寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞理論與技術(shù)挑戰(zhàn)

高亮杰 錢戰(zhàn)森 王璐 辛亞楠

摘要：隨著可重復(fù)使用高超聲速巡航飛行器需求的增加，對氣動熱載荷的評估提出了更為苛刻的要求，需要寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞同時具備低擾動、寬馬赫數(shù)運(yùn)行、復(fù)現(xiàn)總溫、氣體無污染以及長的有效運(yùn)行時間等模擬能力。概述了寬速域脈沖型風(fēng)洞發(fā)展現(xiàn)狀，對比分析了以Ludwieg管風(fēng)洞原理運(yùn)行的優(yōu)勢及所面臨的挑戰(zhàn)，并針對“可實(shí)現(xiàn)性”“可用性”及“好用性”問題，提出了相應(yīng)的解決措施。

關(guān)鍵詞：寬速域氣動熱風(fēng)洞；管風(fēng)洞；疊加驅(qū)動；層流雙噴管

中圖分類號：V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.008

可重復(fù)使用高超聲速巡航飛行器是航空航天領(lǐng)域發(fā)展的重要方向，具有重要的戰(zhàn)略意義。其寬速域大包線的飛行特性，相比于一次性使用的助推滑翔飛行器和巡航飛行器，在諸多領(lǐng)域面臨更大的技術(shù)挑戰(zhàn)，包括推進(jìn)、機(jī)體/推進(jìn)一體化、尺寸、材料等。特別是長航時性能要求，對飛行器結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計提出挑戰(zhàn)，需要全機(jī)結(jié)構(gòu)系數(shù)有量級上降低[1]。由于氣動加熱現(xiàn)象存在，當(dāng)飛行器速度為馬赫數(shù)3時，其駐點(diǎn)溫度為600～700K，速度進(jìn)一步提升到馬赫數(shù)6時，其駐點(diǎn)溫度可到1700K，寬速域飛行使得載荷條件更為嚴(yán)酷，會顯著增加飛行器需要進(jìn)行熱防護(hù)或熱管理的面積，導(dǎo)致重量和成本增加。因此，準(zhǔn)確預(yù)測飛行器寬速域氣動熱特性變得極其重要。

氣動熱風(fēng)洞是從事高馬赫數(shù)飛行器研制和氣動熱力學(xué)研究最基本的試驗(yàn)設(shè)備，作用是在盡可能復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境條件下，結(jié)合先進(jìn)測試技術(shù)，獲得飛行器模型表面氣動力/熱參數(shù)，從運(yùn)行方式上可以分為連續(xù)型（如AEDC VKF Tunnel C等）、暫沖型（如AEDC Tunnel 9等）和脈沖型（如DLR-HEG、LHD JF-12、CALSPAN LENS系列等）。從設(shè)備構(gòu)成看，脈沖型設(shè)備結(jié)構(gòu)簡單、驅(qū)動功率小、具有寬廣的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)運(yùn)行范圍等已成為高超聲速飛行器氣動熱研究的理想設(shè)備。主要體現(xiàn)在：無須單獨(dú)配備供排氣系統(tǒng)，其固有運(yùn)行方式有效降低了對附屬系統(tǒng)要求，同時可避免管道、閥門等造成的附加損失；易于將試驗(yàn)介質(zhì)加熱、加壓到高狀態(tài)且調(diào)節(jié)方便；設(shè)備本體結(jié)構(gòu)耐熱時間要求短（一般在十幾到百毫秒量級），無須專門冷卻或防隔熱系統(tǒng)。

脈沖型風(fēng)洞運(yùn)行方法主要由其驅(qū)動形式?jīng)Q定，典型的有激波風(fēng)洞、炮風(fēng)洞、管風(fēng)洞以及激波膨脹管等幾類，其中激波風(fēng)洞還可以進(jìn)一步分為爆轟驅(qū)動、自由活塞驅(qū)動以及加熱輕氣體等[2]。隨著光電科學(xué)、傳感器及采集技術(shù)發(fā)展，國內(nèi)外在脈沖型風(fēng)洞設(shè)計及試驗(yàn)技術(shù)上均取得了長足進(jìn)展，其中最具代表性的是美國卡爾斯潘（CALSPAN）的LENS系列風(fēng)洞，形成了覆蓋寬速域大空域的試驗(yàn)包線。隨著可重復(fù)使用高超聲速巡航飛行器需求的增加，亟須脈沖型風(fēng)洞具備中低馬赫數(shù)段運(yùn)行能力，特別是需要具有跨多個馬赫數(shù)（馬赫數(shù)3～6）運(yùn)行能力。本文概述了寬速域脈沖型風(fēng)洞發(fā)展現(xiàn)狀，探討了寬速域高超聲氣動熱風(fēng)洞能力要求及其運(yùn)行方式，對比分析了以Ludwieg管風(fēng)洞原理運(yùn)行的優(yōu)勢及所面臨的挑戰(zhàn)。

1寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞運(yùn)行方式

1.1寬速域脈沖型風(fēng)洞發(fā)展現(xiàn)狀

為了滿足寬速域飛行器對試驗(yàn)?zāi)芰Φ囊?，國?nèi)外研究機(jī)構(gòu)開展了大量研究工作，特別是在拓展脈沖型風(fēng)洞運(yùn)行包線方面取得了系列研究成果。

（1）JF-12長時間爆轟驅(qū)動激波風(fēng)洞

常規(guī)激波風(fēng)洞能提供的有效試驗(yàn)時間極其有限，一般為幾毫秒到幾十毫秒。為了滿足超燃沖壓發(fā)動機(jī)試驗(yàn)需求，實(shí)現(xiàn)高超聲速地面推進(jìn)模擬，中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室（LHD）開展了系列延長激波風(fēng)洞試驗(yàn)時間的技術(shù)探索。基于爆轟理論，提出正/反向爆轟驅(qū)動技術(shù)：成功研制了JF-12反向爆轟驅(qū)動激波風(fēng)洞（見圖1），獲得有效試驗(yàn)時間長達(dá)100ms，具有復(fù)現(xiàn)25～50km高空，馬赫數(shù)為5.0～9.0范圍高超聲速飛行條件的能力[3]；目前基于正向爆轟驅(qū)動超高速激波風(fēng)洞JF-22正在建設(shè)中。

（2）LENS II風(fēng)洞能力擴(kuò)展

在國家研究計劃的推動下，美國的高超聲速高焓設(shè)備逐漸向中低馬赫數(shù)段擴(kuò)展，如AEDC Tunnel C、LENS II等。能力提升的主要特點(diǎn)是針對原有試驗(yàn)馬赫數(shù)下限在6.0以上的設(shè)備，補(bǔ)充或新建馬赫數(shù)3.0～5.0噴管。最具代表性的是基于Ludwieg管原理對LENSⅡ激波風(fēng)洞（見圖2）進(jìn)行改造，使其運(yùn)行馬赫數(shù)下限拓展到2.7，通過同時對驅(qū)動段與被驅(qū)動段加熱使得直至馬赫數(shù)7的運(yùn)行時間延長至300ms[4]。

（3）CARDC脈沖燃燒風(fēng)洞

為了滿足超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能和流動機(jī)理研究的需求，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）提出并發(fā)展了一種脈沖燃燒式風(fēng)洞（見圖3）。采用Ludwieg管或活塞擠壓方式提供氧化劑和燃料，混合燃燒并經(jīng)噴管膨脹加速到所需流動狀態(tài)，能夠滿足馬赫數(shù)4.0～6.0范圍內(nèi)發(fā)動機(jī)和飛行器試驗(yàn)的需求，試驗(yàn)時間可達(dá)500ms[5-6]。

（4）FL-63組合式寬馬赫數(shù)風(fēng)洞

基于激波管原理發(fā)展起來的脈沖型風(fēng)洞運(yùn)行范圍向中低馬赫數(shù)拓展時，均需以犧牲設(shè)備有效運(yùn)行時間及流場品質(zhì)為代價，且重復(fù)性差。而以Ludwieg管原理運(yùn)行的管風(fēng)洞對噴管收縮比要求相對較低，在中低馬赫數(shù)運(yùn)行條件下具有明顯優(yōu)勢。結(jié)合兩種運(yùn)行模式優(yōu)勢，航空工業(yè)空氣動力研究院提出了一種激波風(fēng)洞與Ludwieg管組合運(yùn)行模式（見圖4），可復(fù)現(xiàn)馬赫數(shù)3.0～4.5的飛行條件總溫，有效試驗(yàn)時間150ms，同時具備馬赫數(shù)3.0～10.0大范圍的氣動熱測試能力[7]。

1.2寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞能力要求

邊界層流態(tài)及其轉(zhuǎn)捩位置的準(zhǔn)確預(yù)測對氣動熱載荷的高精度評估具有重要影響。因此，寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞更多需要考慮寬速域轉(zhuǎn)捩問題研究的需要。首先要求能復(fù)現(xiàn)飛行條件的總溫，對于欠溫運(yùn)行的風(fēng)洞，其得到的氣動力/熱特性及規(guī)律，可能與真實(shí)情形存在一定偏差，尤其是轉(zhuǎn)捩對氣動熱的影響特性偏差更大[8-9]。其次試驗(yàn)氣體必須是純凈空氣，不能有因燃燒、離解等造成的成分污染。再者，飛/發(fā)匹配等含內(nèi)流的試驗(yàn)，對風(fēng)洞的運(yùn)行時間有一定要求，運(yùn)行時間過短可能導(dǎo)致模擬結(jié)果失真，因此模擬設(shè)備應(yīng)有盡可能長的有效試驗(yàn)時間。還有最重要的一點(diǎn)就是要求試驗(yàn)設(shè)備能再現(xiàn)飛行環(huán)境的背景擾動水平。

再現(xiàn)低的背景擾動水平，即是要控制試驗(yàn)段的來流脈動，包括速度、壓力和溫度脈動，但通常由于速度和溫度脈動難以直接測量，而壓力脈動較容易測量得到，故而，一般對于該類風(fēng)洞，都直接體現(xiàn)為控制試驗(yàn)段來流壓力脈動量。然而，在當(dāng)前無論數(shù)量還是規(guī)模都占有絕對優(yōu)勢的常規(guī)超/高超聲速風(fēng)洞及激波風(fēng)洞中，試驗(yàn)段來流脈動量級可達(dá)5%[10]，通常比實(shí)際飛行環(huán)境高出1～2個數(shù)量級，對模型表面邊界層流態(tài)及氣動力/熱特性有顯著影響。試驗(yàn)結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)的對比分析結(jié)果表明，試驗(yàn)段背景擾動對模型壁面轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)影響較大，且不同風(fēng)洞由于擾動水平存在差異，試驗(yàn)結(jié)果不一致。

再現(xiàn)寬速域飛行環(huán)境，即要求設(shè)備能夠復(fù)現(xiàn)高馬赫數(shù)真實(shí)流動參數(shù)（溫度、壓力等）的同時又具備中低馬赫數(shù)模擬能力，實(shí)現(xiàn)在一座設(shè)備上盡可能的模擬寬范圍流動條件，從而最大限度地保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的一致性。此外，對于脈沖型風(fēng)洞，洞體振動對流場品質(zhì)，特別是壓力脈動量的影響不容忽視，縮短驅(qū)動段/被驅(qū)動段管體長度會影響有效試驗(yàn)時間，因此在保證一定的有效運(yùn)行時間下，盡可能縮短洞體的長度具有重要意義。

綜上所述，對寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞能力的具體要求為：低擾動、寬馬赫數(shù)運(yùn)行、復(fù)現(xiàn)總溫、氣體無污染以及長的有效運(yùn)行時間。

1.3運(yùn)行方式對比分析

分析國內(nèi)外寬速域脈沖型風(fēng)洞和高馬赫數(shù)低湍流度風(fēng)洞研究進(jìn)展[11]，可以看出：

（1）寬速域脈沖型風(fēng)洞多基于激波風(fēng)洞改進(jìn)發(fā)展而來，雖然在復(fù)現(xiàn)高焓流動方面體現(xiàn)出了巨大吸引力，但由于存在“大喉道效應(yīng)”，被驅(qū)動管徑與噴管喉道尺寸不匹配，使得基于激波管原理發(fā)展起來的激波風(fēng)洞很難運(yùn)行到馬赫數(shù)5以下，為了擴(kuò)大風(fēng)洞使用范圍，需以犧牲有效運(yùn)行時間或噴管尺寸及流動品質(zhì)為代價。同時，運(yùn)行過程中管體內(nèi)部存在著非定常波系流動結(jié)構(gòu)與管體的耦合作用、高壓破膜等強(qiáng)干擾現(xiàn)象，使得流場擾動較大，通常高于常規(guī)暫沖式高馬赫數(shù)風(fēng)洞，且很難降低湍流度。

（2）目前發(fā)展的高馬赫數(shù)噪聲風(fēng)洞設(shè)計技術(shù)重點(diǎn)針對駐室中的速度脈動、壓力脈動以及噴管壁面湍流邊界層產(chǎn)生的隨機(jī)小擾動等，分別建立了高性能穩(wěn)定段和層流噴管設(shè)計方法。由于吹-吸式風(fēng)洞不可避免的供氣擾動，使得噴管尺寸較小，且實(shí)際運(yùn)行雷諾數(shù)較低。同時，現(xiàn)有的高馬赫數(shù)低噪聲風(fēng)洞多為“欠溫運(yùn)行”，來流氣體加溫僅為了防止試驗(yàn)段氣體出現(xiàn)冷凝，并不能復(fù)現(xiàn)實(shí)際飛行環(huán)境下的總溫。復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境的高溫條件下，由于溫度不均勻產(chǎn)生的熵波變得重要，現(xiàn)有的設(shè)計方法或消擾措施均未考慮溫度效應(yīng)的影響。

表1給出了不同運(yùn)行方式風(fēng)洞的性能對比?？梢钥闯觯琇udwieg管類風(fēng)洞作為一種特殊的脈沖型設(shè)備，在有效試驗(yàn)時間、介質(zhì)純凈度、流場湍流度三方面均具有較好的表現(xiàn)，但受到加熱及驅(qū)動形式的影響，很難復(fù)現(xiàn)高馬赫數(shù)的總溫。

綜上所述，基于Ludwieg管風(fēng)洞原理發(fā)展同時滿足低擾動、寬馬赫數(shù)運(yùn)行、復(fù)現(xiàn)總溫、氣體無污染、長的有效運(yùn)行時間等多方面要求的脈沖型風(fēng)洞具有明顯優(yōu)勢，但需要重點(diǎn)解決以下問題。

（1）“可實(shí)現(xiàn)性”問題

“可實(shí)現(xiàn)性”問題，即如何復(fù)現(xiàn)寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的飛行總溫，以工作馬赫數(shù)范圍在3.0～6.0為例，要求能模擬來流空氣總溫在400～1700K之間，對加熱形式有較高的要求。

（2）“可用性”問題

“可用性”問題，即如何保證寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)尺寸匹配條件，噴管設(shè)計必須考慮到寬馬赫數(shù)風(fēng)洞實(shí)際運(yùn)行使用過程中的尺寸匹配：一方面是洞體管徑與噴管尺寸匹配。不同運(yùn)行馬赫數(shù)對流量和總壓要求不一樣，使得對管徑尺寸需求相差較大，如何采用相同的管徑適應(yīng)不同馬赫數(shù)所對應(yīng)噴管的喉道尺寸成為設(shè)計難點(diǎn)；另一方面是噴管口徑與模型尺寸匹配。減小低馬赫數(shù)噴管的出口尺寸是目前脈沖型風(fēng)洞拓展運(yùn)行包線范圍最常用的方法，由于模型最大允許堵塞比隨運(yùn)行馬赫數(shù)上升而增大，給試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比尺度的確定造成困難。

（3）“好用性”問題

“好用性”問題，即如何實(shí)現(xiàn)噴管層流化，同時抑制溫度擾動。由于Ludwieg管風(fēng)洞特有的結(jié)構(gòu)形式和運(yùn)行原理，使得壓力擾動和速度擾動量級均不大，從而使溫度擾動成為影響流場性能的主要因素。已有研究表明，溫度擾動對轉(zhuǎn)捩的起始位置、湍流/化學(xué)反應(yīng)相互作用等物理化學(xué)現(xiàn)象均有較大影響，如直接數(shù)值模擬和試驗(yàn)均顯示5%量級的溫度擾動可造成反應(yīng)產(chǎn)物質(zhì)量約30%的脈動。

2基于疊加驅(qū)動的寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞

借鑒激波風(fēng)洞的驅(qū)動形式（加熱輕氣體驅(qū)動和自由活塞驅(qū)動），發(fā)展了兩種Ludwieg管風(fēng)洞加熱技術(shù)：管外加熱和活塞壓縮[12-13]。但是氣體加熱溫度僅為了防止試驗(yàn)段氣體發(fā)生冷凝，不能滿足復(fù)現(xiàn)飛行總溫的需求。

基于上述兩種加熱方式，針對寬馬赫數(shù)范圍對焓值的要求不同，提出一種管外預(yù)加熱[14]與慢活塞絕熱壓縮疊加組合式加熱驅(qū)動技術(shù)[15-16]。風(fēng)洞驅(qū)動管體分為三部分，包括慢活塞驅(qū)動段、冷管段和管外預(yù)加熱段。電阻式管外預(yù)加熱段靠近下游噴管一側(cè)，慢活塞驅(qū)動段位于管體的最上游。設(shè)備運(yùn)行過程如下：低馬赫數(shù)運(yùn)行時（Ma3～4.5），慢活塞驅(qū)動段用隔離膜片封閉，僅使用冷管段和管外預(yù)加熱段部分管體。根據(jù)運(yùn)行溫度和壓力（Tmax≤900K；pmax≤1.5MPa），關(guān)閉高溫隔離裝置，分別向冷管段和管外預(yù)加熱段充入不同壓力的常溫氣體（壓力比由初、末狀態(tài)溫比確定）。對熱管內(nèi)氣體進(jìn)行外部加熱，當(dāng)管內(nèi)氣體達(dá)到運(yùn)行溫度要求時（熱管內(nèi)壓力自動與冷管壓力匹配），快速開啟隔離裝置（秒量級），并完成破膜，流動開始，如圖5（a）所示。

高馬赫數(shù)運(yùn)行時（Ma4.5～6），同時使用三段管體（無隔離膜片），先開啟管外預(yù)加熱，當(dāng)管內(nèi)氣體溫度達(dá)到一定值，同步開啟高溫隔離裝置和調(diào)壓閥，在壓差作用下活塞釋放，通過非定常絕熱壓縮進(jìn)一步提升試驗(yàn)氣體溫度（Tmax≤1750K），當(dāng)活塞恰好在驅(qū)動段下游停止時（理想活塞運(yùn)行），完成下游膜片破裂，流動開始，如圖5（b）所示。

3基于雙噴管的寬速域風(fēng)洞尺寸匹配技術(shù)

3.1雙噴管原理與設(shè)計準(zhǔn)則[17]

在傳統(tǒng)噴管設(shè)計方法基礎(chǔ)上，提出一種串列噴管結(jié)構(gòu)形式。圖6給出了串列噴管與管風(fēng)洞連接示意圖，其中串列噴管由上下游兩個設(shè)計馬赫數(shù)不同的型面噴管（喉道面積分別為A1*和A2*）和過渡段組成，根據(jù)喉道面積比不同可以對其內(nèi)部流動狀態(tài)進(jìn)行分類。

3.2雙噴管工作特性[18]

雙噴管工作原理實(shí)際上是通過犧牲壓力換取管徑，從而彌補(bǔ)低馬赫數(shù)大口徑時流量不足。雙噴管工作流態(tài)建立時間約為20ms，過程中存在復(fù)雜波系干擾。

在初始高壓比條件下，第一喉道處首先達(dá)到聲速，在后續(xù)壓縮波系和噴管壁面曲率共同作用下，頭道壓縮波面的曲率逐漸變小，當(dāng)進(jìn)入等直段后，前緣壓縮面脫離了主體波系結(jié)構(gòu)，以更快的速度向下游運(yùn)動，并演變成平面波，整個流場中波系結(jié)構(gòu)的演變與單噴管Ludwieg管風(fēng)洞類似。

當(dāng)頭道壓縮波離開上游噴管進(jìn)入等直段后，仍然以平面波的形式向下游噴管傳播，直到經(jīng)過收縮段后，在收縮段壁面出現(xiàn)波系的繞射與平面激波形成干擾，中心區(qū)域開始彎曲，并向四周擴(kuò)散，使得頭道波與主體波系合并，并未形成明顯的頭波向試驗(yàn)段傳播（見圖7）。

與激波風(fēng)洞雙波結(jié)構(gòu)、單噴管Ludwieg管風(fēng)洞單波結(jié)構(gòu)不同，雙噴管出現(xiàn)了起動激波弱化現(xiàn)象：沒有出現(xiàn)明顯的頭波進(jìn)入試驗(yàn)段，整個主體波系結(jié)構(gòu)連續(xù)過渡。該現(xiàn)象有利于基于動態(tài)天平的測力信號高精度提取及辨識。

4基于層流雙噴管的寬速域風(fēng)洞低擾動實(shí)現(xiàn)技術(shù)

4.1基于喉道邊界層抽吸的層流化噴管[10]

喉部上游邊界層抽吸槽設(shè)計是低噪聲風(fēng)洞噴管的關(guān)鍵技術(shù)之一。抽吸槽設(shè)計主要有三個方面考慮：一是由于邊界層抽吸裝置的存在使得亞聲速收縮段型面和喉部是斷開的，需要進(jìn)行型面匹配；二是抽吸槽入口構(gòu)型選擇，決定了在抽吸通道內(nèi)是否會出現(xiàn)分離泡等，一旦分離泡出現(xiàn)將給下游流場帶來嚴(yán)重影響。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，抽吸槽抽吸情況可以分為強(qiáng)抽吸、弱抽吸和適度抽吸，其中適度抽吸可以抑制分離泡產(chǎn)生；三是排移通道設(shè)計。因此層流化噴管設(shè)計需同時考慮跨聲速段、抽吸口位置和形狀以及排移通道形式，并進(jìn)行適當(dāng)匹配，保證噴管性能最優(yōu)。

4.2層流雙噴管結(jié)構(gòu)

綜合考慮層流噴管和雙噴管優(yōu)勢，將層流化噴管的設(shè)計思路引入到雙噴管的設(shè)計中，發(fā)展新的層流化雙噴管設(shè)計方法，利用雙喉道之間的穩(wěn)定空間發(fā)展擾動消除技術(shù)，總體設(shè)計分為三段（見圖8）：一是穩(wěn)定前段，包括大角度擴(kuò)散段、消音隔板和吸聲段，用于減小噪聲；二是穩(wěn)定中段，用于減小渦擾動；最后是穩(wěn)定后端，用于流場自然過渡，進(jìn)一步降低進(jìn)入噴管收縮段前的總擾動。穩(wěn)定空間內(nèi)部阻尼及消擾結(jié)構(gòu)的設(shè)計不同于常規(guī)風(fēng)洞穩(wěn)定段（低速流動環(huán)境），由于處于激波串下游，流速快且不均勻，為了抑制溫度擾動，需要對應(yīng)布置非對稱結(jié)構(gòu)，利用摩擦管長度上的差異增強(qiáng)摻混，降低非均勻梯度。圖9為層流雙噴管示意圖。

5結(jié)束語

寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞獨(dú)特性能優(yōu)勢已使其成為可重復(fù)使用高超聲速巡航飛行器研制中不可或缺的試驗(yàn)設(shè)備。Ludwieg管風(fēng)洞作為一種特殊形式的脈沖設(shè)備，由于運(yùn)行原理簡單、拓展性強(qiáng)等特點(diǎn)，已在亞/跨/超/高超聲速領(lǐng)域得到了應(yīng)用，體現(xiàn)出了寬馬赫數(shù)運(yùn)行能力。但要在滿足寬速域高超聲速氣動熱風(fēng)洞的性能要求，需要在設(shè)計方法上有所突破：

（1）疊加驅(qū)動理論。能夠滿足寬速域范圍內(nèi)復(fù)現(xiàn)飛行環(huán)境總溫的要求。

（2）雙噴管技術(shù)。解決風(fēng)洞寬速域運(yùn)行問題，并存在特殊的起動激波弱化現(xiàn)象。

（3）層流雙噴管技術(shù)。結(jié)合層流噴管與雙噴管的優(yōu)勢，可保證寬速域運(yùn)行條件下低擾動特性。

參考文獻(xiàn)

[1]全棟梁，時光輝，關(guān)成啟，等.結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)在高速飛行器上的應(yīng)用與面臨的挑戰(zhàn)[J].力學(xué)與實(shí)踐，2019，41（4）：373-381. Quan Dongliang， Shi Guanghui， Guan Chengqi， et al. Applications and challenges of structural optimization in high speed aerocraft[J]. Mechanics in Engineering， 2019， 41（4）：373-381.（in Chinese）

[2]Lukasiewicz J. Experimental methods of hypersonics[M]. New York：Marcel Dekker，1973.

[3]姜宗林，李進(jìn)平，趙偉，等.長試驗(yàn)時間爆轟驅(qū)動激波風(fēng)洞技術(shù)研究[J].力學(xué)學(xué)報， 2012（5）： 824-831. Jiang Zonglin， Li Jinping， Zhao Wei， et al. Investigating into techniques for extending the test-duration of detonation-driven shock tunnels[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， 2012（5）：824-831. （in Chinese）

[4]Dufrene A，Maclean M，Wadhams T，et al. Extension of LENS shock tunnel test times and lower Mach number capability[R].AIAA Paper 2015-2017，2015.

[5]劉偉雄，譚宇，毛雄兵，等.一種新運(yùn)行方式脈沖燃燒風(fēng)洞研制及初步應(yīng)用[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)， 2007， 21（4）： 59-64. Liu Weixiong， Tan Yu， Mao Xiongbing， et al. The development and preliminary application of a pulse combustion wind tunnel with new running way[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2007， 21（4）： 59-64. （in Chinese）

[6]賀偉，高昌，張小慶，等.脈沖燃燒風(fēng)洞測力天平研制與應(yīng)用[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)， 2016， 30（4）： 66-70. He Wei， Gao Chang， Zhang Xiaoqing， et al. Development and applicationoftheforce-measuringbalanceinimpulse combustion wind tunnel tests[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2016， 30（4）： 66-70. （in Chinese）

[7]Qian Zhansen，Gao Liangjie. The aerodynamic design of AVIC ARIs low cost，dual-mode high enthalpy，wide Mach number range wind tunnel[C]// 124th STAI Meeting，GermanDutch Wind Tunnels，2015.

[8]Kimmel R L，Poggie J. Effect of total temperature on boundary layer stability at Mach 6[J]. AIAA Journal，2000，38（9）：1754-1755.

[9]Zhao Jinshan，Liu Sen，Zhao Lei，et al. Numerical study of total temperature effect on hypersonic boundary layer trasition[J]. Physics of Fluids，2019，32：114105-1-11.

[10]黃章峰，萬兵兵，段茂昌，等.高超聲速流動穩(wěn)定性及轉(zhuǎn)捩工程應(yīng)用若干研究進(jìn)展[J].空氣動力學(xué)報，2020，38（2）：368-378. Huang Zhangfeng， Wan Bingbing， Duan Maochang， et al. Progresses in engineering application research on hypersonic flow stability and transition[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2020， 38（2）：368-378.（in Chinese）

[11]高亮杰，錢戰(zhàn)森，王璐，等.高馬赫數(shù)低噪聲風(fēng)洞層流噴管設(shè)計與性能評估[J].航空科學(xué)技術(shù)，2016，27（8）：68-78. Gao Liangjie， Qian Zhansen， Wang Lu， et al. Design and performance evaluation for high Mach low noise wind tunnel nozzle[J]. Aeronautical Science & Technology， 2006， 27（8）：68-78.（in Chinese）

[12]Russell M C，Thomas E M. Hypersonic Ludwieg tube design and future usage at the US air force academy[R]. AIAA Paper 2012-0734，2012.

[13]Widodo A，Buttsworth D. Stagnation temperature in a cold hypersonic flow produced by a light free piston compression facility[J]. Experiments in Fluids，2013，54（4）：1-12.

[14]高亮杰，錢戰(zhàn)森，王璐，等.寬馬赫數(shù)路德維希管風(fēng)洞及其關(guān)鍵技術(shù)[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2017， 49（S）：30-34. Gao Liangjie， Qian Zhansen， Wang Lu， et al. Wide Mach number range Ludwieg tube and its key technology[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautical & Astronautics， 2017， 49（S）：30-34.（in Chinese）

[15]高亮杰，錢戰(zhàn)森，王璐，等.一種寬馬赫數(shù)高焓管風(fēng)洞驅(qū)動管體：中國，ZL201711232432.5[P]. 2017-11-29. Gao Liangjie， Qian Zhansen， Wang Lu，et al. A driven tube for wide Mach number high enthalpy wind tunnels：ZL201711232432.5 [P]. 2017-11-29.（in Chinese）

[16]Chung J D，Houim R W，Laurenc S J. Theoretical and numerical study of a preheated Ludwieg tube with adiabatic compression[J].AIAAJournal，2018，56（10）：1-12.

[17]高亮杰，錢戰(zhàn)森，王璐.寬Ma數(shù)脈沖型風(fēng)洞噴管尺寸匹配技術(shù)研究[C]//第十七屆全國激波與激波管學(xué)術(shù)會議，2016. Gao Liangjie， Qian Zhansen， Wang Lu. Research on nozzle size matching technique for impulse wind tunnels[C]// The 17th National Conference on Shock and Shock Tubes， 2016.（in Chinese）

[18]高亮杰，錢戰(zhàn)森，王璐.寬馬赫數(shù)路德維希管風(fēng)洞噴管起動過程分析[C]//第十八屆全國激波與激波管學(xué)術(shù)會議，2018. Gao Liangjie， Qian Zhansen， Wang Lu. Numerical analysis of double-nozzle starting process in Ludwieg tube with widerange Mach number [C]// The 18th National Conference on Shock and Shock Tubes， 2018.（in Chinese）（責(zé)任編輯王為）

作者簡介

高亮杰（1987-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：高速實(shí)驗(yàn)空氣動力學(xué)。

Tel：024-86566766

E-mail：gaolj002@avicari.com

錢戰(zhàn)森（1983-）男，博士，研究員。主要研究方向：高速空氣動力學(xué)。

Tel：024-86566518

E-mail：qianzs@avicari.com

王璐（1987-）女，碩士，工程師。主要研究方向：流動控制技術(shù)。

Tel：024-86566625E-mail：wangl064@avicari.com

辛亞楠（1985-）男，碩士，工程師。主要研究方向：試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計。

Tel：024-86566625E-mail：xinyn@avicari.com

Theroretical and Technical Challenges of Wide Speed Range Hypersonic Aerothermal Wind Tunnel

Gao Liangjie，Qian Zhansen*，Wang Lu，Xin Yanan

Aeronautical Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Force Research，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China

Abstract： With the increasing demand of reusable hypersonic cruise vehicle， the accuracy assessment of aerothermal load is more strict. It required that the wide speed range hypersonic aerothermal wind tunnel has the simulation ability of low disturbance， wide Mach number operation， total temperature recurrence， gas pollution-free and long effective operation time. This paper summarizes the development status of the wide speed range pulse wind tunnel， compares and analyzes the advantages and challenges of the operation based on the principle of Ludwieg tube， and puts forward corresponding solutions to the problems.

Key Words： wide speed range aerothermal wind tunnel； Ludwieg tube； dual-mode drive； laminar double nozzle