高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

姜宗林

(1.中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100190;2.中國科學(xué)院大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院 宇航工程科學(xué)系,北京 100049)

0 引 言

高超聲速高焓氣體流動(dòng)主要是指一類動(dòng)能極高的化學(xué)反應(yīng)氣體流動(dòng)。1946年錢學(xué)森在《Similarity laws of hypersonic flows》高超聲速流動(dòng)相似律的論文中首次使用“Hypersonic”(高超聲速)這個(gè)術(shù)語來描述氣體速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于環(huán)境聲速的流動(dòng)狀態(tài)[1]?，F(xiàn)在，關(guān)于高超聲速高焓流動(dòng)的研究已經(jīng)成為具有鮮明學(xué)科特色和重大需求背景的氣體動(dòng)力學(xué)的前沿學(xué)科[2]。作為學(xué)科發(fā)展所依賴的基礎(chǔ)研究手段，高超聲速高焓流動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)主要指用來產(chǎn)生高總溫和高總壓試驗(yàn)氣流的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，并包含一類有針對(duì)性發(fā)展的流動(dòng)測(cè)量技術(shù)以滿足高超聲速飛行器氣動(dòng)特性研究的需求[3]。

高超聲速高焓氣體流動(dòng)的特點(diǎn)是氣體介質(zhì)的動(dòng)能大、滯止溫度高。關(guān)鍵氣動(dòng)物理現(xiàn)象及其對(duì)飛行器氣動(dòng)性能的影響最早發(fā)現(xiàn)于空天飛行器大氣再入過程中，諸如宇宙飛船和航天飛機(jī)。這類飛行器在大氣層里以高超聲速飛行時(shí)，強(qiáng)烈的頭部激波和黏性摩擦阻力，使得飛行器周圍的空氣被加熱到數(shù)千度、甚至上萬度的高溫。高溫導(dǎo)致了空氣分子的振動(dòng)能激發(fā)、解離、甚至原子電離，使得普通空氣變成一種隨著氣體溫度變化而不斷進(jìn)行著熱化學(xué)反應(yīng)的復(fù)雜介質(zhì)。高焓流動(dòng)介質(zhì)的本質(zhì)變化改變了氣體介質(zhì)的本構(gòu)，孕育并推動(dòng)了高超聲速與高溫氣體動(dòng)力學(xué)的發(fā)展[4]。高焓氣體流動(dòng)的微觀物理化學(xué)變化通過熱力學(xué)、傳熱學(xué)和激波動(dòng)力學(xué)過程對(duì)空天飛行器的氣動(dòng)力/熱規(guī)律及其周圍流場(chǎng)的氣動(dòng)物理特性產(chǎn)生重要影響，超越超聲速氣體動(dòng)力學(xué)的研究范疇，成為航空航天高新技術(shù)領(lǐng)域里具有挑戰(zhàn)性的基礎(chǔ)研究方向。相對(duì)于傳統(tǒng)的亞、超聲速氣體流動(dòng)，熱化學(xué)反應(yīng)氣體流動(dòng)表現(xiàn)出了非線性、非平衡、多尺度的流動(dòng)特征，使得對(duì)于這類流動(dòng)現(xiàn)象的認(rèn)知極其困難。至今人們依然缺乏具有適當(dāng)精度的數(shù)學(xué)物理方程去描述熱化學(xué)反應(yīng)氣體流動(dòng)，所以先進(jìn)的高焓氣體流動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)依然是目前高超聲速與高溫氣體流動(dòng)研究的主要手段[3-5]。

高超聲速高焓風(fēng)洞的研制必須面對(duì)三個(gè)關(guān)鍵問題。其一是如何模擬給定的高超聲速飛行條件下的氣流總溫?？倻氐膹?fù)現(xiàn)是可以研究不同飛行速度條件下，熱化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程的基礎(chǔ)。例如，在高度30 km、馬赫數(shù)7的飛行條件下，試驗(yàn)氣體總溫應(yīng)該為2300 K，此時(shí)氧氣已經(jīng)開始解離。對(duì)于馬赫數(shù)10的流動(dòng)，氣體總溫可達(dá)4500 K，氮?dú)夥肿娱_始解離。對(duì)于馬赫數(shù)20的流動(dòng)，氣體總溫可以高達(dá)上萬度，氮和氧原子已經(jīng)電離。其二是熱化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程并不隨試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比尺度的大小變化而改變，因此高超聲速高焓流動(dòng)試驗(yàn)往往要求大尺度的飛行器模型以減小尺度效應(yīng)的影響。所以，純凈空氣和足夠大的流場(chǎng)是獲得可靠試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基本要求。第三個(gè)關(guān)鍵問題是氣體流動(dòng)速度的模擬。只有模擬了流動(dòng)速度才能更準(zhǔn)確地模擬飛行器表面的局部流動(dòng)，獲得正確的摩擦阻力和更準(zhǔn)確的氣動(dòng)加熱強(qiáng)度。然而，在風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備上實(shí)現(xiàn)空氣熱化學(xué)反應(yīng)機(jī)制的模擬，開展大尺度模型試驗(yàn)，并獲得適當(dāng)長的有效試驗(yàn)時(shí)間是極具挑戰(zhàn)性的研究課題。譬如，如果需要復(fù)現(xiàn)30 km高空、馬赫數(shù)為8的飛行狀態(tài)，此時(shí)試驗(yàn)氣流的總溫將近3000 K，長時(shí)間維持這樣的高溫氣源而不損害試驗(yàn)裝備是極其困難的。如果需要的高超聲速流場(chǎng)直徑為3 m，那么高超聲速高焓風(fēng)洞的輸出功率大約為90萬千瓦！對(duì)比葛洲壩水電站總裝機(jī)容量272萬千瓦，可知如此高的總溫和功率需求使得連續(xù)下吹式大型高超聲速高焓風(fēng)洞建設(shè)與運(yùn)行幾乎是不現(xiàn)實(shí)的。國內(nèi)外幾十年的科研和應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)表明：脈沖型激波風(fēng)洞具有可模擬的試驗(yàn)氣流總溫高、馬赫數(shù)范圍廣、運(yùn)行成本低等優(yōu)點(diǎn)，在國際高超聲速研究領(lǐng)域得到了廣泛的發(fā)展和應(yīng)用[3-6]。更重要的是激波風(fēng)洞的高溫氣源即生即用，大大降低了風(fēng)洞熱負(fù)荷。

圖1給出了正在研發(fā)的各種先進(jìn)空天飛行器的飛行走廊[5]。如果飛行速度為10 km/s，那么風(fēng)洞試驗(yàn)需要獲得氣流總溫可達(dá)10 000 K；如果飛行速度為1.5 km/s,氣流總溫也高達(dá)1500 K。在這樣的極端流動(dòng)環(huán)境條件下，發(fā)展能夠診斷具有熱化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)的測(cè)量技術(shù)的困難是不言而喻的。幾十年來，已經(jīng)發(fā)展了許多高超聲速高焓流動(dòng)測(cè)量技術(shù)，廣泛應(yīng)用于工程研發(fā)和科研探索的主要有三類：氣動(dòng)天平技術(shù)、氣動(dòng)熱測(cè)量傳感器技術(shù)和光學(xué)診斷技術(shù)。進(jìn)一步來講，高溫氣流對(duì)試驗(yàn)裝備產(chǎn)生的熱負(fù)荷極大地限制了高超聲速高焓流動(dòng)的試驗(yàn)時(shí)間，而太短的試驗(yàn)時(shí)間和風(fēng)洞運(yùn)行的脈沖性是制約氣動(dòng)天平技術(shù)發(fā)展并影響氣動(dòng)力測(cè)量精度的主要問題。氣動(dòng)熱測(cè)量技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵是研制高精度的熱流傳感器，而邊界層內(nèi)的高溫、強(qiáng)沖刷、氣體的解離與電離特性是影響傳感器壽命和精度的主要因素。光學(xué)診斷技術(shù)包括流動(dòng)顯示與流場(chǎng)特性診斷，具有非接觸的特點(diǎn)。目前應(yīng)用各種光學(xué)技術(shù)能夠測(cè)量激波結(jié)構(gòu)、流動(dòng)結(jié)構(gòu)、氣流溫度、組分、速度等關(guān)鍵參數(shù)。這類技術(shù)的定量化和精度提升是重要研發(fā)方向。

幾十年來，雖然高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備已經(jīng)為高超聲速科技發(fā)展提供了重要數(shù)據(jù)與驗(yàn)證技術(shù)支撐，但是各種相關(guān)的測(cè)量技術(shù)都具有各自的局限性和不確定性，依然不能滿足航空航天工程日益發(fā)展的需求。高超聲速技術(shù)已經(jīng)成為21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的制高點(diǎn)，具有廣闊的軍民兩用前景，對(duì)一個(gè)國家的科學(xué)技術(shù)發(fā)展、航空航天能力提升、國民經(jīng)濟(jì)強(qiáng)化、綜合國力增強(qiáng)將產(chǎn)生重大影響。所以，高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)作為高超聲速科技發(fā)展的關(guān)鍵支撐之一，其重要性是無需強(qiáng)調(diào)的。

1 高超聲速高焓風(fēng)洞研制進(jìn)展

由于各種先進(jìn)空天飛行器的研發(fā)需求，高超聲速高焓風(fēng)洞的研制獲得了國際性的高度重視，幾十年來世界上成功地發(fā)展了不同類型的高焓流動(dòng)試驗(yàn)裝備[3]。發(fā)展高超聲速高焓風(fēng)洞的最基本問題是如何加熱試驗(yàn)氣體，并獲得需要的流動(dòng)速度。目前廣泛應(yīng)用的有空氣直接加熱型常規(guī)高超風(fēng)洞和高焓激波風(fēng)洞。高焓激波風(fēng)洞依據(jù)驅(qū)動(dòng)方式可以分為三類：加熱輕氣體、自由活塞和爆轟驅(qū)動(dòng)模式。這些激波風(fēng)洞是目前國際高焓流動(dòng)試驗(yàn)研究應(yīng)用的主力試驗(yàn)手段，已經(jīng)獲得了大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)?；仡櫜煌愋透叱曀俑哽曙L(fēng)洞的發(fā)展歷程、探討進(jìn)一步發(fā)展面臨的潛在問題，對(duì)于研制先進(jìn)的高焓風(fēng)洞技術(shù)、支撐高超聲速科技發(fā)展具有重要的意義。

1.1 直接加熱型高超聲速風(fēng)洞

沿用傳統(tǒng)的超聲速風(fēng)洞運(yùn)行模式，一種產(chǎn)生高超聲速氣流的方法就是直接加熱試驗(yàn)氣體。直接加熱型風(fēng)洞技術(shù)采用不同能源將試驗(yàn)氣源在高壓條件下預(yù)熱到需要的溫度狀態(tài)，然后經(jīng)過噴管加速膨脹，在風(fēng)洞試驗(yàn)段獲得高超聲速高焓流動(dòng)。由于加熱時(shí)間長、溫度高，對(duì)加熱器系統(tǒng)及氣源容器的材料有較高的耐熱要求。這項(xiàng)技術(shù)的加熱器是一個(gè)關(guān)鍵部件，常用的有鎳鉻電阻加熱器，加熱溫度是1000 K；鐵鉻鋁電阻加熱器，加熱溫度1450 K；氮?dú)?鎢電阻加熱，加熱溫度2200 K；石墨電阻加熱器，加熱溫度2800 K。加熱器通常選用耐高溫且蓄熱性能好的材料進(jìn)行蓄熱，如何提高與空氣的熱交換獲得焓值均勻的試驗(yàn)氣體是核心技術(shù)。常用的有氧化鋁卵石蓄熱器，最高溫度1670 K；氧化鋯卵石蓄熱器，最高溫度2500 K。常規(guī)加熱型高焓風(fēng)洞的試驗(yàn)時(shí)間通常為幾十秒到分鐘量級(jí)，可模擬的飛行馬赫數(shù)一般小于7。當(dāng)然這個(gè)性能指標(biāo)不包括電弧風(fēng)洞。

美國NASA Glenn 研究中心應(yīng)用電加熱氮?dú)庠傺a(bǔ)氧氣的方法獲得高焓氣體，弱化了表面氧化效應(yīng)，研制成功了HTF高超聲速裝置(Hypersonic Tunnel Facility)，是一種典型的直接加熱型常規(guī)高超聲速風(fēng)洞[3]。1966年建成的HTF設(shè)備計(jì)劃應(yīng)用于原子能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，1969年改建為高超聲速風(fēng)洞，計(jì)劃應(yīng)用于吸氣式高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)。HTF應(yīng)用石墨蓄熱器替代了原來采用的卵石蓄熱器，大大提高了裝備的性能。而且采用電加熱氮?dú)馊缓笤傺a(bǔ)氧氣的運(yùn)行模式有效改善了加熱器和蓄熱器的熱力學(xué)環(huán)境，避免了直接加熱空氣帶來的設(shè)備氧化問題。HTF能夠模擬的高超聲速高焓流動(dòng)的馬赫數(shù)范圍5～7，模擬的飛行高度20 km～30 km,獲得的氣流總溫1200 K～2200 K。該風(fēng)洞建成后開展了HRE(Hypersonic Research Engine)的試驗(yàn)研究工作，包括全長度、水冷卻和氫/氧燃料的Scramjet試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

直接加熱型高超聲速高焓風(fēng)洞采用連續(xù)運(yùn)行模式，能夠提供較長的試驗(yàn)時(shí)間和較寬的馬赫數(shù)范圍，所以在高超聲速氣動(dòng)試驗(yàn)中得到廣泛應(yīng)用。但是由于加熱器系統(tǒng)較為復(fù)雜，造價(jià)昂貴。同時(shí)蓄熱器還受高溫空氣的侵蝕和沖刷，對(duì)試驗(yàn)氣體存在一定的污染，不同程度上影響了試驗(yàn)結(jié)果。另外，由于加熱器的加熱能力、蓄熱器承熱極限和試驗(yàn)氣體焓值控制，很難獲得總溫高于2000 K試驗(yàn)氣體。雖然如此，在高超聲速飛行器氣動(dòng)試驗(yàn)中特別是氣動(dòng)力試驗(yàn)中，直接加熱型高超聲速風(fēng)洞依然能夠發(fā)揮非常重要的作用。

1.2 加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞

對(duì)于激波風(fēng)洞來講，激波動(dòng)力學(xué)理論表明提高驅(qū)動(dòng)氣體壓力和聲速都能夠提高入射激波馬赫數(shù)，獲得更高總溫的試驗(yàn)氣體。所以加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞采用了高聲速的輕氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體，再利用加熱方法進(jìn)一步提高驅(qū)動(dòng)氣體聲速。國際上應(yīng)用加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)模式的激波風(fēng)洞有美國Calspan-UB研究中心的LENS (Large Energy National Shock Tunnels)系列激波風(fēng)洞。LENS I采用電加熱氫氣或氦氣作為驅(qū)動(dòng)氣體；LENS II直接采用氦氣/氮?dú)庾鳛轵?qū)動(dòng)氣體[8-11]。俄羅斯TSNIIMASH中心機(jī)械工程研究院發(fā)展了U-12激波風(fēng)洞，可采用加熱輕氣體和氫氧燃燒兩種驅(qū)動(dòng)模式[7]。

LENS系列激波風(fēng)洞的研制起始于1986年，原來的研制目的是提供高質(zhì)量、長時(shí)間的高焓試驗(yàn)氣流，應(yīng)用于高雷諾數(shù)和高馬赫數(shù)的湍流試驗(yàn)。當(dāng)時(shí)的風(fēng)洞設(shè)計(jì)指標(biāo)為：總壓180 MPa、總焓35 MJ/kg，總溫12 000 K[8]。按照所提出的技術(shù)指標(biāo)，他們采用了加熱到很高溫度的氫氣作驅(qū)動(dòng)氣體。由于高溫氫氣對(duì)金屬具有嚴(yán)重的侵蝕破壞作用，因而在風(fēng)洞調(diào)試中發(fā)生了嚴(yán)重事故。而后，他們修改了原來的研制計(jì)劃，建造了LENS 系列的激波風(fēng)洞,試驗(yàn)氣流總焓最高可達(dá)12.5 MJ/kg[9]。后來，為了配合NASP計(jì)劃開展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，他們進(jìn)一步對(duì)風(fēng)洞進(jìn)行了改進(jìn)，主要模擬馬赫數(shù)6～15的飛行條件。最近的風(fēng)洞改進(jìn)重點(diǎn)在提高其模擬低飛行高度的性能，使得也能夠開展輻射場(chǎng)和傳感器附近流場(chǎng)變化導(dǎo)致的氣動(dòng)光學(xué)問題。LENS I的試驗(yàn)?zāi)M能力為馬赫數(shù)7～14；LENS II為馬赫數(shù)3～7；LENS XX是膨脹風(fēng)洞，具有模擬馬赫數(shù)12以上飛行條件的能力。LENS系列的高焓激波風(fēng)洞采用雙膜片技術(shù)，保證了風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)具有良好的可重復(fù)性。

應(yīng)用LENS系列高焓激波風(fēng)洞，Calspan-UB研究中心開展了大量的超高速流動(dòng)的基礎(chǔ)試驗(yàn)研究工作，包括激波/邊界層相互作用、雙錐體氣動(dòng)熱流、表面催化效應(yīng)、氣動(dòng)光學(xué)特性等[10-11]。另外，幾乎所有的美國高超聲速項(xiàng)目都在LENS系列風(fēng)洞上開展過氣動(dòng)試驗(yàn)，包括全尺度的X-51A和HTV-2。LENS 系列激波風(fēng)洞的研制是成功的，是世界上能夠應(yīng)用于復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件的少數(shù)試驗(yàn)裝備之一。但是LENS 系列激波風(fēng)洞采用了加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)模式，每次試驗(yàn)需要大量的輕氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體，其運(yùn)行成本相對(duì)較高。而且大量輕氣體的儲(chǔ)存、運(yùn)輸、加熱和排放存在諸多不安全因素。另外應(yīng)用機(jī)械壓縮方法提高風(fēng)洞輸出功率的技術(shù)是有上限的。這些因素對(duì)于應(yīng)用加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)模式，進(jìn)一步增大風(fēng)洞尺寸、提高風(fēng)洞輸出功率具有很大的局限性。

TSNIIMASH中心機(jī)械工程研究院的U-12激波風(fēng)洞是一座超大型風(fēng)洞，其高壓段內(nèi)徑500 mm,長120 m；低壓段內(nèi)徑402 mm,長190 m；高壓段驅(qū)動(dòng)最高壓力為20 MPa；低壓段試驗(yàn)氣體壓力范圍1 Pa～5 MPa。U-12配備有型面噴管和錐形噴管，采用雙膜片技術(shù)。氫氣/氫氣/空氣是主要運(yùn)行模式。關(guān)于該風(fēng)洞的綜述報(bào)告也給出一些流動(dòng)顯示和氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果，但是缺乏系統(tǒng)性的風(fēng)洞技術(shù)和試驗(yàn)研究進(jìn)展文獻(xiàn)。如果從風(fēng)洞結(jié)構(gòu)參數(shù)來看，U-12被驅(qū)動(dòng)段的長徑比過大。這不僅帶來入射激波的衰減，而且存在邊界層過度發(fā)展問題，是激波風(fēng)洞設(shè)計(jì)應(yīng)該盡力避免的問題。

1.3 自由活塞驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞

自由活塞驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞是利用高速運(yùn)動(dòng)的自由活塞，壓縮產(chǎn)生高壓驅(qū)動(dòng)氣體的一種運(yùn)行模式。在風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)，首先把很重的自由活塞加速到很高的速度，然后依靠自由活塞的慣性動(dòng)能，壓縮激波管里的驅(qū)動(dòng)氣體。當(dāng)驅(qū)動(dòng)氣體壓力達(dá)到設(shè)定壓力值時(shí)，驅(qū)動(dòng)氣體與試驗(yàn)氣體間的主膜片破膜，形成入射激波，完成試驗(yàn)氣體的壓縮過程。自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞的概念首先由Stalker提出，后續(xù)研究報(bào)告介紹了關(guān)于應(yīng)用自由活塞壓縮產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)氣體在激波管里產(chǎn)生更強(qiáng)的入射激波的研究進(jìn)展[12]，目前自由活塞驅(qū)動(dòng)方式已經(jīng)在世界范圍內(nèi)得到了廣泛的應(yīng)用[12-23]。已經(jīng)建造應(yīng)用的自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞有澳大利亞國立大學(xué)的T3、昆士蘭大學(xué)的T4[13]、加州理工學(xué)院的T5[14-15]、德國DLR的HEG[16]、日本國家航天實(shí)驗(yàn)中心的HEK和HIEST[17-18]。這些自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞的應(yīng)用為高焓流動(dòng)研究提供了重要試驗(yàn)數(shù)據(jù)。如1994年Eitelberg等人應(yīng)用HEG對(duì)歐洲各風(fēng)洞常用的細(xì)長ELECTRE錐部開展氣動(dòng)熱測(cè)量，試驗(yàn)結(jié)果表明：熱流率縱向衰減速率與計(jì)算結(jié)果不同[19]；Hornung等人在研究激波/激波相互作用時(shí)也發(fā)現(xiàn)了真實(shí)氣體效應(yīng)使得熱流增強(qiáng)的激波投射區(qū)域加寬的現(xiàn)象[20]。這些研究結(jié)果突顯了高焓流動(dòng)研究的重要性。

在目前發(fā)展的自由活塞驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞中，日本國家航天實(shí)驗(yàn)中心(角田)的HIEST以其尺度大、技術(shù)成熟、試驗(yàn)時(shí)間長而具有代表性。HIEST的壓縮管長42 m、內(nèi)徑600 mm；激波管長17 m、內(nèi)徑180 mm；活塞重量分別為220、290、580、780 kg；錐型噴管出口直徑1.2 m、喉道直徑24～50 mm；型面噴管出口直徑0.8 m、喉道直徑50 mm；最高駐室壓力150 MPa；最高焓值高達(dá)25 MJ/kg；穩(wěn)定試驗(yàn)時(shí)間2 ms以上。而且在低焓值條件下，試驗(yàn)時(shí)間可以更長一些。HIEST的主要性能范圍：流動(dòng)速度 3～7 km/s、飛行馬赫數(shù)8～16 、動(dòng)壓50～100 kPa。在HIEST的發(fā)展過程中，Itoh等提出一種運(yùn)行調(diào)制理論，旨在實(shí)現(xiàn)重活塞的軟著陸，以降低活塞突然強(qiáng)制停止可能給試驗(yàn)裝備帶來的損害。計(jì)算和試驗(yàn)研究都表明運(yùn)行調(diào)制理論是成功的，對(duì)于自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞的安全運(yùn)行有著重要意義[21]。應(yīng)用HIEST，日本國家航天實(shí)驗(yàn)中心開展了一系列的高焓流動(dòng)試驗(yàn)。如真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)日本太空飛行器(Hope-X)俯仰力矩的影響；高溫?zé)峄瘜W(xué)反應(yīng)流動(dòng)的表面催化效應(yīng)；馬赫數(shù)8條件下的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)等等[22]。國內(nèi)也在研發(fā)更大尺度的自由活塞驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞，相關(guān)的技術(shù)突破和性能提升報(bào)告也在期待中。

毫無疑問，自由活塞驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞的技術(shù)發(fā)展是成功，已經(jīng)成為高超聲速高焓風(fēng)洞的國際主流裝備之一。但是，這種驅(qū)動(dòng)技術(shù)雖然具有產(chǎn)生高焓試驗(yàn)氣流的能力，但是產(chǎn)生的試驗(yàn)氣流品質(zhì)不高，試驗(yàn)時(shí)間太短。其根本原因是對(duì)于自由活塞運(yùn)動(dòng)缺乏有效的控制機(jī)制，活塞運(yùn)動(dòng)不存在定常壓縮過程，造成駐室壓力波動(dòng)嚴(yán)重。例如HIEST總長度接近100 m，能提供的試驗(yàn)時(shí)間僅僅為2～3 ms，而且在這段試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)駐室壓力還持續(xù)降低。另外，自由活塞驅(qū)動(dòng)技術(shù)相對(duì)復(fù)雜，重活塞制動(dòng)困難，攜帶的慣性能量有限，在一定程度上限制了自由活塞驅(qū)動(dòng)技術(shù)的應(yīng)用與擴(kuò)展。

1.4 爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞

爆轟驅(qū)動(dòng)模式是應(yīng)用可燃混合氣爆轟后的高壓燃?xì)庾鳛轵?qū)動(dòng)氣體，實(shí)現(xiàn)入射激波的產(chǎn)生。由于氣相爆轟壓力遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于可燃混合氣的初始?jí)毫Γ员Z驅(qū)動(dòng)模式是一種更方便、更高效的驅(qū)動(dòng)方法。1957年Bird首先分析了爆轟驅(qū)動(dòng)激波管，對(duì)驅(qū)動(dòng)段上游末端和主膜處起爆的驅(qū)動(dòng)模式分別進(jìn)行了計(jì)算分析，并討論了爆轟驅(qū)動(dòng)應(yīng)用的可行性[23]。驅(qū)動(dòng)段上游末端起爆的驅(qū)動(dòng)方式稱為正向爆轟驅(qū)動(dòng)。由于Taylor稀疏波的干擾，入射激波后壓力不斷下降，造成波后氣體流動(dòng)無定常區(qū)，不宜直接應(yīng)用于激波風(fēng)洞。在驅(qū)動(dòng)段/被驅(qū)動(dòng)段的主膜片處起爆稱為反向驅(qū)動(dòng)模式。爆轟理論表明：在爆轟波后，存在一段熱力學(xué)狀態(tài)均勻的燃?xì)?，這部分氣體占據(jù)了爆轟傳播距離一半的長度，有利于產(chǎn)生穩(wěn)定的入射激波，獲得更長時(shí)間的試驗(yàn)氣流。但是，對(duì)于反向爆轟驅(qū)動(dòng)模式，爆轟波向上游傳播，極高的末端反射壓力給風(fēng)洞運(yùn)行帶來了嚴(yán)重的不安全因素。對(duì)于反向驅(qū)動(dòng)模式，俞鴻儒提出在驅(qū)動(dòng)段上游末端添設(shè)卸爆段以消除反射高壓對(duì)試驗(yàn)裝備造成的危害，從而使得反向爆轟發(fā)展成為能夠工程應(yīng)用的激波風(fēng)洞驅(qū)動(dòng)技術(shù)。中科院力學(xué)所于1998年研制成功了JF10爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞[25-30]。德國Aachen工業(yè)大學(xué)和中國科學(xué)院力學(xué)研究所合作建成了應(yīng)用反向爆轟驅(qū)動(dòng)的TH2-D高焓激波風(fēng)洞[31-32]。美國NASA經(jīng)過論證，把計(jì)劃建設(shè)的HYPULSE激波風(fēng)洞也采用了爆轟驅(qū)動(dòng)模式[33-34]。這些激波風(fēng)洞已經(jīng)成功地應(yīng)用于高超聲速氣動(dòng)力/熱、真實(shí)氣體效應(yīng)、氣動(dòng)物理和超燃推進(jìn)方面的試驗(yàn)研究。

在爆轟驅(qū)動(dòng)技術(shù)發(fā)展的探索中，中科院力學(xué)所的研究具有系統(tǒng)性和創(chuàng)新性，形成了自己的理論和技術(shù)體系。俞鴻儒等自20世紀(jì)60年代起就開展了爆轟驅(qū)動(dòng)技術(shù)的系統(tǒng)研究，他們?cè)谠璊F8激波風(fēng)洞上開展了氫氧爆轟試驗(yàn)，并成功地產(chǎn)生了高溫、高壓驅(qū)動(dòng)氣源[25]。隨后建立了BBF100爆轟試驗(yàn)激波管，并于1998年研制成功了JF10氫氧爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞[29]。JF10高焓激波風(fēng)洞的驅(qū)動(dòng)段長10.15 m，內(nèi)徑150 mm；被驅(qū)動(dòng)段長12.5 m，內(nèi)徑100 mm；并配置了出口直徑500 mm錐型噴管。應(yīng)用JF10高焓激波風(fēng)洞能夠產(chǎn)生的試驗(yàn)氣流的總溫高達(dá)8000 K，總壓80 MPa，氣流速度為6 km/s。這種進(jìn)展在當(dāng)時(shí)是突破性的。

反向爆轟驅(qū)動(dòng)模式僅僅應(yīng)用了爆轟波后動(dòng)能為零的部分高壓燃?xì)?，而且這部分氣體的壓力不到C-J爆轟壓力的一半。而正向爆轟具有更強(qiáng)的驅(qū)動(dòng)能力，但是爆轟波后稀疏波的影響使得入射波嚴(yán)重衰減，是正向爆轟驅(qū)動(dòng)模式工程應(yīng)用必須克服的問題，也是一個(gè)世界難題。姜等人基于激波反射概念，提出了一種具有反射腔結(jié)構(gòu)的正向爆轟驅(qū)動(dòng)方法(Forward Detonation Cavity Driver，簡(jiǎn)稱FDC驅(qū)動(dòng)器)，并通過計(jì)算模擬和試驗(yàn)研究優(yōu)化了FDC驅(qū)動(dòng)器的尺度[35-36]。新型的FDC驅(qū)動(dòng)器由三部分組成：驅(qū)動(dòng)段、反射腔和輔助驅(qū)動(dòng)段。其基本原理是應(yīng)用反射腔產(chǎn)生一個(gè)很強(qiáng)的上行激波，彌補(bǔ)由稀疏波引起的驅(qū)動(dòng)氣流的壓力降低，消除Taylor稀疏波的影響，確保驅(qū)動(dòng)氣流的平穩(wěn)性。中科院力學(xué)所應(yīng)用FDC驅(qū)動(dòng)器，進(jìn)一步改進(jìn)了JF10高焓激波風(fēng)洞，獲得的風(fēng)洞駐室壓力平臺(tái)和噴管平穩(wěn)自由流均超過6 ms[37]。

依據(jù)反向爆轟驅(qū)動(dòng)方法，針對(duì)吸氣式高超聲速飛行器的試驗(yàn)需求，姜和俞等進(jìn)一步發(fā)展了爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞縫合運(yùn)行條件、噴管啟動(dòng)激波干擾衰減方法和激波管末端激波邊界層相互作用控制技術(shù)，研制成功了能夠復(fù)現(xiàn)高超聲速條件的國際首座超大型爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞(簡(jiǎn)稱JF12復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞，如圖2所示)。JF12復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞的噴管出口直徑為2.5m，獲得的有效試驗(yàn)時(shí)間長達(dá)100 ms，并具有復(fù)現(xiàn)25 km～50 km高空，馬赫數(shù)5～9范圍高超聲速飛行條件的能力[39，46]。JF12復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞理論與技術(shù)創(chuàng)新使得其風(fēng)洞整體性能居國際領(lǐng)先地位，獲得了2016美國航空航天地面試驗(yàn)獎(jiǎng)。近十年的爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞研究，突破了一些關(guān)鍵技術(shù)，產(chǎn)生高焓試驗(yàn)氣流的能力強(qiáng)，提供的有效試驗(yàn)時(shí)間長，風(fēng)洞運(yùn)行成本低、擴(kuò)展性好，是一種具有良好發(fā)展前途的高焓流動(dòng)試驗(yàn)裝備。但是，由于高溫高壓狀態(tài)的實(shí)現(xiàn)，高溫燃?xì)馀c試驗(yàn)氣體帶給風(fēng)洞內(nèi)壁面的氧化銹蝕，氫氣燃料導(dǎo)致的驅(qū)動(dòng)段氫脆，超高壓誘導(dǎo)的應(yīng)力對(duì)于材料極限應(yīng)力的逼近，風(fēng)洞運(yùn)行后的清潔等等,都給爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞的設(shè)計(jì)和運(yùn)作帶來挑戰(zhàn)性的難題。

圖2 復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件激波風(fēng)洞[39]Fig 2 JF-12 hypersonic flight conditions duplicating shock tunnel[39]

2 高焓流動(dòng)測(cè)量與診斷技術(shù)

高超聲速高焓氣體沿飛行器表面的流動(dòng)過程中，氣體微團(tuán)具有分子內(nèi)部自由度激發(fā)、分子間不斷發(fā)生解離、電離、復(fù)合等化學(xué)反應(yīng)，乃至出現(xiàn)輻射和電磁效應(yīng)等一類物理、化學(xué)、電磁學(xué)耦合作用現(xiàn)象。而這些微觀氣團(tuán)的物理化學(xué)變化，通過熱力學(xué)、傳熱學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)和激波動(dòng)力學(xué)過程，對(duì)高超聲速流動(dòng)的宏觀規(guī)律產(chǎn)生重要影響。面對(duì)這種復(fù)雜的熱化學(xué)反應(yīng)氣體流動(dòng)，發(fā)展具有一定精度的診斷測(cè)量技術(shù)的困難是可想而知的。根據(jù)先進(jìn)空天飛行器研制和氣動(dòng)物理過程探索的需求，廣泛應(yīng)用的高超聲速高焓流動(dòng)測(cè)量技術(shù)主要有三類：氣動(dòng)熱測(cè)量技術(shù)、氣動(dòng)天平技術(shù)、光學(xué)診斷技術(shù)。依據(jù)測(cè)量對(duì)象和研究目的的不同，在三種類技術(shù)的發(fā)展中依據(jù)不同的物理原理，并獲得了不同程度的進(jìn)展。

2.1 氣動(dòng)熱測(cè)量技術(shù)

氣動(dòng)加熱是高超聲速飛行面臨的一個(gè)獨(dú)特又嚴(yán)峻問題，是空天飛行器設(shè)計(jì)過程中必須考慮的主要因素之一。準(zhǔn)確地獲得飛行器表面熱流分布是工程設(shè)計(jì)部門確定防熱措施，選用可靠防熱材料，進(jìn)行合理結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要依據(jù)。由于試驗(yàn)氣流高焓值的要求，模擬氣動(dòng)熱環(huán)境的地面試驗(yàn)通常應(yīng)用高焓激波風(fēng)洞模擬[40]。因?yàn)楦哽始げL(fēng)洞的有效試驗(yàn)時(shí)間通常為毫秒量級(jí)，因此需要發(fā)展具有靈敏度高、響應(yīng)迅速、熱負(fù)荷小的熱流傳感器。按其工作原理，能夠滿足上述要求的測(cè)熱傳感器可分為兩大類：表面溫度計(jì)類和量熱計(jì)類[41]。前者利用表面溫度計(jì)測(cè)出半無限體表面的溫度隨時(shí)間的變化歷史，然后根據(jù)熱傳導(dǎo)理論計(jì)算出表面熱流率；后者利用量熱元件獲得出入其中的熱量，再測(cè)量量熱元件的平均溫度變化率，最后計(jì)算出表面熱流率。

薄膜熱電阻溫度計(jì)和同軸熱電偶是最常用的兩種表面溫度計(jì)類的測(cè)熱傳感器，兩者具有各自的優(yōu)缺點(diǎn)。薄膜電阻溫度計(jì)的優(yōu)點(diǎn)是靈敏度高，但抗沖刷能力弱，適用于熱流較低的場(chǎng)合。同軸熱電偶的靈敏度較低，但抗沖刷能力強(qiáng)，適用于熱流較高的場(chǎng)合。塞型銅箔量熱計(jì)是量熱計(jì)類傳感器的代表，具有穩(wěn)定性好、抗沖刷能力強(qiáng)的特點(diǎn)，但其熱響應(yīng)特性受加工工藝的影響顯著，而且難以做到小型化。盡管已有多種傳感器可用于高焓流動(dòng)的瞬態(tài)熱流測(cè)量，但存在著測(cè)量結(jié)果散差較大，測(cè)量精度不高的問題[42]。目前比較先進(jìn)的熱流傳感器的測(cè)量精度一般為10%左右，在激波/邊界層相互作用區(qū)的測(cè)量誤差更高。而且，由于高溫氧化和高速?zèng)_刷作用，傳感器的可重復(fù)性存在問題。如何進(jìn)一步提高傳感器的測(cè)量精度和使用壽命還需進(jìn)一步的探索。

2.2 氣動(dòng)天平技術(shù)

飛行器氣動(dòng)力是風(fēng)洞試驗(yàn)研究最基本的測(cè)量項(xiàng)目之一，而氣動(dòng)天平則是測(cè)力試驗(yàn)的必備裝置。氣動(dòng)天平按測(cè)量氣動(dòng)力載荷分量的數(shù)目，可分為單分量天平和多分量天平。一般在風(fēng)洞試驗(yàn)中大部分使用六分量測(cè)力天平，在發(fā)動(dòng)機(jī)推力試驗(yàn)中也可應(yīng)用單分量天平。按天平工作原理可分為機(jī)械天平(通過天平上的機(jī)械構(gòu)件進(jìn)行力的分解與傳遞，用機(jī)械平衡元件或測(cè)力傳感器來測(cè)量氣動(dòng)力)，應(yīng)變天平(基于天平上的彈性元件表面的應(yīng)變，用應(yīng)變計(jì)組成的惠斯頓電橋來測(cè)量作用在模型上的氣動(dòng)力)、壓電天平(通過天平上的壓電元件的壓電效應(yīng)來測(cè)量氣動(dòng)力)[43]。在早期的氣動(dòng)力試驗(yàn)中，一般在低速風(fēng)洞中使用機(jī)械式天平，高速風(fēng)洞使用應(yīng)變式天平。從20世紀(jì)70年代開始，因電阻應(yīng)變計(jì)以及自動(dòng)化測(cè)量和控制技術(shù)的發(fā)展，低速風(fēng)洞也已普遍使用了應(yīng)變天平。在一些高超聲速風(fēng)洞中，壓電天平也開始應(yīng)用[44]。

激波風(fēng)洞一般采用應(yīng)變式脈沖天平。這主要是因?yàn)榧げL(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間短，要求天平固有頻率高(1000 Hz以上)，滿足響應(yīng)快的要求。高焓激波風(fēng)洞駐室壓力高，天平必須能承受很大的啟動(dòng)載荷。激波風(fēng)洞的動(dòng)壓變化范圍大，還需要天平具有較寬的測(cè)量范圍。相對(duì)于傳統(tǒng)的應(yīng)變天平，脈沖式應(yīng)變天平測(cè)量信號(hào)中常常含有因模型與測(cè)力系統(tǒng)振動(dòng)產(chǎn)生的慣性力信號(hào)，因此在測(cè)量電路中必須采用慣性補(bǔ)償與濾波措施[45]。當(dāng)模型與測(cè)力系統(tǒng)較低的固有振動(dòng)周期與風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間相當(dāng)時(shí)，慣性力信號(hào)將嚴(yán)重影響天平測(cè)量信號(hào)的判讀和氣動(dòng)力測(cè)量精度的提高，慣性補(bǔ)償成為脈沖天平研制必須解決的關(guān)鍵問題之一。特別是高超聲速高焓流動(dòng)試驗(yàn)研究，需要采用較大尺度的飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，所以高焓激波風(fēng)洞的天平技術(shù)一直是一個(gè)倍受關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)。

天平的尾部和背部支撐形式存在著不同程度的支架干擾，在高超聲速飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化試驗(yàn)中表現(xiàn)得尤為嚴(yán)重。支架干擾不僅改變飛行器尾部的流態(tài)，還可能影響發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的正常工作。另外，在飛行器大迎角試驗(yàn)時(shí)，作用在模型上的非定常氣動(dòng)力還會(huì)引起支撐系統(tǒng)的低頻振動(dòng)，帶來測(cè)量數(shù)據(jù)精度的干擾和潛在不安全的因素。針對(duì)這些問題，發(fā)展了一種張線式天平測(cè)量裝置。不同于常規(guī)天平支撐，張線式天平的模型以雙支點(diǎn)形式與單分量應(yīng)變天平連接，通過幾根張線懸掛在風(fēng)洞試驗(yàn)段兩側(cè)的張線支架上。由于張線支撐對(duì)流場(chǎng)干擾小，因此模型迎角的修正量也較尾支撐小。為了進(jìn)一步降低支架干擾，還發(fā)展過一種磁懸掛天平。這種天平利用磁力將模型懸浮在風(fēng)洞中，通過電流與位置測(cè)量來獲得氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。

氣動(dòng)天平技術(shù)的發(fā)展表明，獲得高精度的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)不僅僅是天平發(fā)展和支撐技術(shù)的改進(jìn)，更重要的是風(fēng)洞/測(cè)力系統(tǒng)的一體化匹配設(shè)計(jì)。在這個(gè)一體化設(shè)計(jì)概念里，天平的設(shè)計(jì)必須考慮風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間、噴管啟動(dòng)特性、模型支撐系統(tǒng)的自振頻率和天平各個(gè)分量的最低設(shè)計(jì)頻率。另外天平應(yīng)變片的溫度特性和模型尾部流動(dòng)的變化，對(duì)于天平的測(cè)量精度也有重要影響。

2.3 光學(xué)診斷技術(shù)

應(yīng)用光學(xué)診斷技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)高溫化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)特性的探測(cè)與診斷。由于高焓流動(dòng)的超聲速特征，任何侵入式的測(cè)量不可避免在探針區(qū)域誘導(dǎo)出激波干擾流場(chǎng)，導(dǎo)致測(cè)量獲得的參數(shù)偏離實(shí)際的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)參數(shù)。光學(xué)診斷技術(shù)以其非接觸(不干擾流動(dòng))、多參數(shù)測(cè)量(溫度、組分濃度和速度)、高時(shí)空分辨等特點(diǎn)，得到了越來越廣泛的重視。

最經(jīng)典的光學(xué)診斷技術(shù)是紋影、陰影和干涉條紋技術(shù)，廣泛的應(yīng)用于激波結(jié)構(gòu)的顯示，能給出密度相關(guān)的流場(chǎng)信息。目前國內(nèi)外還發(fā)展了多種應(yīng)用于高焓流動(dòng)的光學(xué)診斷技術(shù)，比較成功的有吸收光譜診斷技術(shù)和平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)。不同溫度氣體具有不同的光譜特性，相當(dāng)于每種氣體的身份特征。而且氣體的吸收光譜特性與其溫度緊密相關(guān)，所以利用吸收光譜診斷技術(shù)能夠進(jìn)行組份識(shí)別與溫度測(cè)量。吸收光譜技術(shù)已經(jīng)成功應(yīng)用于高焓流動(dòng)的流場(chǎng)測(cè)量，但是三維積分效應(yīng)影響了吸收光譜技術(shù)對(duì)非定常復(fù)雜流場(chǎng)的應(yīng)用。平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)(PLIF)是一種很有發(fā)展前途的三維高焓流動(dòng)診斷手段。PLIF技術(shù)根據(jù)被測(cè)量組分，采用特別調(diào)制的平面脈沖激光，激發(fā)高溫氣體某種特定組分的電子能級(jí)躍遷。平面脈沖激光消失后，被激發(fā)的流場(chǎng)截面內(nèi)特定組分電子的能級(jí)回跳，誘發(fā)出不同強(qiáng)度的熒光，其強(qiáng)度與被測(cè)量組分的濃度相關(guān)。利用先進(jìn)的增強(qiáng)型攝像技術(shù)，可以獲得指定流場(chǎng)截面內(nèi)的熒光分布，其中包含了特定組分的定量與定性信息。壓敏和溫敏漆技術(shù)也是一種光測(cè)技術(shù)，能夠獲得大面積的溫度和壓力分布、邊界層發(fā)展與轉(zhuǎn)捩的特征。對(duì)于光學(xué)診斷技術(shù)，如何提高定量測(cè)量的精度是一個(gè)關(guān)鍵問題。隨著高溫氣動(dòng)物理研究的深入化和先進(jìn)飛行器研發(fā)的精細(xì)化，光學(xué)診斷技術(shù)具有廣闊的研發(fā)前途。

3 結(jié)論與展望

隨著先進(jìn)空天飛行器的研制和新概念高超聲速飛行器的探索，對(duì)于高超聲速高焓流動(dòng)規(guī)律的研究也在不斷深入，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)也提出了越來越高的標(biāo)準(zhǔn)。盡管高焓風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究已經(jīng)取得了重大進(jìn)展，但是要滿足自由流馬赫數(shù)、自由流雷諾數(shù)、流動(dòng)速度、飛行高度處壓力、來流總焓、跨激波的密度比、試驗(yàn)氣體組分、壁溫/總溫比、精確的化學(xué)反應(yīng)機(jī)制和進(jìn)程等氣動(dòng)特征的準(zhǔn)確模擬，并獲得能夠滿足工程需求精度的試驗(yàn)數(shù)據(jù)還有一定的差距。所以在高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，需要重視下述三個(gè)方向的研究工作。

3.1 先進(jìn)的高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

高超聲速科技和高溫氣動(dòng)學(xué)科的發(fā)展都要求提供更先進(jìn)的高焓流動(dòng)試驗(yàn)裝備，這種裝備應(yīng)該具有復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件的能力，至少能夠復(fù)現(xiàn)某些關(guān)鍵參數(shù)，使得對(duì)于高焓流動(dòng)在某一方面的基本規(guī)律能夠得到正確的認(rèn)識(shí)。譬如，實(shí)際飛行速度的復(fù)現(xiàn)使得飛行器氣動(dòng)力/熱性能的預(yù)測(cè)能夠更可靠；采用純空氣作為試驗(yàn)氣體使能得熱化學(xué)反應(yīng)機(jī)制和進(jìn)程得以模擬；適當(dāng)大的試驗(yàn)流場(chǎng)可以降低化學(xué)反應(yīng)過程對(duì)縮比模型流場(chǎng)的不相似性產(chǎn)生的影響；靜壓與靜溫的復(fù)現(xiàn)能夠提升高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)性能預(yù)測(cè)的可靠性。另外，試驗(yàn)時(shí)間的長短應(yīng)該依據(jù)研究目的、研究對(duì)象和測(cè)量技術(shù)綜合判斷。試驗(yàn)時(shí)間太短不足以捕捉正確的物理現(xiàn)象并獲得具有足夠高精度的測(cè)量結(jié)果，試驗(yàn)時(shí)間太長可能由于高溫造成試驗(yàn)裝備的損壞而大大提高試驗(yàn)研究成本。一般來講，氣動(dòng)熱測(cè)量需要10～30 ms就能夠獲得可靠的測(cè)量數(shù)據(jù)，氣動(dòng)力試驗(yàn)則需要根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拇笮『吞炱较到y(tǒng)的剛性來確定。如果試驗(yàn)時(shí)間能夠長于天平系統(tǒng)最低固有頻率的兩倍周期，那么應(yīng)用目前發(fā)展的慣性補(bǔ)償技術(shù)就可以獲得具有一定精度的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。對(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的理論研究，錢學(xué)森先生曾經(jīng)建議，1/10 s的試驗(yàn)時(shí)間已經(jīng)足夠了[6]。高超聲速地面試驗(yàn)的核心問題是發(fā)展先進(jìn)高焓風(fēng)洞技術(shù)，不僅應(yīng)該關(guān)注高馬赫數(shù)(Hypersonic)，更要強(qiáng)調(diào)高流動(dòng)速度(Hypervelocity)。而后者是模擬高超聲速飛行帶來的關(guān)鍵物理現(xiàn)象的基礎(chǔ)。

3.2 高焓流動(dòng)高精度測(cè)量技術(shù)

高超聲速高焓流動(dòng)試驗(yàn)具有流動(dòng)速度快、試驗(yàn)時(shí)間短、激波強(qiáng)度大、氣流總溫高并含有帶電粒子等特點(diǎn)。流動(dòng)速度快要求傳感器耐沖刷；試驗(yàn)時(shí)間短要求測(cè)量傳感器的頻率響應(yīng)高；強(qiáng)激波能夠顯著改變傳感器當(dāng)?shù)氐牧鲌?chǎng)狀態(tài)，無干擾和小干擾測(cè)量技術(shù)值得倡導(dǎo)；氣流總溫高是一個(gè)非常嚴(yán)酷的環(huán)境條件，耐高溫傳感器、盡可能小的接觸面積、適當(dāng)短的試驗(yàn)時(shí)間是解決問題的關(guān)鍵；熱化學(xué)反應(yīng)氣體的帶電粒子可以干擾傳感器測(cè)量信號(hào)，給試驗(yàn)結(jié)果帶來不確定性。而這類干擾與當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)狀態(tài)密切相關(guān)，缺乏可行的統(tǒng)一修正方法。高超聲速高焓流動(dòng)測(cè)量技術(shù)的研發(fā)是極具挑戰(zhàn)性的工作，其難度不低于高焓風(fēng)洞技術(shù)的發(fā)展。目前來看，小型化和柔性化的熱流傳感器有發(fā)展前途，其耐高溫與耐沖刷特性需要改進(jìn)；脈沖型風(fēng)洞的大尺度模型天平技術(shù)需要高度重視，對(duì)于提高氣動(dòng)力數(shù)據(jù)精度具有重要意義。對(duì)于高溫?zé)峄瘜W(xué)反應(yīng)流動(dòng)，光學(xué)診斷技術(shù)極具發(fā)展前途。這類技術(shù)不僅對(duì)試驗(yàn)流場(chǎng)無干擾，而且能夠診斷熱化學(xué)反應(yīng)氣體特性，對(duì)于認(rèn)知高超聲速高焓流動(dòng)的核心物理化學(xué)過程具有重要意義。目前得到應(yīng)用的有流動(dòng)結(jié)構(gòu)顯示技術(shù)、吸收光譜技術(shù)、發(fā)射光譜技術(shù)、平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)等等。這些技術(shù)本身都獲得了不同程度的改進(jìn)，其定量化測(cè)量及其測(cè)量精度提升是將來的發(fā)展方向。

3.3 高焓流動(dòng)物理模型與計(jì)算技術(shù)

高超聲速高焓風(fēng)洞的研制與測(cè)量技術(shù)的發(fā)展都極為困難，需要投入大量的人力、物力和時(shí)間資源。高焓氣體流動(dòng)過程的非線性、多物理、非平衡特點(diǎn)又要求先進(jìn)空天飛行器的研制需要獲得大量的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和飛行器氣動(dòng)特性參數(shù)。所以，發(fā)展針對(duì)高焓流動(dòng)的不同研究手段是非常必要的，而其中發(fā)展高焓流動(dòng)物理模型和計(jì)算技術(shù)應(yīng)當(dāng)是首要選擇。建設(shè)能夠滿足工程需求的計(jì)算平臺(tái)需要開展四個(gè)主要方面的工作：首先，應(yīng)該進(jìn)一步發(fā)展高溫化學(xué)激波管技術(shù)，深入開展空氣的熱化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)特性研究，完善高溫高壓條件下的化學(xué)反應(yīng)氣體流動(dòng)的物理數(shù)學(xué)模型。其次，需要發(fā)展針對(duì)多組分控制方程、化學(xué)反應(yīng)剛性、高超聲速邊界層、復(fù)雜邊界離散方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)先進(jìn)空天飛行器計(jì)算能力的綜合提升。然后，應(yīng)用高超聲速高焓風(fēng)洞試驗(yàn)和測(cè)量技術(shù)，開展系列典型飛行器模型在不同飛行狀態(tài)下的系列試驗(yàn)測(cè)量，完成高焓流動(dòng)物理模型和計(jì)算技術(shù)的可靠性驗(yàn)證。最后，針對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)與計(jì)算模擬的局限性，開展高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)理論和關(guān)聯(lián)方法研究，這是氣體動(dòng)力學(xué)研究的基本點(diǎn)，也體現(xiàn)了基礎(chǔ)研究應(yīng)該服務(wù)于工程技術(shù)需求的基本原則。

致謝:本文得到李家春院士的指導(dǎo)和幫助；童秉綱院士作了細(xì)致審查，提出了許多建設(shè)性修改意見；韓肇元教授、楊基明教授、王智慧博士也對(duì)本文提出了修改建議，在此一并表示衷心的感謝。本文工作得益于高溫氣動(dòng)激波風(fēng)洞團(tuán)隊(duì)全體成員的辛勤努力，同時(shí)也得到了國家自然科學(xué)基金委的支持(11532014，11727901)。