影响变化不大，屈服强度略低，抗拉强度（强度极限）明显下降。本文认为膜片的温度为600℃，600℃时膜片材料的屈服强度为195MPa，抗拉强度为200MPa。材料的泊松比和弹性模量在此温度下变化很小，在高温计算时取和常温计算相同的值，基于此材料高温下的物性参数再次重复工况4。10.12050/are20220111.F012图13低碳钢性能曲线[11]Fig.13Low carbon steel performance curve高温膜片成功破膜后的状态如图14所示，膜片呈花瓣状完全展开。在破膜成功后，膜片整体的应力几乎处于同一水平，应变则是破裂处较大，且越靠近断裂处越大。经过与常温下结果对比发现，高温下的膜片破裂完成的时间更短，且破裂的形变更小。10.12050/are20220111.F015图14高温膜片破膜成功效果图Fig.14Figure of high temperature diaphragm rupture successfully[3] 罗长童,胡宗民,刘云峰,等.高超声速风洞气动力／热试验数据天地相关性研究进展[J].实验流体力学, 2020, 34(3):78-89.[4] 姜宗林. 高超声速高焓风洞试验技术研究进展[J].空气动力学学报, 2019,37(3):347-355.[7] 聂少军,汪运鹏,薛晓鹏,等. 激波风洞高低压段膜片破裂特性研究[J].力学学报,2021,53(6):1747-1757.[8] 徐明,封锋,曹钦柳,等. 小型双脉冲发动机金属膜片的承压与破裂[J]. 爆炸与冲击,2020,40(4):112-122.[9] 黄军飞. 结构碳素钢的全应力应变模型[D]. 长沙: 中南大学, 2011.[10] 宿成.低合金高强度结构钢(Q345B)高温力学性能研究[D].包头: 内蒙古科技大学, 2011.[11] 崔桂彬,鞠新华,张清水,等.温度对低碳钢微观组织与高温力学性能的影响[J].金属热处理,2020, 45(5): 123-128.[12] 康向东,邸洪双,张晓明,等. 低碳钢高温力学性能的研究[J]. 钢铁研究,2003(3): 32-34.Luo Changtong, Hu Zongmin, Liu Yunfeng, et al.Research progress on ground-to-flight correlation of aerodynamic force and heating data from hypersonic wind tunnels[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2020, 34(3):78-89.(in Chinese)Jiang Zonglin. 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(in Chinese)图15为试验后将膜片取出后的实物图。将仿真的膜片破裂效果图与试验产生的实物图作对比，发现破裂效果基本一致。10.12050/are20220111.F014图15膜片破裂成功后的实物图Fig.15A physical picture of a diaphragm rupture4　结论膜片的破裂影响着组合式高焓风洞中流场的建立，其破裂过程与刻痕的深度、压比的大小和环境温度的高低都有着密切的关系。刻痕深度为1mm和0.8mm时不能满足三种压比下的破膜要求。刻痕深度为1.2mm可以满足试验需求。对高温膜片进行数值计算后可以得到，高温膜片更容易破裂，且破裂时间会缩短。风洞对高温环境的模拟能力正日益增强，随着温度的升高，金属的强度极限会连续下降[12]，激波管中的膜片破裂过程也将会有新的变化。高温膜片的破裂过程仿真也依赖于材料研究的不断进步。学者们得到各种材料更准确的高温应力—应变曲线和力学性能，数值计算的结果也更接近于实际，可为试验设计提供理论指导，缩短设计、建造和调试工期，提升效率。