高超聲速風洞氣動力試驗技術進展

唐志共， 許曉斌， 楊彥廣， 李緒國， 戴金雯， 呂治國， 賀偉

1. 中國空氣動力研究與發展中心， 綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所， 綿陽 621000 3. 中國空氣動力研究與發展中心 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 綿陽 621000

高超聲速風洞氣動力試驗技術進展

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

1. 中國空氣動力研究與發展中心， 綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所， 綿陽 621000 3. 中國空氣動力研究與發展中心 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 綿陽 621000

高超聲速技術是未來航空航天技術的制高點，而高超聲速風洞氣動力試驗是為高超聲速飛行器設計和性能評估提供可靠數據不可或缺的重要技術手段。介紹了高超聲速氣動力試驗設備種類和國內外典型的風洞設備，并分析了目前的發展現狀。對國內高超聲速風洞氣動力試驗相關測量技術、試驗技術、試驗數據評估和高超聲速氣動力標模體系等研究進展進行了總結。同時，還就高超聲速氣動力試驗設備、氣動力試驗相關技術的未來發展趨勢進行了探討。

高超聲速； 風洞； 氣動力； 試驗技術； 測量技術

高超聲速技術是自20世紀以來航空、航天領域最受關注的關鍵技術之一，是21世紀航空、航天技術的制高點，同時也是具有巨大社會和軍事效益的軍民兩用技術。高超聲速技術的發展，必將對一個國家的綜合國力、軍事戰略和國民經濟等產生深遠的影響。特別是高速技術武器的發展和非對稱威脅軍事問題解決的作戰需求，將高超聲速技術研究推到了航空、航天和國防的前沿，高超聲速技術和相關研究計劃得到了國內外越來越多的關注。

高超聲速研究和試驗經過70多年的發展，今已研制出可進行戰略打擊、導彈防御和外太空探測的各類武器系統和飛行器。典型的高超聲速包線速度范圍起始于馬赫數Ma=5，一直到Ma=10。而Ma=10以后開始進入超高速區域軌道，該區域一直延伸到Ma=20以上。更重要的是，恰恰在這個領域，某些物理現象變得越來越重要，例如，極高的溫度和化學反應在影響飛行器特性方面起著越來越重要的作用，致使計算方法變得更為困難，風洞試驗此時將發揮更為重要的作用。

隨著高超聲速技術的發展，各種導彈武器、臨近空間飛行器等都呈現出高超聲速化的特點。同時，對于未來的高超聲速武器化飛行器，通常都要求具有突出的強機動、強突防、遠程精確打擊能力，可利用其優異的飛行性能與裝載能力發展成為通用投送平臺，并攜帶各類有效載荷，有效執行各種任務。這些要求對導彈武器和高超聲速飛行器的設計帶來了諸多挑戰，特別是導彈和飛行器在各種空域和速域條件、不同飛行姿態和各種干擾影響下的氣動力特性和操控特性，都需要在設計時得到準確預測和評估。高超聲速風洞試驗將在這些方面發揮獨特且不能被其他手段完全替代的重要作用。

1 高超聲速氣動力試驗設備

1.1 常見的高超聲速氣動力試驗設備

高超聲速地面模擬試驗設備種類繁多，不同設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力試驗的設備主要包括：常規高超聲速風洞、脈沖型高超聲速風洞(包括激波風洞/炮風洞和高超聲速脈沖燃燒風洞等)以及彈道靶設備等。

1) 常規高超聲速風洞

常規高超聲速風洞是最常見的高超聲速設備類型，也是最常用的高超聲速氣動力地面試驗設備。常規高超聲速風洞發展比較早，技術較為成熟。一般而言，它可較好地模擬飛行馬赫數Ma=10以下的大部分飛行條件。其主要特點是：所使用的空氣必須加熱、工作壓力和密度一般比較高、試驗時間相對較長(從秒級到分鐘級)、流場品質好、測量方法和試驗結果比較可靠，被廣泛應用于高超聲速飛行器氣動特性的試驗研究。常規高超聲速風洞典型參數范圍是：馬赫數Ma=5～10、駐點溫度T0=300～1 000 K、駐點壓力p0=(1.0～20.0)×106Pa、試驗時間為幾秒至連續(一般可達分鐘級)。國際上具有代表性的這類風洞設備為：美國空軍阿諾德工程發展中心(AEDC)馮·卡門實驗室的B風洞(Ma=6, 8)和C風洞(Ma=4, 8, 10)、美國國家航空航天局(NASA)的1.07 m(3.5 ft)高超聲速風洞(Ma=5, 7, 10)、劉易斯研究中心的1.07 m(42 ft)高超聲速風洞(Ma=5, 6, 7)；俄羅斯中央空氣流體動力學研究院(TSAGI)的T-116風洞(Ma=1.8～10)和俄羅斯中央空氣機械研究院(TsNNIMASH)的U-306-3風洞(Ma=2～10)；日本宇宙航空開發研究機構(JAXA)的1.27 m(Ma=10)高超聲速風洞。上述風洞的噴管出口或試驗段尺寸均達到了1 m以上，可以開展大尺度、復雜外形模型的氣動力試驗。

而高超聲速低密度風洞和美國AEDC的9號風洞(AEDC Tunnel 9)等在一定意義上可以認為是具有某些特殊性的常規高超聲速風洞。前者的特點是可以模擬高度60 km以上、從連續流到過渡流和稀薄流區的飛行條件；而9號風洞可在較高馬赫數(Ma=7, 8, 10, 14)的條件下同時模擬大動壓、高雷諾數，試驗時間也達到秒級[1]。

2) 脈沖型高超聲速風洞

脈沖型高超聲速風洞種類也較多，激波風洞、炮風洞和脈沖燃燒風洞等是其中比較典型的幾類設備。其中，激波風洞是利用激波壓縮工作氣體、再利用定常膨脹方法產生高超聲速試驗氣流的風洞。相對于常規高超聲速風洞，其模擬的馬赫數范圍更寬(可以達到Ma=20以上)、運行參數(總溫、總壓)更高(總溫可達8 000 K以上、總壓可大于1×108Pa)，在模擬參數相似性方面優于常規高超聲速風洞，但其試驗時間短(一般為幾毫秒至幾十毫秒)。國外典型的該類風洞設備有美國卡爾斯本大學巴法羅研究中心(CUBRC)的LENS系列激波風洞(Ma=3～18)、俄羅斯的U-12風洞(Ma=4～10)和德國的TH2風洞(Ma=6～18)等；另外，膨脹管風洞如CUBRC的LENS-XX(最高速度為13 km/s，Ma=5～37)可以實現更高速度的模擬，當然其試驗時間也更短，通常小于1 ms。由于試驗時間很短，在這類風洞設備上開展氣動力試驗，必須發展專用的測力天平和試驗數據修正技術，獲得的試驗結果精度通常低于常規高超聲速風洞。

而脈沖燃燒風洞是利用燃料燃燒產生的高溫氣體作為風洞的試驗氣體，經噴管加速后模擬超高速的高溫流場。相對于常規高超聲速風洞，它可以模擬較高的總溫條件，如Ma=6時，可以達到T0=1 650 K以上，復現高度H=25～30 km的實際飛行總溫條件，對于開展超燃發動機試驗、飛行器帶動力氣動力試驗等有利。但是，由于風洞試驗氣體為燃料燃燒產物、未消耗燃料等與空氣所形成的混合物，其組分和物理性質與純空氣相比有較大的差異，即產生了“污染”，會對獲得準確的氣動力試驗數據不利。

3) 彈道靶設備

彈道靶是一類特殊類型的高超聲速風洞設備。在氣動力特性研究方面，它主要是采用模型自由飛試驗技術，獲得飛行器模型的靜、動態氣動特性系數。試驗時，發射器將模型以一定速度發射到靶室內，高速圖像記錄系統記錄模型的運行軌跡，然后利用圖像處理、參數辨識等技術，獲得模型的氣動特性參數，特別是動導數等動態氣動特性系數。國外該類典型設備有美國AEDC G靶(配備有102 mm和203 mm的發射器)，最大發射速度超過5 km/s。

彈道靶試驗中模型自由飛行，沒有支架或洞壁干擾，試驗氣體無污染，可復現真實飛行速度，靶室中的氣體密度可調、可獨立模擬雷諾數，可通過合理地組合飛行速度和ρl(ρ為氣流密度，l為模型特征長度)，模擬高焓飛行條件下的真實氣體效應以及接近真實飛行的低流動湍流度。因此，彈道靶能提供更接近真實飛行狀態的模擬條件，是開展超高速飛行器氣動特性考核的理想設備。但它最大的不足是模型尺度小、有效測量時間短以及氣動參數辨識的精準度難以提高。

1.2 國內高超聲速氣動力試驗設備發展現狀

從20世紀50年代開始，為滿足我國各類導彈、戰略彈頭、載人飛船和各類高超聲速飛行器研制的需要，我國立足國情，從小到大、從簡單到復雜，逐步建立起了一批可用于高超聲速氣動力試驗的地面試驗設備。

1) 常規高超聲速風洞

國內主要的常規高超聲速風洞有中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)高速所的FL-31 ?0.5 m高超聲速風洞、中國航天空氣動力技術研究院(CAAA)的FD-07 ?0.5 m高超聲速風洞、南京航空航天大學(NUAA)的NHW ?0.5 m高超聲速風洞和CARDC超高速所的FD-20A ?1 m高超聲速風洞等少數幾座0.5 m量級以上的大型高超聲速風洞, 如表1所示。其中，CARDC的?0.5 m高超聲速風洞，Ma=5～11.7，氣流采用電阻加熱器加熱，運行方式為暫沖吹引式；CAAA的?0.5 m高超聲速風洞，采用燃氣加熱金屬板蓄熱式加熱器(Ma=5～8)和氧化鋁小球蓄熱式加熱器(Ma=9～12)，運行方式與CARDC的?0.5 m高超聲速風洞相似。

CARDC的?1 m高超聲速風洞是目前國內已投入使用的最大尺度的常規高超聲速風洞，于2004年建成。該風洞為高壓下吹、真空抽吸、暫沖式運行方式，采用電加熱蓄熱式加熱器。風洞包括兩條獨立支路，分別采用各自的加熱器系統。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正在建設噴管出口直徑為1.2 m、試驗馬赫數范圍Ma=5～10的常規高超聲速風洞。

2) 脈沖風洞設備

國內主要有中國科學院力學所(IM of CAS)、CARDC、CAAA和國防科學技術大學(NUDT)等院所擁有較大尺度的超高速脈沖風洞設備，包括激波風洞和炮風洞, 如表2所示。

中國科學院力學所現有JF8、JF10和JF12等炮風洞/爆轟驅動激波風洞系列設備。其中，JF10風洞采用氫氧爆轟驅動方式運行，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8×107Pa，有效試驗時間為4 ms。JF12風洞是一座大型的爆轟驅動運行激波風洞，馬赫數范圍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2×107Pa，有效試驗時間為0.13 s。該風洞是目前世界上規模最大的激波風洞之一，可以復現馬赫數Ma=5～7的飛行環境條件，且較長的試驗時間有利于開展氣動力試驗。

表1 國內現有主要常規高超聲速風洞

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 國內部分脈沖風洞對比

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

CARDC現有?2 m和?0.6 m兩座激波風洞，采用H2或H2-N2混合氣體驅動，試驗氣體為N2或空氣。?2 m激波風洞噴管出口直徑為?1.2 m(Ma=6～16)/?2 m，?0.6 m激波風洞試驗Ma=6～12。

此外，CAAA現有0.5 m和1 m 2座炮風洞，0.5 m炮風洞馬赫數范圍為Ma=5～12，總溫范圍為800～1 300 K，有效試驗時間為25 ms。NUDT航天學院現有一座0.5 m炮風洞，并已建成一座大口徑激波風洞/炮風洞，噴管出口直徑為2 m，馬赫數范圍為Ma=7～9。

3) 燃燒加熱設備

為開展超燃發動機試驗及吸氣式高超聲速飛行器氣動/推進一體化試驗，國內建成了一批燃燒加熱風洞設備，包括CARDC的2.4 m脈沖燃燒風洞(Ma=4～6,試驗時間為0.3 s，總溫為500～2 000 K)、0.6 m高溫高超風洞，以及NUDT和航天科工集團三十一研究所的多座燃燒加熱設備等。這些燃燒加熱設備可開展帶動力的發動機推力試驗和氣動/推進一體化試驗。

4) 彈道靶設備

目前國內有多座用于不同研究的彈道靶設備，但能開展氣動力試驗的只有CARDC的200 m彈道靶，該靶擁有一門50/37 mm口徑的二級輕氣炮。

2 高超聲速氣動力試驗相關研究進展

2.1 氣動力測量技術

2.1.1 風洞天平技術

風洞天平是開展風洞氣動力試驗所必須的基本試驗測量設備，風洞天平技術水平的高低，將直接影響氣動力試驗數據的質量和風洞試驗效率。針對不同類型的高超聲速風洞氣動力試驗發展了不同類型的風洞測力天平。根據天平測量原理、測量敏感元件的不同，主要分為應變天平、壓電天平、光纖天平和其他特種天平等。

1) 應變天平技術

應變天平在高超聲速氣動力試驗及其他各類風洞氣動力試驗中應用最為廣泛，技術發展也最為成熟。其中，應用最多的是采用金屬箔式應變計的常規應變天平。有時也采用半導體應變計(其靈敏度系數約為金屬箔式應變計的50～100倍)，以提高天平的測量靈敏度。由于高超聲速風洞測力天平工作條件相對惡劣、天平溫度效應控制要求高等特點，因此研制適用于常規高超聲速風洞氣動力試驗的高精度應變天平，需要考慮更多的影響因素，如溫度效應修正等。當天平應用到脈沖風洞測力試驗時，還必須進行動態性能補償、數據修正等。

近年來，歐美等發達國家在應變天平技術方面的發展已經相當成熟，其應變天平在可靠性、穩定性和測量不確定度方面都達到了相當高的水平，特別是其常規天平的測量不確定度基本都控制在0.1%左右，高于國內通常為0.3%左右的水平。目前，國內相關空氣動力研究機構也在積極采取措施提高天平可靠性、減小測量不確定度。如CARDC擬利用5年時間，通過建設天平優化設計平臺、規范天平貼片和溫度效應處理流程、優化天平校準方法以及現有天平校準系統改造升級等途徑，將常規應變天平不確定度減小到0.1%以內。

而高超聲速低密度風洞氣動力試驗由于模擬高度高、動壓低、試驗模型小，因而測力天平載荷小(載荷通常在幾十克以內)，天平結構設計及測量精度提高都存在很大難度。自20世紀80年代以來，先后發展了外式腹支、外式尾支及內式尾支微量天平技術，如圖1和圖2所示，實現了單分量簡單外形到六分量復雜外形模型的氣動力測量[4]。此外，為滿足高超聲速氣動力試驗的需要，近幾年國內在天平元件的結構形式、特種應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、部件氣動力天平和其他特種用途的測力應變天平[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力矩氣動天平，天平的滾轉設計載荷為0.02 N·m，可在常規高超聲速風洞中開展10-6量級小滾轉力矩系數的測量。CARDC的賀偉等[7-8]研制了用多臺天平元件(見圖3)組合而成的特殊結構形式的組合式天平和盒式天平，用于脈沖燃燒風洞中帶動力條件下的超燃發動機推力測量。此外，CAAA的馬洪強等研制了應變式摩阻天平，用于在常規高超聲速風洞進行表面摩阻測量，風洞試驗數據的重復性誤差為7.6%～20%(相對于氣動載荷)[9]。

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

圖2 內式尾支微量天平Fig.2 Rear-sting internal micro-loads balance

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

2) 壓電天平技術

壓電天平是利用壓電陶瓷或晶體的壓電效應進行氣動力測量，該技術在國內外都有應用。壓電天平具有天平剛度高、響應快、結構相對簡單、載荷范圍寬和模型適應能力較強的特點。經過多年的發展，CARDC超高速所發展了成熟的壓電天平技術，用于在激波風洞上開展測力試驗，如圖4所示。

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

目前CARDC超高速所激波風洞壓電天平具備單分量、三分量、五分量和六分量的測試能力，模型的質量適應范圍為0.2～15 kg，一般測力試驗模型質量不超過1.5 kg。氣動力量程范圍：軸向力為0～500 N，法向力為0～1 000 N，側向力為0～500 N，俯仰力矩為0～150 N·m，偏航力矩為0～50 N·m，滾轉力矩為0～10 N·m，天平的靜態校準精度在0.5%左右。

此外，CARDC超高速所的呂治國等[10]還研制了壓電式摩阻天平，如圖5所示，用于激波風洞摩阻測量試驗，靜態校準精度可達到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

美國、歐洲、印度和南非等較早地開展了光纖應變天平的研究。21世紀初，美國AEDC等機構為了適應等離子和電磁條件下的空氣動力學研究需要，在一種常規箔式應變天平的基礎上進行了光纖應變計的應用研究，并進行了風洞試驗，如圖6所示。

圖6 AEDC光纖應變天平Fig.6 AEDC fiber-optic balance

歐洲風洞協會(EWA)也在開展光纖應變計在風洞天平上的應用研究。EWA研制的光纖天平首先在法國國家航天航空研究中心(ONERA)進行了大氣環境條件下的試驗，然后在歐洲跨超聲速風洞(ETW)進行了大氣、低溫和增壓條件下的試驗研究，如圖7所示。

圖7 EWA光纖應變天平Fig.7 EWA fiber-optic balance

光纖應變計目前主要有兩種類型：一種是“法布里-珀羅”(F-P)干涉計，美國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。

國內開展光纖天平技術研究的主要有CARDC和沈陽航空航天大學等。沈陽航空航天大學研制了一桿五分量光纖光柵測力天平，并在其低速回流式風洞上采用NACA0015標準翼型進行了動校試驗。研究結果表明：在恒溫條件下，光纖光柵應變計測量與電阻應變計測量具有相同的測量精準度。但是由于光纖光柵固有的對溫度敏感的特性，使得光纖光柵應變計測量結果受溫度影響較大，且光纖光柵長度必須達到 8 mm以上。故該種光纖光柵天平使用的局限性較大，僅適用于溫度場恒定、天平結構尺寸足夠大的特殊場合。

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

2.1.2 數據采集技術

高超聲速風洞的數據采集系統主要有總線式和儀表式兩種。總線式有PCI、ISA總線數采板和VXI、PXI總線平臺數采系統。國內外比較知名的風洞測試儀器系統供應商有德國的HBM、美國的NI和Pacific以及國內東華測試儀器公司等。

由于技術發展和設備更新的周期性，可以預見在今后的十幾年期間，現有數采系統將繼續發揮作用。同時，采用PXI總線的數采系統將在風洞中得到更為普遍的應用，而一些嵌入式現場總線數采系統也將逐步在風洞中得到應用。從測試精度指標要求來看，系統的靜態測量精度應達到0.01%～0.02%，動態測量精度應不低于0.1%～0.5%；而對于數采系統的采集速度要求，靜態數采系統10萬次/s已經完全滿足風洞試驗需求，而動態數采系統則可能發展到20 MHz以上[11]。

此外，國內外還對原有高超聲速風洞系統進行了改造升級，其中的一個重要方面即升級數據采集系統，并采用網絡技術和數據庫技術，使風洞試驗數據采集系統可靠、高效，便于數據的存貯、后處理、統計分析、管理和再利用。

2.2 氣動力試驗技術

從國內外的發展情況來看，傳統的氣動力試驗技術依舊是高超聲速風洞試驗的主流，包括以各類天平為測量裝置的常規氣動力測量技術、飛行器部件氣動力測量技術，以及以此為基礎的噴流干擾氣動力測量技術、分離氣動力測量技術等，在國內外都已發展得較為成熟。而傳統試驗技術的研究重點在于提高氣動力測量的精、準度，減小試驗數據的不確定度。

國內常規高超聲速風洞可以開展的氣動力試驗主要包括：

1) 氣動布局試驗與常規氣動力特性試驗，具備開展六分量常規氣動力試驗的能力。

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

3) 噴流干擾特性試驗。風洞配套了冷噴流模擬系統，可以開展冷噴模擬氣動干擾測力/測壓試驗。FD-20A風洞和FD-07風洞還配套了熱噴流模擬裝置，以固體火箭發動機燃氣為噴流介質，開展熱噴模擬試驗。

4) 分離模擬測力試驗。利用各風洞的分離模擬裝置，可以開展網格測力等分離模擬氣動力試驗。

5) 強迫振動及自由振動動導數試驗。配套了強迫振動及自由振動動導數試驗裝置，可以開展動導數試驗，獲得模型的俯仰/偏航阻尼導數以及滾轉阻尼導數等。

6) 模型自由飛試驗。在FD-07、FL-31和FD-20A等常規高超聲速風洞和CARDC的200 m彈道靶中，均配套了模型自由飛試驗與測量裝置，可以開展高超聲速模型自由飛試驗，獲取阻力系數、俯仰力矩系數、俯仰/偏航阻尼導數等關鍵氣動參數。

脈沖風洞上開展的氣動力試驗項目相對較少，其中激波風洞和炮風洞主要是高馬赫數條件下(Ma≥8)的常規氣動力測量，脈沖燃燒風洞上主要是發動機推力測量、帶動力的模型氣動力試驗。

氣動力試驗技術最新的進展主要表現在模型表面摩阻測量、帶動力的飛行器氣動力試驗方面：

1) 高超聲速摩阻測量技術。除傳統的以摩阻天平(應變式或壓電式)測量模型表面摩阻以外，國內在高超聲速風洞上還在發展基于油膜干涉測量和微機電系統(MEMS)器件的摩阻測量技術。其中，CARDC高速所的代成果等將基于表面圖像的摩擦應力油膜干涉測量技術(SISF)應用于?0.5 m常規高超聲速風洞摩阻測量試驗中，獲得的平板模型表面摩擦應力測量結果與數值模擬結果一致, 如圖9所示[12]，圖中Cf為摩擦系數。

佛羅里達大學(UF)的研究人員與NASA蘭利研究中心合作開發了一種基于MEMS的直接剪切應力傳感器。這是一種雙排管驅動、元件自動調節的傳感器，只有1 mm的感應區。這種傳感器系統最小可以檢測到1×10-3Pa量級的剪切應力。而國內，CARDC超高速所的呂治國等[10]分別在激波風洞和常規高超聲速風洞上開展了以MEMS器件測量摩阻的試驗研究，取得了進展。

圖9 表面摩擦應力SISF測量結果與數值模擬比較[12]Fig.9 Comparison of skin friction stress between SISF measurements and numerical simulation[12]

2) 帶動力模型的氣動力試驗技術。帶動力的模型氣動力試驗技術主要用于開展飛行器氣動/推進一體化氣動特性研究。國外以美國為代表，技術發展較為成熟，國內主要以CARDC和NUDT等為代表，在發展帶動力模型的氣動力試驗方面取得了較大進展。以CARDC為例，在其2.4 m脈沖燃燒風洞和0.6 m高溫高超聲速風洞上均開展了不同尺度的飛行器模型帶動力氣動力試驗，并在國內首次通過測力試驗證明超燃發動機工作后，飛行器模型獲得了正推力。

2.3 高超聲速氣動力試驗數據評估

高超聲速氣動力試驗數據的質量一直是型號設計部門關心的問題。近年來，國內的常規高超聲速風洞和激波風洞，均在美國航空航天學會(AIAA)推薦的風洞試驗數據不確定度分析方法的基礎上，結合各自風洞及試驗特點，發展了風洞試驗數據不確定度評估方法和計算分析軟件，用于風洞試驗結果的不確定度評估。如CARDC的王剛等[13]分析了激波風洞氣動力試驗的主要誤差源，開展了激波風洞氣動力試驗不確定度分析。

而CAAA的陳河梧等[14]開展了高超聲速風洞測力數據的關聯研究，通過比較分析法研究了AGARD B標模在CAAA的FD-07 風洞中氣動力測量數據與其他高超聲速風洞設備測量結果的相互關聯。此外，CAAA的賈區耀等[15-16]還開展了“天空飛行與地面風洞實驗動態氣動相關中的雷諾數影響”等研究工作。

目前，國內正在相關工程項目的支持下，開展高超聲速風洞試驗數據與飛行數據天地相關性的研究。這些研究工作，都將大大推進高超聲速風洞氣動力試驗數據的評估和數據利用工作。

2.4 高超聲速氣動力標模體系

“標模”為“標準模型”的簡稱，國外也稱為“校測模型”(Calibration Model)，主要用于在風洞中開展特定類型試驗，以考核風洞流場品質與測試能力、考察測量儀器設備(如天平、傳感器等)性能，以及進行試驗技術或測試技術驗證等。一直以來，我國采用的高超聲速風洞試驗標模HSCM(高超聲速標模)系列主要包括：

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

2) HSCM-2標模，為10°尖錐標模。

3) HSCM-3標模，為9°鈍錐標模。

4) HSCM-4標模，采用AGARD B標模。

根據我國各類高超聲速飛行器研制進度，發現上述標模已經不能完全反映采用新的氣動布局的高超聲速飛行器氣動力試驗對風洞流場品質的要求，需要針對特定的高超聲速飛行器氣動布局形式或外形結構特點發展新的高超聲速氣動力標模體系。目前，國內已開展了多種新的氣動布局形式的氣動力標模系統研究，主要包括兩類：一類是高升阻比氣動布局標模，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模。目前，已經開展了國內不同風洞標模基準數據測量試驗和數據綜合分析工作。這兩類標模的建立，為CFD驗證確認、風洞流場品質評估等提供了新的參考依據。

3 氣動力試驗設備及技術發展探討

空氣動力學將向精細化方向發展。精確打擊武器的精確制導、新型機動戰略彈頭設計、高超聲速飛行器設計等，都需要準確的氣動力/熱數據，從而需要空氣動力學研究、風洞試驗和模擬技術更加精細，包括模型、流場品質、測量設備、湍流/邊界層轉捩控制、數據修正方法等方面。

3.1 高超聲速氣動力試驗設備發展趨勢

國外的空氣動力學經過多年的發展，數值預測能力已得到充分加強，風洞試驗需求有所減少，風洞利用率和風洞試驗次數均呈逐年下降的趨勢，未來將更加強調數值計算、風洞試驗和飛行試驗三大手段的融合[17-18]。由于我國計算空氣動力學的研究水平與國外發達國家還存在一定差距，因此對高超聲速風洞設備試驗能力的需求在一段時間內還將持續存在。但是，必須看到世界上空氣動力學學科發展的總體趨勢，要加強計算空氣動力學和模型飛行力學的建設，促進三大手段融合發展。

結合我國高超聲速飛行器技術未來一段時間內對風洞試驗的需求以及國外相關發展趨勢的分析，高超聲速氣動力試驗設備的發展將呈現以下幾個方面的需求或特點[18]。

1) 對現有高超聲速風洞的利用。現有風洞在可以預見的未來幾十年仍將被充分利用，但在改善和提高流場品質、采用新的測試技術、配置新的測量設備、改進試驗技術和降低試驗數據不確定度方面還需要開展大量工作。

2) 對于大尺度高超聲速風洞的需求。由于各種新穎的高超聲速飛行器氣動布局的采用，高超聲速飛行器的外形日趨復雜，如吸氣式高超聲速飛行器等，為更好地模擬進氣道的流動狀態，對風洞試驗模型的尺度要求更大，對高超聲速風洞的尺寸提出了更高要求。新建的1 m量級甚至更大尺度的高超聲速風洞可逐步滿足這方面的需求。

3) 對高超聲速靜音風洞的需求。人們已認識到，不僅氣動聲學研究需要“安靜”的風洞，任何高品質的風洞都需要“靜音”。因為試驗氣流噪聲對流場品質和模型表面流態的影響已不能再被忽視。沒有一流的風洞流場品質，風洞試驗的精細化就失去了基礎。在21世紀，噪聲問題已不僅僅是聲學風洞才需要深究的問題，新建的任何風洞都需要高度重視風洞噪聲問題。而國內目前只有小尺度的、個別馬赫數(Ma=6)的低噪聲風洞，遠不能滿足研究要求；此外，對于現有高超聲速風洞進行降噪處理、提高流場品質也是迫切需要研究的問題。

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

5) 綜合利用信息、網絡技術和數據庫等，實現風洞試驗高度自動化水平、綜合功能與服務共享，提升風洞試驗的效率和效能。

3.2 氣動力風洞試驗相關技術發展趨勢

未來高超聲速氣動力風洞試驗相關技術發展趨勢歸納起來主要有以下幾方面[17]。

1) 傳統測量手段的精細化。包括常規應變天平等在內的傳統高超聲速風洞氣動力測量手段，將在提高系統可靠性、指標穩定性、提高抗干擾能力和減小測量不確定度等方面達到更高要求，并不斷以更精確、更高效和更經濟的測量手段淘汰低效費比的陳舊技術。

2) 先進測試/測量技術的發展。需要發展新的氣動力測量手段和技術，包括滿足高超聲速風洞試驗環境條件和測量技術指標要求的先進測量技術，如新型天平技術、MEMS剪應力傳感器技術，以及模型姿態高精度直接測量技術等，目的是提高氣動力試驗數據的質量、降低不確定度。

3) 采用新的模型技術。風洞模型的設計制造直接影響模型的質量、加工周期和成本，進而影響風洞試驗的數據質量、效率、周期和成本。而現有的模型設計、制造安裝方法、調整方式是造成風洞試驗周期長、效率低的重要原因。未來需要發展模型快速成型技術，借助CAD輔助設計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，隨著精密機電技術和控制技術的發展，使得在高超聲速風洞中采用模型運動部件(如空氣舵等)遙控技術成為可能，這將大大提高風洞試驗效率。

4) 發展高超聲速風洞“虛擬飛行”試驗技術。未來高超聲速飛行器的氣動布局和控制方法將日益復雜，可能導致飛行耦合現象嚴重。風洞虛擬飛行試驗是指在風洞試驗中模擬飛行器氣動/運動/控制耦合條件下的飛行狀態，并測量飛行器氣動和運動參數，檢驗飛行器動態響應和操縱控制特性，實現氣動/飛行力學一體化，以研究飛行器氣動/運動/控制耦合機理，揭示飛行器的動態氣動特性，是驗證或評估飛行器控制系統效能的有效手段。

5) 現代實驗設計(MDOE)方法在風洞氣動力試驗中的應用。目前，風洞試驗普遍采用的方法是調整風洞流場各參數到預定值，然后在只改變模型一個變量(如攻角)、鎖定試驗模型其余姿態變量的條件下，獲取隨該變量變化的模型氣動性能，這就是OFAT(一次一個參數變化)方法。該方法是風洞試驗領域長期以來普遍采用的方法，通常也稱為“傳統設計的方法”。該方法試圖通過覆蓋面盡可能廣的試驗參數組合來測量某變量對氣動載荷的影響，所看重的是直接大量獲取風洞試驗數據，強調通過改進風洞模擬的真實性和測試手段來提高試驗數據的精準度。而MDOE方法則以形式實驗設計為基礎，通過做少量必要的風洞試驗來建立科學推論。該方法強調通過合理設計試驗和精選少量精準度高的試驗來提高數據獲取的精準度。NASA針對某型飛機風洞試驗的研究結果表明，根據MDOE方法的質量保證策略，試驗數據量減少80%，風洞吹風時間減少50%[19-20]。

6) 虛擬現實技術在高超聲速風洞氣動力試驗中的應用。通過該技術，可以提前對風洞試驗設計進行檢驗，對試驗模型尺度、支撐方式與模型安裝位置、模型姿態變化范圍、風洞運行參數和試驗安全性等進行評估，以便在試驗設計時就對風洞試驗中存在的風險進行有效的控制，提高試驗成功率和效率。

4 結束語

高超聲速氣動力試驗設備與試驗技術一直都是高超聲速飛行器研制和高超聲速技術發展的重要技術基礎，未來還將繼續發揮重要作用，必須根據我國高超聲速技術發展的需求加強高超聲速氣動力試驗設備體系建設與試驗技術研究。同時，高超聲速氣動力試驗技術的發展還需要加強與其他研究手段的融合，并充分利用創新的技術手段和科技成果，不斷提高效率、降低試驗成本，提供更為可靠的風洞試驗數據。

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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; 網絡出版時間： 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. 高超聲速風洞氣動力試驗技術進展[J]. 航空學報， 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：空氣動力學、風洞設備與試驗技術、風洞天平技術。

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