寬速域高超聲速氣動熱風洞理論與技術挑戰

高亮杰 錢戰森 王璐 辛亞楠

摘要：隨著可重復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洞同時具備低擾動、寬馬赫數運行、復現總溫、氣體無污染以及長的有效運行時間等模擬能力。概述了寬速域脈沖型風洞發展現狀，對比分析了以Ludwieg管風洞原理運行的優勢及所面臨的挑戰，并針對“可實現性”“可用性”及“好用性”問題，提出了相應的解決措施。

關鍵詞：寬速域氣動熱風洞；管風洞；疊加驅動；層流雙噴管

中圖分類號：V211.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.008

可重復使用高超聲速巡航飛行器是航空航天領域發展的重要方向，具有重要的戰略意義。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，在諸多領域面臨更大的技術挑戰，包括推進、機體/推進一體化、尺寸、材料等。特別是長航時性能要求，對飛行器結構輕量化設計提出挑戰，需要全機結構系數有量級上降低[1]。由于氣動加熱現象存在，當飛行器速度為馬赫數3時，其駐點溫度為600～700K，速度進一步提升到馬赫數6時，其駐點溫度可到1700K，寬速域飛行使得載荷條件更為嚴酷，會顯著增加飛行器需要進行熱防護或熱管理的面積，導致重量和成本增加。因此，準確預測飛行器寬速域氣動熱特性變得極其重要。

氣動熱風洞是從事高馬赫數飛行器研制和氣動熱力學研究最基本的試驗設備，作用是在盡可能復現飛行環境條件下，結合先進測試技術，獲得飛行器模型表面氣動力/熱參數，從運行方式上可以分為連續型（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）。從設備構成看，脈沖型設備結構簡單、驅動功率小、具有寬廣的馬赫數和雷諾數運行范圍等已成為高超聲速飛行器氣動熱研究的理想設備。主要體現在：無須單獨配備供排氣系統，其固有運行方式有效降低了對附屬系統要求，同時可避免管道、閥門等造成的附加損失；易于將試驗介質加熱、加壓到高狀態且調節方便；設備本體結構耐熱時間要求短（一般在十幾到百毫秒量級），無須專門冷卻或防隔熱系統。

脈沖型風洞運行方法主要由其驅動形式決定，典型的有激波風洞、炮風洞、管風洞以及激波膨脹管等幾類，其中激波風洞還可以進一步分為爆轟驅動、自由活塞驅動以及加熱輕氣體等[2]。隨著光電科學、傳感器及采集技術發展，國內外在脈沖型風洞設計及試驗技術上均取得了長足進展，其中最具代表性的是美國卡爾斯潘（CALSPAN）的LENS系列風洞，形成了覆蓋寬速域大空域的試驗包線。隨著可重復使用高超聲速巡航飛行器需求的增加，亟須脈沖型風洞具備中低馬赫數段運行能力，特別是需要具有跨多個馬赫數（馬赫數3～6）運行能力。本文概述了寬速域脈沖型風洞發展現狀，探討了寬速域高超聲氣動熱風洞能力要求及其運行方式，對比分析了以Ludwieg管風洞原理運行的優勢及所面臨的挑戰。

1寬速域高超聲速氣動熱風洞運行方式

1.1寬速域脈沖型風洞發展現狀

為了滿足寬速域飛行器對試驗能力的要求，國內外研究機構開展了大量研究工作，特別是在拓展脈沖型風洞運行包線方面取得了系列研究成果。

（1）JF-12長時間爆轟驅動激波風洞

常規激波風洞能提供的有效試驗時間極其有限，一般為幾毫秒到幾十毫秒。為了滿足超燃沖壓發動機試驗需求，實現高超聲速地面推進模擬，中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室（LHD）開展了系列延長激波風洞試驗時間的技術探索。基于爆轟理論，提出正/反向爆轟驅動技術：成功研制了JF-12反向爆轟驅動激波風洞（見圖1），獲得有效試驗時間長達100ms，具有復現25～50km高空，馬赫數為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動超高速激波風洞JF-22正在建設中。

（2）LENS II風洞能力擴展

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

（3）CARDC脈沖燃燒風洞

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

（4）FL-63組合式寬馬赫數風洞

基于激波管原理發展起來的脈沖型風洞運行范圍向中低馬赫數拓展時，均需以犧牲設備有效運行時間及流場品質為代價，且重復性差。而以Ludwieg管原理運行的管風洞對噴管收縮比要求相對較低，在中低馬赫數運行條件下具有明顯優勢。結合兩種運行模式優勢，航空工業空氣動力研究院提出了一種激波風洞與Ludwieg管組合運行模式（見圖4），可復現馬赫數3.0～4.5的飛行條件總溫，有效試驗時間150ms，同時具備馬赫數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洞能力要求

邊界層流態及其轉捩位置的準確預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洞更多需要考慮寬速域轉捩問題研究的需要。首先要求能復現飛行條件的總溫，對于欠溫運行的風洞，其得到的氣動力/熱特性及規律，可能與真實情形存在一定偏差，尤其是轉捩對氣動熱的影響特性偏差更大[8-9]。其次試驗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/發匹配等含內流的試驗，對風洞的運行時間有一定要求，運行時間過短可能導致模擬結果失真，因此模擬設備應有盡可能長的有效試驗時間。還有最重要的一點就是要求試驗設備能再現飛行環境的背景擾動水平。

再現低的背景擾動水平，即是要控制試驗段的來流脈動，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，一般對于該類風洞，都直接體現為控制試驗段來流壓力脈動量。然而，在當前無論數量還是規模都占有絕對優勢的常規超/高超聲速風洞及激波風洞中，試驗段來流脈動量級可達5%[10]，通常比實際飛行環境高出1～2個數量級，對模型表面邊界層流態及氣動力/熱特性有顯著影響。試驗結果與飛行數據的對比分析結果表明，試驗段背景擾動對模型壁面轉捩雷諾數影響較大，且不同風洞由于擾動水平存在差異，試驗結果不一致。

再現寬速域飛行環境，即要求設備能夠復現高馬赫數真實流動參數（溫度、壓力等）的同時又具備中低馬赫數模擬能力，實現在一座設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數據的一致性。此外，對于脈沖型風洞，洞體振動對流場品質，特別是壓力脈動量的影響不容忽視，縮短驅動段/被驅動段管體長度會影響有效試驗時間，因此在保證一定的有效運行時間下，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洞能力的具體要求為：低擾動、寬馬赫數運行、復現總溫、氣體無污染以及長的有效運行時間。

1.3運行方式對比分析

分析國內外寬速域脈沖型風洞和高馬赫數低湍流度風洞研究進展[11]，可以看出：

（1）寬速域脈沖型風洞多基于激波風洞改進發展而來，雖然在復現高焓流動方面體現出了巨大吸引力，但由于存在“大喉道效應”，被驅動管徑與噴管喉道尺寸不匹配，使得基于激波管原理發展起來的激波風洞很難運行到馬赫數5以下，為了擴大風洞使用范圍，需以犧牲有效運行時間或噴管尺寸及流動品質為代價。同時，運行過程中管體內部存在著非定常波系流動結構與管體的耦合作用、高壓破膜等強干擾現象，使得流場擾動較大，通常高于常規暫沖式高馬赫數風洞，且很難降低湍流度。

（2）目前發展的高馬赫數噪聲風洞設計技術重點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生的隨機小擾動等，分別建立了高性能穩定段和層流噴管設計方法。由于吹-吸式風洞不可避免的供氣擾動，使得噴管尺寸較小，且實際運行雷諾數較低。同時，現有的高馬赫數低噪聲風洞多為“欠溫運行”，來流氣體加溫僅為了防止試驗段氣體出現冷凝，并不能復現實際飛行環境下的總溫。復現飛行環境的高溫條件下，由于溫度不均勻產生的熵波變得重要，現有的設計方法或消擾措施均未考慮溫度效應的影響。

表1給出了不同運行方式風洞的性能對比。可以看出，Ludwieg管類風洞作為一種特殊的脈沖型設備，在有效試驗時間、介質純凈度、流場湍流度三方面均具有較好的表現，但受到加熱及驅動形式的影響，很難復現高馬赫數的總溫。

綜上所述，基于Ludwieg管風洞原理發展同時滿足低擾動、寬馬赫數運行、復現總溫、氣體無污染、長的有效運行時間等多方面要求的脈沖型風洞具有明顯優勢，但需要重點解決以下問題。

（1）“可實現性”問題

“可實現性”問題，即如何復現寬馬赫數范圍內的飛行總溫，以工作馬赫數范圍在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范圍內尺寸匹配條件，噴管設計必須考慮到寬馬赫數風洞實際運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。不同運行馬赫數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不同馬赫數所對應噴管的喉道尺寸成為設計難點；另一方面是噴管口徑與模型尺寸匹配。減小低馬赫數噴管的出口尺寸是目前脈沖型風洞拓展運行包線范圍最常用的方法，由于模型最大允許堵塞比隨運行馬赫數上升而增大，給試驗模型縮比尺度的確定造成困難。

（3）“好用性”問題

“好用性”問題，即如何實現噴管層流化，同時抑制溫度擾動。由于Ludwieg管風洞特有的結構形式和運行原理，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，溫度擾動對轉捩的起始位置、湍流/化學反應相互作用等物理化學現象均有較大影響，如直接數值模擬和試驗均顯示5%量級的溫度擾動可造成反應產物質量約30%的脈動。

2基于疊加驅動的寬速域高超聲速氣動熱風洞

借鑒激波風洞的驅動形式（加熱輕氣體驅動和自由活塞驅動），發展了兩種Ludwieg管風洞加熱技術：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段氣體發生冷凝，不能滿足復現飛行總溫的需求。

基于上述兩種加熱方式，針對寬馬赫數范圍對焓值的要求不同，提出一種管外預加熱[14]與慢活塞絕熱壓縮疊加組合式加熱驅動技術[15-16]。風洞驅動管體分為三部分，包括慢活塞驅動段、冷管段和管外預加熱段。電阻式管外預加熱段靠近下游噴管一側，慢活塞驅動段位于管體的最上游。設備運行過程如下：低馬赫數運行時（Ma3～4.5），慢活塞驅動段用隔離膜片封閉，僅使用冷管段和管外預加熱段部分管體。根據運行溫度和壓力（Tmax≤900K；pmax≤1.5MPa），關閉高溫隔離裝置，分別向冷管段和管外預加熱段充入不同壓力的常溫氣體（壓力比由初、末狀態溫比確定）。對熱管內氣體進行外部加熱，當管內氣體達到運行溫度要求時（熱管內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。

高馬赫數運行時（Ma4.5～6），同時使用三段管體（無隔離膜片），先開啟管外預加熱，當管內氣體溫度達到一定值，同步開啟高溫隔離裝置和調壓閥，在壓差作用下活塞釋放，通過非定常絕熱壓縮進一步提升試驗氣體溫度（Tmax≤1750K），當活塞恰好在驅動段下游停止時（理想活塞運行），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洞尺寸匹配技術

3.1雙噴管原理與設計準則[17]

在傳統噴管設計方法基礎上，提出一種串列噴管結構形式。圖6給出了串列噴管與管風洞連接示意圖，其中串列噴管由上下游兩個設計馬赫數不同的型面噴管（喉道面積分別為A1*和A2*）和過渡段組成，根據喉道面積比不同可以對其內部流動狀態進行分類。

3.2雙噴管工作特性[18]

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

在初始高壓比條件下，第一喉道處首先達到聲速，在后續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，當進入等直段后，前緣壓縮面脫離了主體波系結構，以更快的速度向下游運動，并演變成平面波，整個流場中波系結構的演變與單噴管Ludwieg管風洞類似。

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

與激波風洞雙波結構、單噴管Ludwieg管風洞單波結構不同，雙噴管出現了起動激波弱化現象：沒有出現明顯的頭波進入試驗段，整個主體波系結構連續過渡。該現象有利于基于動態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洞低擾動實現技術

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計是低噪聲風洞噴管的關鍵技術之一。抽吸槽設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，需要進行型面匹配；二是抽吸槽入口構型選擇，決定了在抽吸通道內是否會出現分離泡等，一旦分離泡出現將給下游流場帶來嚴重影響。根據經驗，抽吸槽抽吸情況可以分為強抽吸、弱抽吸和適度抽吸，其中適度抽吸可以抑制分離泡產生；三是排移通道設計。因此層流化噴管設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，并進行適當匹配，保證噴管性能最優。

4.2層流雙噴管結構

綜合考慮層流噴管和雙噴管優勢，將層流化噴管的設計思路引入到雙噴管的設計中，發展新的層流化雙噴管設計方法，利用雙喉道之間的穩定空間發展擾動消除技術，總體設計分為三段（見圖8）：一是穩定前段，包括大角度擴散段、消音隔板和吸聲段，用于減小噪聲；二是穩定中段，用于減小渦擾動；最后是穩定后端，用于流場自然過渡，進一步降低進入噴管收縮段前的總擾動。穩定空間內部阻尼及消擾結構的設計不同于常規風洞穩定段（低速流動環境），由于處于激波串下游，流速快且不均勻，為了抑制溫度擾動，需要對應布置非對稱結構，利用摩擦管長度上的差異增強摻混，降低非均勻梯度。圖9為層流雙噴管示意圖。

5結束語

寬速域高超聲速氣動熱風洞獨特性能優勢已使其成為可重復使用高超聲速巡航飛行器研制中不可或缺的試驗設備。Ludwieg管風洞作為一種特殊形式的脈沖設備，由于運行原理簡單、拓展性強等特點，已在亞/跨/超/高超聲速領域得到了應用，體現出了寬馬赫數運行能力。但要在滿足寬速域高超聲速氣動熱風洞的性能要求，需要在設計方法上有所突破：

（1）疊加驅動理論。能夠滿足寬速域范圍內復現飛行環境總溫的要求。

（2）雙噴管技術。解決風洞寬速域運行問題，并存在特殊的起動激波弱化現象。

（3）層流雙噴管技術。結合層流噴管與雙噴管的優勢，可保證寬速域運行條件下低擾動特性。

參考文獻

[1]全棟梁，時光輝，關成啟，等.結構優化技術在高速飛行器上的應用與面臨的挑戰[J].力學與實踐，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，李進平，趙偉，等.長試驗時間爆轟驅動激波風洞技術研究[J].力學學報， 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.一種新運行方式脈沖燃燒風洞研制及初步應用[J].實驗流體力學， 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.脈沖燃燒風洞測力天平研制與應用[J].實驗流體力學， 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.高超聲速流動穩定性及轉捩工程應用若干研究進展[J].空氣動力學報，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，錢戰森，王璐，等.高馬赫數低噪聲風洞層流噴管設計與性能評估[J].航空科學技術，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，錢戰森，王璐，等.寬馬赫數路德維希管風洞及其關鍵技術[J].南京航空航天大學學報，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，錢戰森，王璐，等.一種寬馬赫數高焓管風洞驅動管體：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，錢戰森，王璐.寬Ma數脈沖型風洞噴管尺寸匹配技術研究[C]//第十七屆全國激波與激波管學術會議，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，錢戰森，王璐.寬馬赫數路德維希管風洞噴管起動過程分析[C]//第十八屆全國激波與激波管學術會議，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：高速實驗空氣動力學。

Tel：024-86566766

E-mail：gaolj002@avicari.com

錢戰森（1983-）男，博士，研究員。主要研究方向：高速空氣動力學。

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。

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

辛亞楠（1985-）男，碩士，工程師。主要研究方向：試驗設備設計。

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