高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)展

唐志共， 許曉斌， 楊彥廣， 李緒國(guó)， 戴金雯， 呂治國(guó)， 賀偉

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng) 621000 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng) 621000 3. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 綿陽(yáng) 621000

高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)展

唐志共1,*， 許曉斌2,3， 楊彥廣2， 李緒國(guó)2， 戴金雯2， 呂治國(guó)2， 賀偉3

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng) 621000 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng) 621000 3. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 綿陽(yáng) 621000

高超聲速技術(shù)是未來(lái)航空航天技術(shù)的制高點(diǎn)，而高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)是為高超聲速飛行器設(shè)計(jì)和性能評(píng)估提供可靠數(shù)據(jù)不可或缺的重要技術(shù)手段。介紹了高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備種類和國(guó)內(nèi)外典型的風(fēng)洞設(shè)備，并分析了目前的發(fā)展現(xiàn)狀。對(duì)國(guó)內(nèi)高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)相關(guān)測(cè)量技術(shù)、試驗(yàn)技術(shù)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)評(píng)估和高超聲速氣動(dòng)力標(biāo)模體系等研究進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié)。同時(shí)，還就高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備、氣動(dòng)力試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了探討。

高超聲速； 風(fēng)洞； 氣動(dòng)力； 試驗(yàn)技術(shù)； 測(cè)量技術(shù)

高超聲速技術(shù)是自20世紀(jì)以來(lái)航空、航天領(lǐng)域最受關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)之一，是21世紀(jì)航空、航天技術(shù)的制高點(diǎn)，同時(shí)也是具有巨大社會(huì)和軍事效益的軍民兩用技術(shù)。高超聲速技術(shù)的發(fā)展，必將對(duì)一個(gè)國(guó)家的綜合國(guó)力、軍事戰(zhàn)略和國(guó)民經(jīng)濟(jì)等產(chǎn)生深遠(yuǎn)的影響。特別是高速技術(shù)武器的發(fā)展和非對(duì)稱威脅軍事問(wèn)題解決的作戰(zhàn)需求，將高超聲速技術(shù)研究推到了航空、航天和國(guó)防的前沿，高超聲速技術(shù)和相關(guān)研究計(jì)劃得到了國(guó)內(nèi)外越來(lái)越多的關(guān)注。

高超聲速研究和試驗(yàn)經(jīng)過(guò)70多年的發(fā)展，今已研制出可進(jìn)行戰(zhàn)略打擊、導(dǎo)彈防御和外太空探測(cè)的各類武器系統(tǒng)和飛行器。典型的高超聲速包線速度范圍起始于馬赫數(shù)Ma=5，一直到Ma=10。而Ma=10以后開始進(jìn)入超高速區(qū)域軌道，該區(qū)域一直延伸到Ma=20以上。更重要的是，恰恰在這個(gè)領(lǐng)域，某些物理現(xiàn)象變得越來(lái)越重要，例如，極高的溫度和化學(xué)反應(yīng)在影響飛行器特性方面起著越來(lái)越重要的作用，致使計(jì)算方法變得更為困難，風(fēng)洞試驗(yàn)此時(shí)將發(fā)揮更為重要的作用。

隨著高超聲速技術(shù)的發(fā)展，各種導(dǎo)彈武器、臨近空間飛行器等都呈現(xiàn)出高超聲速化的特點(diǎn)。同時(shí)，對(duì)于未來(lái)的高超聲速武器化飛行器，通常都要求具有突出的強(qiáng)機(jī)動(dòng)、強(qiáng)突防、遠(yuǎn)程精確打擊能力，可利用其優(yōu)異的飛行性能與裝載能力發(fā)展成為通用投送平臺(tái)，并攜帶各類有效載荷，有效執(zhí)行各種任務(wù)。這些要求對(duì)導(dǎo)彈武器和高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)帶來(lái)了諸多挑戰(zhàn)，特別是導(dǎo)彈和飛行器在各種空域和速域條件、不同飛行姿態(tài)和各種干擾影響下的氣動(dòng)力特性和操控特性，都需要在設(shè)計(jì)時(shí)得到準(zhǔn)確預(yù)測(cè)和評(píng)估。高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)將在這些方面發(fā)揮獨(dú)特且不能被其他手段完全替代的重要作用。

1 高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備

1.1 常見(jiàn)的高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備

高超聲速地面模擬試驗(yàn)設(shè)備種類繁多，不同設(shè)備的主要用途存在很大差異[1-3]。其中，可用于開展各類氣動(dòng)力試驗(yàn)的設(shè)備主要包括：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞、脈沖型高超聲速風(fēng)洞(包括激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞和高超聲速脈沖燃燒風(fēng)洞等)以及彈道靶設(shè)備等。

1) 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞是最常見(jiàn)的高超聲速設(shè)備類型，也是最常用的高超聲速氣動(dòng)力地面試驗(yàn)設(shè)備。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞發(fā)展比較早，技術(shù)較為成熟。一般而言，它可較好地模擬飛行馬赫數(shù)Ma=10以下的大部分飛行條件。其主要特點(diǎn)是：所使用的空氣必須加熱、工作壓力和密度一般比較高、試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)(從秒級(jí)到分鐘級(jí))、流場(chǎng)品質(zhì)好、測(cè)量方法和試驗(yàn)結(jié)果比較可靠，被廣泛應(yīng)用于高超聲速飛行器氣動(dòng)特性的試驗(yàn)研究。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞典型參數(shù)范圍是：馬赫數(shù)Ma=5～10、駐點(diǎn)溫度T0=300～1 000 K、駐點(diǎn)壓力p0=(1.0～20.0)×106Pa、試驗(yàn)時(shí)間為幾秒至連續(xù)(一般可達(dá)分鐘級(jí))。國(guó)際上具有代表性的這類風(fēng)洞設(shè)備為：美國(guó)空軍阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)馮·卡門實(shí)驗(yàn)室的B風(fēng)洞(Ma=6, 8)和C風(fēng)洞(Ma=4, 8, 10)、美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)的1.07 m(3.5 ft)高超聲速風(fēng)洞(Ma=5, 7, 10)、劉易斯研究中心的1.07 m(42 ft)高超聲速風(fēng)洞(Ma=5, 6, 7)；俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力學(xué)研究院(TSAGI)的T-116風(fēng)洞(Ma=1.8～10)和俄羅斯中央空氣機(jī)械研究院(TsNNIMASH)的U-306-3風(fēng)洞(Ma=2～10)；日本宇宙航空開發(fā)研究機(jī)構(gòu)(JAXA)的1.27 m(Ma=10)高超聲速風(fēng)洞。上述風(fēng)洞的噴管出口或試驗(yàn)段尺寸均達(dá)到了1 m以上，可以開展大尺度、復(fù)雜外形模型的氣動(dòng)力試驗(yàn)。

而高超聲速低密度風(fēng)洞和美國(guó)AEDC的9號(hào)風(fēng)洞(AEDC Tunnel 9)等在一定意義上可以認(rèn)為是具有某些特殊性的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞。前者的特點(diǎn)是可以模擬高度60 km以上、從連續(xù)流到過(guò)渡流和稀薄流區(qū)的飛行條件；而9號(hào)風(fēng)洞可在較高馬赫數(shù)(Ma=7, 8, 10, 14)的條件下同時(shí)模擬大動(dòng)壓、高雷諾數(shù)，試驗(yàn)時(shí)間也達(dá)到秒級(jí)[1]。

2) 脈沖型高超聲速風(fēng)洞

脈沖型高超聲速風(fēng)洞種類也較多，激波風(fēng)洞、炮風(fēng)洞和脈沖燃燒風(fēng)洞等是其中比較典型的幾類設(shè)備。其中，激波風(fēng)洞是利用激波壓縮工作氣體、再利用定常膨脹方法產(chǎn)生高超聲速試驗(yàn)氣流的風(fēng)洞。相對(duì)于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，其模擬的馬赫數(shù)范圍更寬(可以達(dá)到Ma=20以上)、運(yùn)行參數(shù)(總溫、總壓)更高(總溫可達(dá)8 000 K以上、總壓可大于1×108Pa)，在模擬參數(shù)相似性方面優(yōu)于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，但其試驗(yàn)時(shí)間短(一般為幾毫秒至幾十毫秒)。國(guó)外典型的該類風(fēng)洞設(shè)備有美國(guó)卡爾斯本大學(xué)巴法羅研究中心(CUBRC)的LENS系列激波風(fēng)洞(Ma=3～18)、俄羅斯的U-12風(fēng)洞(Ma=4～10)和德國(guó)的TH2風(fēng)洞(Ma=6～18)等；另外，膨脹管風(fēng)洞如CUBRC的LENS-XX(最高速度為13 km/s，Ma=5～37)可以實(shí)現(xiàn)更高速度的模擬，當(dāng)然其試驗(yàn)時(shí)間也更短，通常小于1 ms。由于試驗(yàn)時(shí)間很短，在這類風(fēng)洞設(shè)備上開展氣動(dòng)力試驗(yàn)，必須發(fā)展專用的測(cè)力天平和試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)，獲得的試驗(yàn)結(jié)果精度通常低于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞。

而脈沖燃燒風(fēng)洞是利用燃料燃燒產(chǎn)生的高溫氣體作為風(fēng)洞的試驗(yàn)氣體，經(jīng)噴管加速后模擬超高速的高溫流場(chǎng)。相對(duì)于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，它可以模擬較高的總溫條件，如Ma=6時(shí)，可以達(dá)到T0=1 650 K以上，復(fù)現(xiàn)高度H=25～30 km的實(shí)際飛行總溫條件，對(duì)于開展超燃發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)、飛行器帶動(dòng)力氣動(dòng)力試驗(yàn)等有利。但是，由于風(fēng)洞試驗(yàn)氣體為燃料燃燒產(chǎn)物、未消耗燃料等與空氣所形成的混合物，其組分和物理性質(zhì)與純空氣相比有較大的差異，即產(chǎn)生了“污染”，會(huì)對(duì)獲得準(zhǔn)確的氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)不利。

3) 彈道靶設(shè)備

彈道靶是一類特殊類型的高超聲速風(fēng)洞設(shè)備。在氣動(dòng)力特性研究方面，它主要是采用模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)，獲得飛行器模型的靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性系數(shù)。試驗(yàn)時(shí)，發(fā)射器將模型以一定速度發(fā)射到靶室內(nèi)，高速圖像記錄系統(tǒng)記錄模型的運(yùn)行軌跡，然后利用圖像處理、參數(shù)辨識(shí)等技術(shù)，獲得模型的氣動(dòng)特性參數(shù)，特別是動(dòng)導(dǎo)數(shù)等動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性系數(shù)。國(guó)外該類典型設(shè)備有美國(guó)AEDC G靶(配備有102 mm和203 mm的發(fā)射器)，最大發(fā)射速度超過(guò)5 km/s。

彈道靶試驗(yàn)中模型自由飛行，沒(méi)有支架或洞壁干擾，試驗(yàn)氣體無(wú)污染，可復(fù)現(xiàn)真實(shí)飛行速度，靶室中的氣體密度可調(diào)、可獨(dú)立模擬雷諾數(shù)，可通過(guò)合理地組合飛行速度和ρl(ρ為氣流密度，l為模型特征長(zhǎng)度)，模擬高焓飛行條件下的真實(shí)氣體效應(yīng)以及接近真實(shí)飛行的低流動(dòng)湍流度。因此，彈道靶能提供更接近真實(shí)飛行狀態(tài)的模擬條件，是開展超高速飛行器氣動(dòng)特性考核的理想設(shè)備。但它最大的不足是模型尺度小、有效測(cè)量時(shí)間短以及氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的精準(zhǔn)度難以提高。

1.2 國(guó)內(nèi)高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備發(fā)展現(xiàn)狀

從20世紀(jì)50年代開始，為滿足我國(guó)各類導(dǎo)彈、戰(zhàn)略彈頭、載人飛船和各類高超聲速飛行器研制的需要，我國(guó)立足國(guó)情，從小到大、從簡(jiǎn)單到復(fù)雜，逐步建立起了一批可用于高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)的地面試驗(yàn)設(shè)備。

1) 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

國(guó)內(nèi)主要的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞有中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)高速所的FL-31 ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院(CAAA)的FD-07 ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞、南京航空航天大學(xué)(NUAA)的NHW ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞和CARDC超高速所的FD-20A ?1 m高超聲速風(fēng)洞等少數(shù)幾座0.5 m量級(jí)以上的大型高超聲速風(fēng)洞, 如表1所示。其中，CARDC的?0.5 m高超聲速風(fēng)洞，Ma=5～11.7，氣流采用電阻加熱器加熱，運(yùn)行方式為暫沖吹引式；CAAA的?0.5 m高超聲速風(fēng)洞，采用燃?xì)饧訜峤饘侔逍顭崾郊訜崞?Ma=5～8)和氧化鋁小球蓄熱式加熱器(Ma=9～12)，運(yùn)行方式與CARDC的?0.5 m高超聲速風(fēng)洞相似。

CARDC的?1 m高超聲速風(fēng)洞是目前國(guó)內(nèi)已投入使用的最大尺度的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，于2004年建成。該風(fēng)洞為高壓下吹、真空抽吸、暫沖式運(yùn)行方式，采用電加熱蓄熱式加熱器。風(fēng)洞包括兩條獨(dú)立支路，分別采用各自的加熱器系統(tǒng)。Ma=4～8支路配套的型面噴管直徑為1.0 m，而Ma=9, 10支路的噴管出口直徑為1.2 m。

此外，CAAA正在建設(shè)噴管出口直徑為1.2 m、試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍Ma=5～10的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞。

2) 脈沖風(fēng)洞設(shè)備

國(guó)內(nèi)主要有中國(guó)科學(xué)院力學(xué)所(IM of CAS)、CARDC、CAAA和國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)(NUDT)等院所擁有較大尺度的超高速脈沖風(fēng)洞設(shè)備，包括激波風(fēng)洞和炮風(fēng)洞, 如表2所示。

中國(guó)科學(xué)院力學(xué)所現(xiàn)有JF8、JF10和JF12等炮風(fēng)洞/爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞系列設(shè)備。其中，JF10風(fēng)洞采用氫氧爆轟驅(qū)動(dòng)方式運(yùn)行，噴管出口直徑為0.5 m，總溫范圍為1 000～8 000 K，最高總壓達(dá)8×107Pa，有效試驗(yàn)時(shí)間為4 ms。JF12風(fēng)洞是一座大型的爆轟驅(qū)動(dòng)運(yùn)行激波風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍Ma=5～9，其中，Ma=5～6噴管口徑為1.5 m，Ma=7～9噴管口徑為2.5 m，總溫范圍為1 000～3 500 K，總壓可達(dá)2×107Pa，有效試驗(yàn)時(shí)間為0.13 s。該風(fēng)洞是目前世界上規(guī)模最大的激波風(fēng)洞之一，可以復(fù)現(xiàn)馬赫數(shù)Ma=5～7的飛行環(huán)境條件，且較長(zhǎng)的試驗(yàn)時(shí)間有利于開展氣動(dòng)力試驗(yàn)。

表1 國(guó)內(nèi)現(xiàn)有主要常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

Notes: CARDC means China Aerodynamics Research & Development Center; CAAA means China Academy of Aerospace Aerodynamics; NUAA means Nanjing University of Aeronautics and Astronautics;Mameans Mach number.

表2 國(guó)內(nèi)部分脈沖風(fēng)洞對(duì)比

Notes: IM of CAS means Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences.

CARDC現(xiàn)有?2 m和?0.6 m兩座激波風(fēng)洞，采用H2或H2-N2混合氣體驅(qū)動(dòng)，試驗(yàn)氣體為N2或空氣。?2 m激波風(fēng)洞噴管出口直徑為?1.2 m(Ma=6～16)/?2 m，?0.6 m激波風(fēng)洞試驗(yàn)Ma=6～12。

此外，CAAA現(xiàn)有0.5 m和1 m 2座炮風(fēng)洞，0.5 m炮風(fēng)洞馬赫數(shù)范圍為Ma=5～12，總溫范圍為800～1 300 K，有效試驗(yàn)時(shí)間為25 ms。NUDT航天學(xué)院現(xiàn)有一座0.5 m炮風(fēng)洞，并已建成一座大口徑激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞，噴管出口直徑為2 m，馬赫數(shù)范圍為Ma=7～9。

3) 燃燒加熱設(shè)備

為開展超燃發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)及吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)/推進(jìn)一體化試驗(yàn)，國(guó)內(nèi)建成了一批燃燒加熱風(fēng)洞設(shè)備，包括CARDC的2.4 m脈沖燃燒風(fēng)洞(Ma=4～6,試驗(yàn)時(shí)間為0.3 s，總溫為500～2 000 K)、0.6 m高溫高超風(fēng)洞，以及NUDT和航天科工集團(tuán)三十一研究所的多座燃燒加熱設(shè)備等。這些燃燒加熱設(shè)備可開展帶動(dòng)力的發(fā)動(dòng)機(jī)推力試驗(yàn)和氣動(dòng)/推進(jìn)一體化試驗(yàn)。

4) 彈道靶設(shè)備

目前國(guó)內(nèi)有多座用于不同研究的彈道靶設(shè)備，但能開展氣動(dòng)力試驗(yàn)的只有CARDC的200 m彈道靶，該靶擁有一門50/37 mm口徑的二級(jí)輕氣炮。

2 高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)相關(guān)研究進(jìn)展

2.1 氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)

2.1.1 風(fēng)洞天平技術(shù)

風(fēng)洞天平是開展風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)所必須的基本試驗(yàn)測(cè)量設(shè)備，風(fēng)洞天平技術(shù)水平的高低，將直接影響氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量和風(fēng)洞試驗(yàn)效率。針對(duì)不同類型的高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)發(fā)展了不同類型的風(fēng)洞測(cè)力天平。根據(jù)天平測(cè)量原理、測(cè)量敏感元件的不同，主要分為應(yīng)變天平、壓電天平、光纖天平和其他特種天平等。

1) 應(yīng)變天平技術(shù)

應(yīng)變天平在高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)及其他各類風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)中應(yīng)用最為廣泛，技術(shù)發(fā)展也最為成熟。其中，應(yīng)用最多的是采用金屬箔式應(yīng)變計(jì)的常規(guī)應(yīng)變天平。有時(shí)也采用半導(dǎo)體應(yīng)變計(jì)(其靈敏度系數(shù)約為金屬箔式應(yīng)變計(jì)的50～100倍)，以提高天平的測(cè)量靈敏度。由于高超聲速風(fēng)洞測(cè)力天平工作條件相對(duì)惡劣、天平溫度效應(yīng)控制要求高等特點(diǎn)，因此研制適用于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)的高精度應(yīng)變天平，需要考慮更多的影響因素，如溫度效應(yīng)修正等。當(dāng)天平應(yīng)用到脈沖風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)時(shí)，還必須進(jìn)行動(dòng)態(tài)性能補(bǔ)償、數(shù)據(jù)修正等。

近年來(lái)，歐美等發(fā)達(dá)國(guó)家在應(yīng)變天平技術(shù)方面的發(fā)展已經(jīng)相當(dāng)成熟，其應(yīng)變天平在可靠性、穩(wěn)定性和測(cè)量不確定度方面都達(dá)到了相當(dāng)高的水平，特別是其常規(guī)天平的測(cè)量不確定度基本都控制在0.1%左右，高于國(guó)內(nèi)通常為0.3%左右的水平。目前，國(guó)內(nèi)相關(guān)空氣動(dòng)力研究機(jī)構(gòu)也在積極采取措施提高天平可靠性、減小測(cè)量不確定度。如CARDC擬利用5年時(shí)間，通過(guò)建設(shè)天平優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)、規(guī)范天平貼片和溫度效應(yīng)處理流程、優(yōu)化天平校準(zhǔn)方法以及現(xiàn)有天平校準(zhǔn)系統(tǒng)改造升級(jí)等途徑，將常規(guī)應(yīng)變天平不確定度減小到0.1%以內(nèi)。

而高超聲速低密度風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)由于模擬高度高、動(dòng)壓低、試驗(yàn)?zāi)Ｐ托?，因而測(cè)力天平載荷小(載荷通常在幾十克以內(nèi))，天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及測(cè)量精度提高都存在很大難度。自20世紀(jì)80年代以來(lái)，先后發(fā)展了外式腹支、外式尾支及內(nèi)式尾支微量天平技術(shù)，如圖1和圖2所示，實(shí)現(xiàn)了單分量簡(jiǎn)單外形到六分量復(fù)雜外形模型的氣動(dòng)力測(cè)量[4]。此外，為滿足高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)的需要，近幾年國(guó)內(nèi)在天平元件的結(jié)構(gòu)形式、特種應(yīng)變天平研制等方面開展了大量的研究工作，包括鉸鏈力矩天平、部件氣動(dòng)力天平和其他特種用途的測(cè)力應(yīng)變天平[5-6]。如CARDC高速所的王樹民等[6]研制了帶氣浮軸承的小滾轉(zhuǎn)力矩氣動(dòng)天平，天平的滾轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)載荷為0.02 N·m，可在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展10-6量級(jí)小滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的測(cè)量。CARDC的賀偉等[7-8]研制了用多臺(tái)天平元件(見(jiàn)圖3)組合而成的特殊結(jié)構(gòu)形式的組合式天平和盒式天平，用于脈沖燃燒風(fēng)洞中帶動(dòng)力條件下的超燃發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)量。此外，CAAA的馬洪強(qiáng)等研制了應(yīng)變式摩阻天平，用于在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞進(jìn)行表面摩阻測(cè)量，風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重復(fù)性誤差為7.6%～20%(相對(duì)于氣動(dòng)載荷)[9]。

圖1 外式微量天平Fig.1 External micro-loads balances

圖2 內(nèi)式尾支微量天平Fig.2 Rear-sting internal micro-loads balance

圖3 CARDC脈沖燃燒風(fēng)洞組合天平元件Fig.3 Component of combined balance used in combustion pulse wind tunnel of CARDC

2) 壓電天平技術(shù)

壓電天平是利用壓電陶瓷或晶體的壓電效應(yīng)進(jìn)行氣動(dòng)力測(cè)量，該技術(shù)在國(guó)內(nèi)外都有應(yīng)用。壓電天平具有天平剛度高、響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、載荷范圍寬和模型適應(yīng)能力較強(qiáng)的特點(diǎn)。經(jīng)過(guò)多年的發(fā)展，CARDC超高速所發(fā)展了成熟的壓電天平技術(shù)，用于在激波風(fēng)洞上開展測(cè)力試驗(yàn)，如圖4所示。

圖4 CARDC激波風(fēng)洞壓電天平Fig.4 Piezoelectric balances of CARDC shock tunnels

目前CARDC超高速所激波風(fēng)洞壓電天平具備單分量、三分量、五分量和六分量的測(cè)試能力，模型的質(zhì)量適應(yīng)范圍為0.2～15 kg，一般測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)量不超過(guò)1.5 kg。氣動(dòng)力量程范圍：軸向力為0～500 N，法向力為0～1 000 N，側(cè)向力為0～500 N，俯仰力矩為0～150 N·m，偏航力矩為0～50 N·m，滾轉(zhuǎn)力矩為0～10 N·m，天平的靜態(tài)校準(zhǔn)精度在0.5%左右。

此外，CARDC超高速所的呂治國(guó)等[10]還研制了壓電式摩阻天平，如圖5所示，用于激波風(fēng)洞摩阻測(cè)量試驗(yàn)，靜態(tài)校準(zhǔn)精度可達(dá)到1%。

圖5 壓電式摩阻天平[10]Fig.5 Skin friction measuring piezoelectric balances[10]

3) 光纖天平技術(shù)

美國(guó)、歐洲、印度和南非等較早地開展了光纖應(yīng)變天平的研究。21世紀(jì)初，美國(guó)AEDC等機(jī)構(gòu)為了適應(yīng)等離子和電磁條件下的空氣動(dòng)力學(xué)研究需要，在一種常規(guī)箔式應(yīng)變天平的基礎(chǔ)上進(jìn)行了光纖應(yīng)變計(jì)的應(yīng)用研究，并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖6所示。

圖6 AEDC光纖應(yīng)變天平Fig.6 AEDC fiber-optic balance

歐洲風(fēng)洞協(xié)會(huì)(EWA)也在開展光纖應(yīng)變計(jì)在風(fēng)洞天平上的應(yīng)用研究。EWA研制的光纖天平首先在法國(guó)國(guó)家航天航空研究中心(ONERA)進(jìn)行了大氣環(huán)境條件下的試驗(yàn)，然后在歐洲跨超聲速風(fēng)洞(ETW)進(jìn)行了大氣、低溫和增壓條件下的試驗(yàn)研究，如圖7所示。

圖7 EWA光纖應(yīng)變天平Fig.7 EWA fiber-optic balance

光纖應(yīng)變計(jì)目前主要有兩種類型：一種是“法布里-珀羅”(F-P)干涉計(jì)，美國(guó)AEDC光纖天平采用；另一種是光纖格拉戈隔柵，歐洲光纖天平采用。

國(guó)內(nèi)開展光纖天平技術(shù)研究的主要有CARDC和沈陽(yáng)航空航天大學(xué)等。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)研制了一桿五分量光纖光柵測(cè)力天平，并在其低速回流式風(fēng)洞上采用NACA0015標(biāo)準(zhǔn)翼型進(jìn)行了動(dòng)校試驗(yàn)。研究結(jié)果表明：在恒溫條件下，光纖光柵應(yīng)變計(jì)測(cè)量與電阻應(yīng)變計(jì)測(cè)量具有相同的測(cè)量精準(zhǔn)度。但是由于光纖光柵固有的對(duì)溫度敏感的特性，使得光纖光柵應(yīng)變計(jì)測(cè)量結(jié)果受溫度影響較大，且光纖光柵長(zhǎng)度必須達(dá)到 8 mm以上。故該種光纖光柵天平使用的局限性較大，僅適用于溫度場(chǎng)恒定、天平結(jié)構(gòu)尺寸足夠大的特殊場(chǎng)合。

圖8 CARDC兩分量光纖天平原理樣機(jī)Fig.8 2-component fiber-optic balance demonstrator of CARDC

CARDC自主研制了兩分量光纖天平原理樣機(jī)，如圖8所示。該兩分量光纖天平采用的是對(duì)電磁干擾完全免疫，對(duì)橫向應(yīng)變和溫度也不敏感的F-P型光纖應(yīng)變計(jì)，故其靈敏度較高、耐腐蝕、抗電磁干擾，能在高溫環(huán)境中(約573 K)正常工作，具有很好的應(yīng)用前景。

2.1.2 數(shù)據(jù)采集技術(shù)

高超聲速風(fēng)洞的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要有總線式和儀表式兩種?？偩€式有PCI、ISA總線數(shù)采板和VXI、PXI總線平臺(tái)數(shù)采系統(tǒng)。國(guó)內(nèi)外比較知名的風(fēng)洞測(cè)試儀器系統(tǒng)供應(yīng)商有德國(guó)的HBM、美國(guó)的NI和Pacific以及國(guó)內(nèi)東華測(cè)試儀器公司等。

由于技術(shù)發(fā)展和設(shè)備更新的周期性，可以預(yù)見(jiàn)在今后的十幾年期間，現(xiàn)有數(shù)采系統(tǒng)將繼續(xù)發(fā)揮作用。同時(shí)，采用PXI總線的數(shù)采系統(tǒng)將在風(fēng)洞中得到更為普遍的應(yīng)用，而一些嵌入式現(xiàn)場(chǎng)總線數(shù)采系統(tǒng)也將逐步在風(fēng)洞中得到應(yīng)用。從測(cè)試精度指標(biāo)要求來(lái)看，系統(tǒng)的靜態(tài)測(cè)量精度應(yīng)達(dá)到0.01%～0.02%，動(dòng)態(tài)測(cè)量精度應(yīng)不低于0.1%～0.5%；而對(duì)于數(shù)采系統(tǒng)的采集速度要求，靜態(tài)數(shù)采系統(tǒng)10萬(wàn)次/s已經(jīng)完全滿足風(fēng)洞試驗(yàn)需求，而動(dòng)態(tài)數(shù)采系統(tǒng)則可能發(fā)展到20 MHz以上[11]。

此外，國(guó)內(nèi)外還對(duì)原有高超聲速風(fēng)洞系統(tǒng)進(jìn)行了改造升級(jí)，其中的一個(gè)重要方面即升級(jí)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，并采用網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和數(shù)據(jù)庫(kù)技術(shù)，使風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)可靠、高效，便于數(shù)據(jù)的存貯、后處理、統(tǒng)計(jì)分析、管理和再利用。

2.2 氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)

從國(guó)內(nèi)外的發(fā)展情況來(lái)看，傳統(tǒng)的氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)依舊是高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)的主流，包括以各類天平為測(cè)量裝置的常規(guī)氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)、飛行器部件氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)，以及以此為基礎(chǔ)的噴流干擾氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)、分離氣動(dòng)力測(cè)量技術(shù)等，在國(guó)內(nèi)外都已發(fā)展得較為成熟。而傳統(tǒng)試驗(yàn)技術(shù)的研究重點(diǎn)在于提高氣動(dòng)力測(cè)量的精、準(zhǔn)度，減小試驗(yàn)數(shù)據(jù)的不確定度。

國(guó)內(nèi)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞可以開展的氣動(dòng)力試驗(yàn)主要包括：

1) 氣動(dòng)布局試驗(yàn)與常規(guī)氣動(dòng)力特性試驗(yàn)，具備開展六分量常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)的能力。

2) 舵面氣動(dòng)力與鉸鏈力矩特性試驗(yàn)。幾座風(fēng)洞均配套了鉸鏈力矩天平，可以開展高超聲速飛行器、彈頭舵面氣動(dòng)特性及鉸鏈力矩試驗(yàn)。

3) 噴流干擾特性試驗(yàn)。風(fēng)洞配套了冷噴流模擬系統(tǒng)，可以開展冷噴模擬氣動(dòng)干擾測(cè)力/測(cè)壓試驗(yàn)。FD-20A風(fēng)洞和FD-07風(fēng)洞還配套了熱噴流模擬裝置，以固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉃閲娏鹘橘|(zhì)，開展熱噴模擬試驗(yàn)。

4) 分離模擬測(cè)力試驗(yàn)。利用各風(fēng)洞的分離模擬裝置，可以開展網(wǎng)格測(cè)力等分離模擬氣動(dòng)力試驗(yàn)。

5) 強(qiáng)迫振動(dòng)及自由振動(dòng)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)。配套了強(qiáng)迫振動(dòng)及自由振動(dòng)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)裝置，可以開展動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)，獲得模型的俯仰/偏航阻尼導(dǎo)數(shù)以及滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)等。

6) 模型自由飛試驗(yàn)。在FD-07、FL-31和FD-20A等常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和CARDC的200 m彈道靶中，均配套了模型自由飛試驗(yàn)與測(cè)量裝置，可以開展高超聲速模型自由飛試驗(yàn)，獲取阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、俯仰/偏航阻尼導(dǎo)數(shù)等關(guān)鍵氣動(dòng)參數(shù)。

脈沖風(fēng)洞上開展的氣動(dòng)力試驗(yàn)項(xiàng)目相對(duì)較少，其中激波風(fēng)洞和炮風(fēng)洞主要是高馬赫數(shù)條件下(Ma≥8)的常規(guī)氣動(dòng)力測(cè)量，脈沖燃燒風(fēng)洞上主要是發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)量、帶動(dòng)力的模型氣動(dòng)力試驗(yàn)。

氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)最新的進(jìn)展主要表現(xiàn)在模型表面摩阻測(cè)量、帶動(dòng)力的飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)方面：

1) 高超聲速摩阻測(cè)量技術(shù)。除傳統(tǒng)的以摩阻天平(應(yīng)變式或壓電式)測(cè)量模型表面摩阻以外，國(guó)內(nèi)在高超聲速風(fēng)洞上還在發(fā)展基于油膜干涉測(cè)量和微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)器件的摩阻測(cè)量技術(shù)。其中，CARDC高速所的代成果等將基于表面圖像的摩擦應(yīng)力油膜干涉測(cè)量技術(shù)(SISF)應(yīng)用于?0.5 m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞摩阻測(cè)量試驗(yàn)中，獲得的平板模型表面摩擦應(yīng)力測(cè)量結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果一致, 如圖9所示[12]，圖中Cf為摩擦系數(shù)。

佛羅里達(dá)大學(xué)(UF)的研究人員與NASA蘭利研究中心合作開發(fā)了一種基于MEMS的直接剪切應(yīng)力傳感器。這是一種雙排管驅(qū)動(dòng)、元件自動(dòng)調(diào)節(jié)的傳感器，只有1 mm的感應(yīng)區(qū)。這種傳感器系統(tǒng)最小可以檢測(cè)到1×10-3Pa量級(jí)的剪切應(yīng)力。而國(guó)內(nèi)，CARDC超高速所的呂治國(guó)等[10]分別在激波風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)洞上開展了以MEMS器件測(cè)量摩阻的試驗(yàn)研究，取得了進(jìn)展。

圖9 表面摩擦應(yīng)力SISF測(cè)量結(jié)果與數(shù)值模擬比較[12]Fig.9 Comparison of skin friction stress between SISF measurements and numerical simulation[12]

2) 帶動(dòng)力模型的氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)。帶動(dòng)力的模型氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)主要用于開展飛行器氣動(dòng)/推進(jìn)一體化氣動(dòng)特性研究。國(guó)外以美國(guó)為代表，技術(shù)發(fā)展較為成熟，國(guó)內(nèi)主要以CARDC和NUDT等為代表，在發(fā)展帶動(dòng)力模型的氣動(dòng)力試驗(yàn)方面取得了較大進(jìn)展。以CARDC為例，在其2.4 m脈沖燃燒風(fēng)洞和0.6 m高溫高超聲速風(fēng)洞上均開展了不同尺度的飛行器模型帶動(dòng)力氣動(dòng)力試驗(yàn)，并在國(guó)內(nèi)首次通過(guò)測(cè)力試驗(yàn)證明超燃發(fā)動(dòng)機(jī)工作后，飛行器模型獲得了正推力。

2.3 高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)評(píng)估

高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量一直是型號(hào)設(shè)計(jì)部門關(guān)心的問(wèn)題。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)洞，均在美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)(AIAA)推薦的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度分析方法的基礎(chǔ)上，結(jié)合各自風(fēng)洞及試驗(yàn)特點(diǎn)，發(fā)展了風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度評(píng)估方法和計(jì)算分析軟件，用于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的不確定度評(píng)估。如CARDC的王剛等[13]分析了激波風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)的主要誤差源，開展了激波風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)不確定度分析。

而CAAA的陳河梧等[14]開展了高超聲速風(fēng)洞測(cè)力數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)研究，通過(guò)比較分析法研究了AGARD B標(biāo)模在CAAA的FD-07 風(fēng)洞中氣動(dòng)力測(cè)量數(shù)據(jù)與其他高超聲速風(fēng)洞設(shè)備測(cè)量結(jié)果的相互關(guān)聯(lián)。此外，CAAA的賈區(qū)耀等[15-16]還開展了“天空飛行與地面風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)相關(guān)中的雷諾數(shù)影響”等研究工作。

目前，國(guó)內(nèi)正在相關(guān)工程項(xiàng)目的支持下，開展高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行數(shù)據(jù)天地相關(guān)性的研究。這些研究工作，都將大大推進(jìn)高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的評(píng)估和數(shù)據(jù)利用工作。

2.4 高超聲速氣動(dòng)力標(biāo)模體系

“標(biāo)?！睘椤皹?biāo)準(zhǔn)模型”的簡(jiǎn)稱，國(guó)外也稱為“校測(cè)模型”(Calibration Model)，主要用于在風(fēng)洞中開展特定類型試驗(yàn)，以考核風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)與測(cè)試能力、考察測(cè)量?jī)x器設(shè)備(如天平、傳感器等)性能，以及進(jìn)行試驗(yàn)技術(shù)或測(cè)試技術(shù)驗(yàn)證等。一直以來(lái)，我國(guó)采用的高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)模HSCM(高超聲速標(biāo)模)系列主要包括：

1) HSCM-1標(biāo)模，采用北約“航空研究與發(fā)展咨詢組”(AGARD)定義的HB-2標(biāo)模。

2) HSCM-2標(biāo)模，為10°尖錐標(biāo)模。

3) HSCM-3標(biāo)模，為9°鈍錐標(biāo)模。

4) HSCM-4標(biāo)模，采用AGARD B標(biāo)模。

根據(jù)我國(guó)各類高超聲速飛行器研制進(jìn)度，發(fā)現(xiàn)上述標(biāo)模已經(jīng)不能完全反映采用新的氣動(dòng)布局的高超聲速飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)的要求，需要針對(duì)特定的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局形式或外形結(jié)構(gòu)特點(diǎn)發(fā)展新的高超聲速氣動(dòng)力標(biāo)模體系。目前，國(guó)內(nèi)已開展了多種新的氣動(dòng)布局形式的氣動(dòng)力標(biāo)模系統(tǒng)研究，主要包括兩類：一類是高升阻比氣動(dòng)布局標(biāo)模，而另一類是反映吸氣式高超聲速飛行器基本特征的升力體通氣標(biāo)模。目前，已經(jīng)開展了國(guó)內(nèi)不同風(fēng)洞標(biāo)?；鶞?zhǔn)數(shù)據(jù)測(cè)量試驗(yàn)和數(shù)據(jù)綜合分析工作。這兩類標(biāo)模的建立，為CFD驗(yàn)證確認(rèn)、風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)評(píng)估等提供了新的參考依據(jù)。

3 氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備及技術(shù)發(fā)展探討

空氣動(dòng)力學(xué)將向精細(xì)化方向發(fā)展。精確打擊武器的精確制導(dǎo)、新型機(jī)動(dòng)戰(zhàn)略彈頭設(shè)計(jì)、高超聲速飛行器設(shè)計(jì)等，都需要準(zhǔn)確的氣動(dòng)力/熱數(shù)據(jù)，從而需要空氣動(dòng)力學(xué)研究、風(fēng)洞試驗(yàn)和模擬技術(shù)更加精細(xì)，包括模型、流場(chǎng)品質(zhì)、測(cè)量設(shè)備、湍流/邊界層轉(zhuǎn)捩控制、數(shù)據(jù)修正方法等方面。

3.1 高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備發(fā)展趨勢(shì)

國(guó)外的空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)過(guò)多年的發(fā)展，數(shù)值預(yù)測(cè)能力已得到充分加強(qiáng)，風(fēng)洞試驗(yàn)需求有所減少，風(fēng)洞利用率和風(fēng)洞試驗(yàn)次數(shù)均呈逐年下降的趨勢(shì)，未來(lái)將更加強(qiáng)調(diào)數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)三大手段的融合[17-18]。由于我國(guó)計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)的研究水平與國(guó)外發(fā)達(dá)國(guó)家還存在一定差距，因此對(duì)高超聲速風(fēng)洞設(shè)備試驗(yàn)?zāi)芰Φ男枨笤谝欢螘r(shí)間內(nèi)還將持續(xù)存在。但是，必須看到世界上空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)科發(fā)展的總體趨勢(shì)，要加強(qiáng)計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)和模型飛行力學(xué)的建設(shè)，促進(jìn)三大手段融合發(fā)展。

結(jié)合我國(guó)高超聲速飛行器技術(shù)未來(lái)一段時(shí)間內(nèi)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的需求以及國(guó)外相關(guān)發(fā)展趨勢(shì)的分析，高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備的發(fā)展將呈現(xiàn)以下幾個(gè)方面的需求或特點(diǎn)[18]。

1) 對(duì)現(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞的利用。現(xiàn)有風(fēng)洞在可以預(yù)見(jiàn)的未來(lái)幾十年仍將被充分利用，但在改善和提高流場(chǎng)品質(zhì)、采用新的測(cè)試技術(shù)、配置新的測(cè)量設(shè)備、改進(jìn)試驗(yàn)技術(shù)和降低試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定度方面還需要開展大量工作。

2) 對(duì)于大尺度高超聲速風(fēng)洞的需求。由于各種新穎的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的采用，高超聲速飛行器的外形日趨復(fù)雜，如吸氣式高超聲速飛行器等，為更好地模擬進(jìn)氣道的流動(dòng)狀態(tài)，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷某叨纫蟾?，?duì)高超聲速風(fēng)洞的尺寸提出了更高要求。新建的1 m量級(jí)甚至更大尺度的高超聲速風(fēng)洞可逐步滿足這方面的需求。

3) 對(duì)高超聲速靜音風(fēng)洞的需求。人們已認(rèn)識(shí)到，不僅氣動(dòng)聲學(xué)研究需要“安靜”的風(fēng)洞，任何高品質(zhì)的風(fēng)洞都需要“靜音”。因?yàn)樵囼?yàn)氣流噪聲對(duì)流場(chǎng)品質(zhì)和模型表面流態(tài)的影響已不能再被忽視。沒(méi)有一流的風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)，風(fēng)洞試驗(yàn)的精細(xì)化就失去了基礎(chǔ)。在21世紀(jì)，噪聲問(wèn)題已不僅僅是聲學(xué)風(fēng)洞才需要深究的問(wèn)題，新建的任何風(fēng)洞都需要高度重視風(fēng)洞噪聲問(wèn)題。而國(guó)內(nèi)目前只有小尺度的、個(gè)別馬赫數(shù)(Ma=6)的低噪聲風(fēng)洞，遠(yuǎn)不能滿足研究要求；此外，對(duì)于現(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞進(jìn)行降噪處理、提高流場(chǎng)品質(zhì)也是迫切需要研究的問(wèn)題。

4) 潔凈空氣的高溫高超聲速風(fēng)洞。采用清潔空氣加熱器的潔凈空氣高溫高超聲速風(fēng)洞，將有助于更好地模擬實(shí)際高超聲速飛行的總溫、總壓和試驗(yàn)氣體組分等條件，使模擬更加真實(shí)，更好地進(jìn)行吸氣式飛行器帶動(dòng)力氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)研究。其中，低污染、高總溫的加熱器是這類風(fēng)洞研制的關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)，如采用電加熱的蓄熱式加熱器，或采用電磁感應(yīng)加熱原理的感應(yīng)式加熱器等。

5) 綜合利用信息、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和數(shù)據(jù)庫(kù)等，實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞試驗(yàn)高度自動(dòng)化水平、綜合功能與服務(wù)共享，提升風(fēng)洞試驗(yàn)的效率和效能。

3.2 氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

未來(lái)高超聲速氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)歸納起來(lái)主要有以下幾方面[17]。

1) 傳統(tǒng)測(cè)量手段的精細(xì)化。包括常規(guī)應(yīng)變天平等在內(nèi)的傳統(tǒng)高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力測(cè)量手段，將在提高系統(tǒng)可靠性、指標(biāo)穩(wěn)定性、提高抗干擾能力和減小測(cè)量不確定度等方面達(dá)到更高要求，并不斷以更精確、更高效和更經(jīng)濟(jì)的測(cè)量手段淘汰低效費(fèi)比的陳舊技術(shù)。

2) 先進(jìn)測(cè)試/測(cè)量技術(shù)的發(fā)展。需要發(fā)展新的氣動(dòng)力測(cè)量手段和技術(shù)，包括滿足高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境條件和測(cè)量技術(shù)指標(biāo)要求的先進(jìn)測(cè)量技術(shù)，如新型天平技術(shù)、MEMS剪應(yīng)力傳感器技術(shù)，以及模型姿態(tài)高精度直接測(cè)量技術(shù)等，目的是提高氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量、降低不確定度。

3) 采用新的模型技術(shù)。風(fēng)洞模型的設(shè)計(jì)制造直接影響模型的質(zhì)量、加工周期和成本，進(jìn)而影響風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)質(zhì)量、效率、周期和成本。而現(xiàn)有的模型設(shè)計(jì)、制造安裝方法、調(diào)整方式是造成風(fēng)洞試驗(yàn)周期長(zhǎng)、效率低的重要原因。未來(lái)需要發(fā)展模型快速成型技術(shù)，借助CAD輔助設(shè)計(jì)和采用新材料等手段，大大縮短模型制作周期、降低成本；此外，隨著精密機(jī)電技術(shù)和控制技術(shù)的發(fā)展，使得在高超聲速風(fēng)洞中采用模型運(yùn)動(dòng)部件(如空氣舵等)遙控技術(shù)成為可能，這將大大提高風(fēng)洞試驗(yàn)效率。

4) 發(fā)展高超聲速風(fēng)洞“虛擬飛行”試驗(yàn)技術(shù)。未來(lái)高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局和控制方法將日益復(fù)雜，可能導(dǎo)致飛行耦合現(xiàn)象嚴(yán)重。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)是指在風(fēng)洞試驗(yàn)中模擬飛行器氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制耦合條件下的飛行狀態(tài)，并測(cè)量飛行器氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)，檢驗(yàn)飛行器動(dòng)態(tài)響應(yīng)和操縱控制特性，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)/飛行力學(xué)一體化，以研究飛行器氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制耦合機(jī)理，揭示飛行器的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，是驗(yàn)證或評(píng)估飛行器控制系統(tǒng)效能的有效手段。

5) 現(xiàn)代實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)(MDOE)方法在風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)中的應(yīng)用。目前，風(fēng)洞試驗(yàn)普遍采用的方法是調(diào)整風(fēng)洞流場(chǎng)各參數(shù)到預(yù)定值，然后在只改變模型一個(gè)變量(如攻角)、鎖定試驗(yàn)?zāi)Ｐ推溆嘧藨B(tài)變量的條件下，獲取隨該變量變化的模型氣動(dòng)性能，這就是OFAT(一次一個(gè)參數(shù)變化)方法。該方法是風(fēng)洞試驗(yàn)領(lǐng)域長(zhǎng)期以來(lái)普遍采用的方法，通常也稱為“傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的方法”。該方法試圖通過(guò)覆蓋面盡可能廣的試驗(yàn)參數(shù)組合來(lái)測(cè)量某變量對(duì)氣動(dòng)載荷的影響，所看重的是直接大量獲取風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，強(qiáng)調(diào)通過(guò)改進(jìn)風(fēng)洞模擬的真實(shí)性和測(cè)試手段來(lái)提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度。而MDOE方法則以形式實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，通過(guò)做少量必要的風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)建立科學(xué)推論。該方法強(qiáng)調(diào)通過(guò)合理設(shè)計(jì)試驗(yàn)和精選少量精準(zhǔn)度高的試驗(yàn)來(lái)提高數(shù)據(jù)獲取的精準(zhǔn)度。NASA針對(duì)某型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的研究結(jié)果表明，根據(jù)MDOE方法的質(zhì)量保證策略，試驗(yàn)數(shù)據(jù)量減少80%，風(fēng)洞吹風(fēng)時(shí)間減少50%[19-20]。

6) 虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)在高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)中的應(yīng)用。通過(guò)該技術(shù)，可以提前對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)進(jìn)行檢驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叨?、支撐方式與模型安裝位置、模型姿態(tài)變化范圍、風(fēng)洞運(yùn)行參數(shù)和試驗(yàn)安全性等進(jìn)行評(píng)估，以便在試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)就對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)中存在的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行有效的控制，提高試驗(yàn)成功率和效率。

4 結(jié)束語(yǔ)

高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備與試驗(yàn)技術(shù)一直都是高超聲速飛行器研制和高超聲速技術(shù)發(fā)展的重要技術(shù)基礎(chǔ)，未來(lái)還將繼續(xù)發(fā)揮重要作用，必須根據(jù)我國(guó)高超聲速技術(shù)發(fā)展的需求加強(qiáng)高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)設(shè)備體系建設(shè)與試驗(yàn)技術(shù)研究。同時(shí)，高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展還需要加強(qiáng)與其他研究手段的融合，并充分利用創(chuàng)新的技術(shù)手段和科技成果，不斷提高效率、降低試驗(yàn)成本，提供更為可靠的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

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Tel: 0816-2466011

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*Corresponding author. Tel.： 0816-2466011 E-mail: tangzhigong@sina.com

Research progress on hypersonic wind tunnel aerodynamic testing techniques

TANG Zhigong1,*, XU Xiaobin2,3, YANG Yanguang2, LI Xuguo2, DAI Jinwen2, LYU Zhiguo2, HE Wei3

1.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000，China2.HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China3.ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The hypersonic technology is the summit of aeronautics and astronautics techniques in the near future, and the hypersonic wind tunnel aerodynamic force test would be an indispensable measure to provide valuable data for the estimation and evaluation of hypersonic vehicle designing and aerodynamic characters. The hypersonic aerodynamic test facilities and development status of China are introduced in this paper, as well as measurement techniques, test methods, test data analysis technique and hypersonic aerodynamic calibration model system development. Besides, the development trends of hypersonic aerodynamic test facilities and aerodynamic testing involved techniques are discussed in the paper.

hypersonic; wind tunnel; aerodynamic force; testing technique; measurement technique

2014-07-25； Revised： 2014-09-05； Accepted： 2014-10-31； Published online： 2014-10-31 16:45

2014-07-25; 退修日期： 2014-09-05; 錄用日期： 2014-10-31; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-31 16：45

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0229.html

Tang Z G, Xu X B, Yang Y G, et al. Research progress on hypersonic wind tunnel aerodynamic testing techniques[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 86-97. 唐志共， 許曉斌， 楊彥廣， 等. 高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)展[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2015， 36(1)： 86-97.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0229

V211.7

A

1000-6893(2015)01-0086-12

唐志共 男，研究員。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)、風(fēng)洞設(shè)備與試驗(yàn)技術(shù)、風(fēng)洞天平技術(shù)。

*通訊作者.Tel.： 0816-2466011 E-mail: tangzhigong@sina.com