磁浮飛行風洞試驗技術及應用需求分析

倪章松，張 軍，*，符 澄，王邦毅，李 宇

(1. 成都流體動力創(chuàng)新中心，成都 610072；2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設備設計與測試技術研究所，綿陽 621000)

0 引言

超高速軌道交通是未來軌道交通領域的重要發(fā)展方向。在國家“十四五”規(guī)劃中指出，要大力發(fā)展軌道交通，推進CR450高速度等級中國標準動車組重大技術裝備的研發(fā)。國家鐵路局表示在接下來的《“十四五”鐵路發(fā)展規(guī)劃》中，要推動時速400 km級高速鐵路關鍵技術、600 km級高速磁懸浮系統(tǒng)技術儲備等重大科技研發(fā)，突破關鍵技術[1]。由中國中車股份有限公司承擔研制、具有完全自主知識產(chǎn)權(quán)的時速600 km高速磁浮交通系統(tǒng)于2021年7月20日在中車青島四方機車車輛股份有限公司下線，見圖1。

圖1 600 km/h高速磁浮下線[1]Fig. 1 A 600 km/h high-speed maglev train[1]

在高速軌道交通研究中，由于一些復雜流動對高速列車幾何外形、運動狀態(tài)、流動邊界條件和外界擾動都異常敏感，流動模擬的相似參數(shù)要求很高，理論分析和數(shù)值模擬難度較大，其氣動力及相關結(jié)構(gòu)、控制等問題都必須依靠風洞試驗來解決。真空管道超高速列車的研究正面臨著一系列特殊環(huán)境下的復雜空氣動力學問題，如超高速氣動力精確預測及一體化設計、湍流減阻、邊界層轉(zhuǎn)捩、激波測量等，對風洞試驗的流場動態(tài)特性、低擾動特性以及特種模擬能力提出了更高的要求[2-6]，必須依靠新型磁浮飛行風洞技術和配套的試驗技術加以解決[7-9]。

1 磁浮飛行風洞基本概念

1.1 原理

磁浮飛行風洞是利用真空管道列車概念結(jié)合超聲速動模型試驗技術提出的一種新概念風洞設備[10]。其原理是在一段封閉的直線長管道內(nèi)安裝磁浮驅(qū)動模型運動機構(gòu)，結(jié)合采用電磁懸浮、驅(qū)動、控制、導向等特殊技術系統(tǒng)和環(huán)境維持及空氣動力學測量等特種設備，在真空或非真空管道內(nèi)開展風洞試驗，構(gòu)建接近真實條件的“體動風靜”試驗狀態(tài)。相比傳統(tǒng)風洞其試驗環(huán)境更接近真實模型運行條件，能有效模擬高速列車及各類飛行器等設備在特種運動狀態(tài)下的空氣動力學現(xiàn)象。試驗模型安裝在測試平臺上高速運動，通過改變模型運動機構(gòu)的加速度及加速時間來實現(xiàn)運行馬赫數(shù)的精確調(diào)節(jié)和控制，可模擬模型的快速加減速過程，得到速度急劇變化時的氣動現(xiàn)象。磁浮風洞模型加速能力強，試驗馬赫數(shù)范圍可涵蓋極低速到超聲速范圍，通過調(diào)節(jié)管道內(nèi)氣體壓力可實現(xiàn)運行密度的大范圍調(diào)節(jié)，滿足試驗設備連續(xù)變馬赫數(shù)、寬雷諾數(shù)范圍、低噪聲、低湍流度、高空深空、特殊氣體介質(zhì)等空氣動力學及其交叉學科的試驗研究需求[11-13]。

1.2 構(gòu)成

磁浮飛行風洞由洞體機械系統(tǒng)、磁浮系統(tǒng)、測控系統(tǒng)、輔助系統(tǒng)及建筑工程等組成，其試驗過程中磁浮系統(tǒng)驅(qū)動試驗模型在等截面、直線、密閉管道內(nèi)做加速、勻速及減速運動開展空氣動力學動模型試驗。

風洞洞體包括洞體管道（含開槽壁試驗段及駐室、隔離段、隔離門等）、軌道鋼結(jié)構(gòu)基礎、軌道及模型驅(qū)動承載平臺。管道內(nèi)氣體介質(zhì)通過隔離段及隔離門與外界隔離，實現(xiàn)對風洞測試環(huán)境氣體介質(zhì)與外界環(huán)境的隔絕。

磁浮系統(tǒng)用于搭載開展空氣動力學試驗模型，包含懸浮架平臺、懸浮系統(tǒng)、牽引系統(tǒng)、制動系統(tǒng)、監(jiān)測與通信系統(tǒng)等。磁懸浮技術利用磁力克服模型重力作用，實現(xiàn)對試驗模型的無接觸式支撐，有效避免了傳統(tǒng)形式下機械的磨損與振動。比較成熟的磁懸浮技術包括電磁懸浮（EMS）與電動懸浮（EDS），可實現(xiàn)大重量下試驗系統(tǒng)及模型在管道內(nèi)的懸浮能力。牽引系統(tǒng)包含驅(qū)動電機系統(tǒng)及測速定位系統(tǒng)，通過超導空芯直線同步電機為懸浮平臺提供牽引力以實現(xiàn)運行馬赫數(shù)的控制。

測控系統(tǒng)控制風洞各種設備工作，主要包括風洞運行控制系統(tǒng)、風洞參數(shù)測量系統(tǒng)等。風洞控制系統(tǒng)包括壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)、輔助控制系統(tǒng)、運行管理系統(tǒng)等，滿足對信號檢測系統(tǒng)、網(wǎng)絡通訊系統(tǒng)的監(jiān)測，實現(xiàn)風洞壓力、總溫、相對濕度等數(shù)據(jù)的實時或延時儲存和傳輸。

輔助系統(tǒng)包括抽真空系統(tǒng)、駐室抽氣系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、氣體置換系統(tǒng)等，實現(xiàn)風洞中氣體壓力從1 kPa至100 kPa范圍調(diào)節(jié)；消除由于管道長度有限，模型在有效空間內(nèi)高速條件下管道端部的影響；替換管道內(nèi)空氣或者無腐蝕重氣體等功能。

1.3 技術難點

磁浮飛行風洞采用磁浮驅(qū)動技術在真空管道內(nèi)實現(xiàn)“體動風靜”的動模型試驗。國內(nèi)大型磁浮風洞領域尚屬空白，試驗模型懸浮驅(qū)動技術、風洞空間動力設計技術、試驗測量技術等尚不成熟。

磁浮驅(qū)動技術方面，磁浮飛行風洞采用的超導直流同步電機需具有超大功率、大推力、短時大電流過載等特點，電機制造與驅(qū)動、超導勵磁線圈等方面具有一定挑戰(zhàn)；空氣動力設計技術方面，磁浮飛行風洞存在消除擾動波和激波干擾及傳播、抑制“活塞效應”、控制噪聲傳播及反射等關鍵問題，是風洞設計需要攻關的技術難點；試驗測量技術方面，磁浮飛行風洞存在測試時間窗口期短、試驗過程中模型處于高速運動的狀態(tài)，傳統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)測量手段以及固定式測量方法使用存在一定困難。

2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

相對于傳統(tǒng)風洞試驗采用的“體靜風動”運行方式[14-15]，“體動風靜”的動模型試驗技術需要驅(qū)動模型在低阻力滑軌上運動，從而開展相關空氣動力學試驗。為了滿足先進軌道交通以及飛行器的高速度和高加速度試驗需求，電磁彈射、磁懸浮驅(qū)動、橡筋彈射和壓縮空氣炮發(fā)射等關鍵推進技術不斷成熟，同時動模型試驗技術也在持續(xù)發(fā)展。當前比較成熟的動模型試驗設備主要包括火箭橇和列車動模型設備。

2.1 火箭橇技術研究現(xiàn)狀

火箭橇試驗將試驗模型固定于火箭橇試驗滑軌上，通過火箭推進滑車及試驗部件實現(xiàn)高速氣流環(huán)境、高加（減）速度作用和一些特殊環(huán)境的綜合性試驗。主要用于航空、航天及高科技領域的科學試驗研究，能夠?qū)崿F(xiàn)精確制導、彈射救生、航空生理、高過載、雨蝕、碰撞、穿甲、爆炸沖擊等多種試驗任務[16]。

火箭撬試驗技術在第二次世界大戰(zhàn)期間被提出，1945年，美國愛德堡空軍基地首先建成一段670 m長的滑軌。20世紀，美國霍洛曼空軍基地建成了世界上最長的火箭撬滑軌，全長15.48 km，最大馬赫數(shù)可達8.5，如圖2所示。近年來，美國在霍洛曼空軍基地開始了火箭橇的“超導懸浮+火箭推進”新技術研究工作。在600 m長的軌道上，實現(xiàn)了馬赫數(shù)1.2的試驗速度[17-21]。

圖2 美國霍洛曼空軍基地火箭橇滑軌[19]Fig. 2 The rocket sled at Holloman Air Force Base [19]

1987年，我國建成了國內(nèi)第一條、也是亞洲唯一的火箭橇滑軌[22]。1997年，我國歷時十年建成了全長3132 m，間距1.435 m的高精度火箭橇滑軌。該滑軌在承載最大重量4 t時的最大設計馬赫數(shù)為1.2。21世紀初，我國對上述火箭橇進行了擴建，長度達6.2 km，最高馬赫數(shù)可達2.8[23-25]。

火箭橇試驗是風洞試驗的重要補充，在推進能力和試驗馬赫數(shù)上取得了很大的技術提升，但火箭橇試驗也存在一些瓶頸問題。例如滑車與鋼軌機械接觸，滑車高速運行時，車軌之間的振動沖擊達100g甚至更高，不僅影響測試信號的可信度，還容易對鋼軌造成永久性的破壞，并存在一定的安全隱患。此外，由于試驗是在地面進行，火箭尾氣的排放需求不允許將試驗軌道封閉起來，因此大氣環(huán)境無法像風洞一樣進行調(diào)控，大大降低了試驗的相似度；另外，采用火箭速度曲線不能任意調(diào)控，單次試驗成本較高，試驗準備周期長，嚴重影響試驗效率。

2.2 常規(guī)動模型技術研究現(xiàn)狀

常規(guī)動模型試驗技術彈射方式主要有橡筋彈射式和壓縮空氣炮發(fā)射式。二者的動力源不同，但原理相似，運動過程分為三個階段：在橡筋彈力或壓縮空氣作用下的加速段、無動力慣性運動段（模擬試驗區(qū)）、制動減速段。

英國伯明翰大學建成的研究型動模型裝置采用橡筋彈射實現(xiàn)模型加速。在試驗段附近設置風扇，用于模擬側(cè)風對車輛的影響以及風對車輛滑流的影響。該試驗平臺可以實現(xiàn)列車通過時的壓力測量、滑流試驗、側(cè)風試驗、隧道試驗等研究[26-27]。日本Kobayasi物理研究所的研究人員建立了小型高速列車壓力波測量裝置，采用壓縮空氣炮發(fā)射實現(xiàn)模型加速。發(fā)射系統(tǒng)由氣罐和加速管組成，壓縮空氣儲存在與加速管相連的儲氣罐中。列車模型放置在加速管內(nèi)，從儲氣罐排出的壓縮空氣推動列車模型。列車模型從加速管中彈出后，在金屬軌道上通過試驗段。然后進入制動管，制動管利用列車模型自身壓縮的空氣逐漸使列車模型停止[28]。德國宇航中心采用融合古羅馬炮弩和航空母艦彈射器原理的液壓驅(qū)動彈射裝置對模型進行加速。如圖3所示，該裝置不需要在模型車上安裝對空氣動力學有干擾的附件，因此可以進行模型底部氣流地面效應的模擬。為了研究側(cè)風情況下的車輛穩(wěn)定性，優(yōu)化了側(cè)風試驗裝置（SWG），分析側(cè)風對移動車空氣動力特性的影響，同時還可以測量軌道附近物體上的空氣動力學誘導載荷。該平臺可以實現(xiàn)靜態(tài)和瞬態(tài)列車空氣動力學研究，如列車進入隧道時的壓力波等空氣動力學效應[29]。韓國建筑技術研究院的研究人員建立了電動機帶傳動彈射的小型列車動模型試驗平臺。模型車前后連接電纜，在導軌上前后移動，速度由裝有電力逆變器的驅(qū)動電機控制。列車以1 m/s2加速度加速到3 m/s后恒定速度運行，隨后以?1 m/s2的制動加速度停止。

圖3 德國宇航中心TSG平臺隧道試驗[30]Fig. 3 TSG platform at the German Aerospace Center[30]

國外主要單位所具備的動模型風洞及試驗平臺的性能和參數(shù)總結(jié)如表1所示。

表1 國外部分引導性動模型風洞及試驗平臺參數(shù)Table 1 Parameters of foreign moving-model wind tunnels

國內(nèi)開展列車動模型試驗技術研究和測試平臺建設的單位主要集中在中南大學軌道交通安全重點實驗室、中國科學院先進軌道交通力學研究中心和西南交通大學試驗中心等單位，以原理性、引導性設備為主。

西南交通大學試驗中心建立的列車動模型試驗裝置由以壓縮空氣為動力的空氣炮、模型列車、模型隧道、電控系統(tǒng)及列車模型回收系統(tǒng)組成。該套裝置的優(yōu)點是成本低、速度高；缺點是模型縮比大、雷諾數(shù)低、測試精度不高、模型列車上無法安裝測試儀器等，不能反映列車真實受到的空氣動力和瞬間壓力沖擊波[31]。中國科學院力學研究所提出了氣動活塞牽引的列車動模型加速方法，如圖4所示[32]。活塞置于加速氣缸內(nèi)，汽缸為一端開口另一端封閉的鋼管，封閉端開一小孔，使活塞上的桿件能夠與汽缸外的動滑輪組連接，動滑輪組再通過鋼絲繩與軌道上的動模型連接，采用牽引的方式實現(xiàn)對模型車的加速。

圖4 氣動活塞牽引加速方法[32]Fig. 4 An accelerator using air piston[32]

中南大學軌道交通安全重點實驗室建立了“列車氣動性能模擬動模型試驗裝置”。如圖5所示，試驗線全長164 m，分為三段：發(fā)射段、試驗段和減速段。在試驗段上可安裝各類隧道模型，用于列車交會和過隧道試驗。在該測試平臺上可模擬兩交會列車、列車與地面、列車與周圍環(huán)境之間的相對運動，再現(xiàn)高速列車交會、過隧道等空氣三維非定常可壓縮流動過程，獲得具有相對運動的列車空氣動力特性[33-35]。

圖5 中南大學列車動模型試驗裝置[33]Fig. 5 Train-model test device at Central South University[33]

國內(nèi)主要單位所具備的動模型風洞及試驗平臺的性能和參數(shù)總結(jié)如表2所示。

表2 國內(nèi)部分引導性動模型風洞及試驗平臺參數(shù)Table 2 Parameters of domestic moving-model wind tunnels

動模型試驗技術采用多種推進方式將試驗模型由靜止加速到測試工況，模型發(fā)射瞬間加速度達到最大值，隨后加速度明顯下降，導致試驗模型后期加速能力不足，且模型出口試驗速度難以精確控制。同時傳統(tǒng)推進方式誘發(fā)的噪聲明顯，影響設備效能的發(fā)揮及試驗精度。由于傳統(tǒng)試驗模型運載及推進方式存在一定限制，同時國內(nèi)列車動模型試驗臺試驗長度較小，模型縮比較大，一般用于開展基礎研究和原理試驗，難以開展工程級實車模型試驗。

2.3 磁浮動模型技術研究現(xiàn)狀

磁懸浮驅(qū)動由于載重量大、懸浮間隙大、摩擦能耗低，在動模型試驗方面具有良好的應用前景。

歐美等發(fā)達國家一直沒有停止對磁浮驅(qū)動技術的探索，尤其在超高速軌道交通和航空航天地面測試設備等領域，磁浮技術得到了初步的應用并取得了較好的使用效果，為我國發(fā)展磁浮飛行風洞提供了有益的借鑒。為了提高風洞對雷諾數(shù)的模擬能力，美國NASA經(jīng)過論證提出了高升力飛行風洞（HiLiFT）的概念，如圖6所示。

圖6 美國HiLiFT高升力飛行風洞概念圖[36]Fig. 6 A conceptual sketch of HiLiFT [36]

HiLiFT是利用磁懸浮推進技術推動試驗模型在含有靜止氣體介質(zhì)（空氣或氮氣）的管道中運動，采用氣體裝置控制設備實現(xiàn)介質(zhì)的溫控和增壓，滿足全尺寸飛機低速高雷諾數(shù)試驗的要求[36]。但由于當時磁浮技術發(fā)展水平的限制和建造成本等原因，該風洞并未實際建設，而基于電磁推進和懸浮技術推動動模型的試驗技術卻始終在發(fā)展之中。

2013年，美國特斯拉公司的馬斯克提出了時速1200 km的超級高鐵（Hyperloop）設想，這種方案選用感應板式電動懸浮結(jié)合真空管道的模式。隨后美國便成立了三家超級高鐵公司開展研發(fā)，其中Hyperloop One公司2016年在拉斯維加斯北部的沙漠中利用測試軌道測試了超級高鐵的推進系統(tǒng)（如圖7所示），測試車輛的推力加速度為2.5g，重量約680 kg，最高時速為644 km[37]。

圖7 Hyperloop全尺寸真空管道[37]Fig. 7 A full-size vacuum pipe of Hyperloop[37]

國內(nèi)磁浮驅(qū)動技術雖然起步晚，但近年來在中低速磁浮技術領域已經(jīng)取得了顯著的成果。我國在軌道交通領域已建成了多條中低速磁懸浮列車線路，并建立了一些原理性的磁浮驅(qū)動動模型試驗設備和測試平臺。國防科技大學從20世紀80年代便在國內(nèi)率先開展了磁浮技術研究，攻克了中低速磁懸浮控制技術并解決了工程化應用問題，并于2018年成功試驗了新一代磁浮工程樣車，時速達到160 km以上。北京航空航天大學提出了一種磁懸浮助推航天發(fā)射系統(tǒng)的概念，設計將單級入軌的運載器在較短的時間（～10 s）內(nèi)加速到較高的起飛速度（～0.7Ma）[38-39]。

西南交通大學于2014年研制出如圖8所示的真空管高溫超導磁懸浮環(huán)形試驗平臺，建成了側(cè)掛式高溫超導磁懸浮真空管道系統(tǒng)模型，軌道全長20.4 m，管道直徑6.5 m，模型車載重3.5 kg，穩(wěn)定運行速度102 km/h[40-42]。中車青島四方股份公司于2019年下線了時速600 km的高速磁浮試驗樣車。該樣車于2020年在上海同濟大學的磁浮試驗線上開展了系統(tǒng)聯(lián)合調(diào)試，目前試驗運行速度達到80 km/h。

圖8 高溫超導磁懸浮試驗平臺[41]Fig. 8 A high temperature superconducting maglev test platform [41]

國內(nèi)在動模型風洞及磁懸浮驅(qū)動系統(tǒng)方面已經(jīng)開展了部分研究，但磁懸浮及真空超導技術在動模型風洞中的應用以及高速磁浮技術的電機驅(qū)動、速度控制、管道消音等關鍵技術仍有待于進一步深化研究，提高工程實用性。目前，我國尚缺少成熟的大型磁懸浮飛行地面試驗和測試平臺，現(xiàn)有的磁懸浮驅(qū)動動模型試驗設備的尺寸、最高速度、試驗功能難以滿足高速列車及空天飛行器大型化、高速化、精細化的試驗需求。

2.4 發(fā)展趨勢分析

未來航空航天飛行器、先進軌道交通裝備高速化、大型化、復雜化的技術特征，對高品質(zhì)大型風洞提出了迫切需求，需要風洞具備更好的流場品質(zhì)、更低的氣流噪聲、更寬的馬赫數(shù)/雷諾數(shù)范圍、更強的試驗能力、更高的運行效率及更低的運行成本等。因此，需要在風洞運行原理、試驗原理上發(fā)展新的概念，實現(xiàn)風洞性能和試驗能力的突破。

磁浮驅(qū)動試驗平臺集合了傳統(tǒng)風洞和動模型試驗技術的優(yōu)點，可以實現(xiàn)馬赫數(shù)連續(xù)可變，雷諾數(shù)可調(diào)節(jié)，具備低噪聲和低湍流度模擬能力，在超高速軌道交通及航空航天領域的特殊空氣動力地面試驗研究中具有獨特試驗能力優(yōu)勢，具備廣泛應用前景。

3 試驗技術分析

磁浮飛行風洞采用磁浮驅(qū)動技術使模型在真空或非真空管道內(nèi)高速運動，模擬試驗設備真實運行環(huán)境，有效彌補傳統(tǒng)風洞試驗和現(xiàn)有動模型技術的不足，是未來開展高速超高速設備空氣動力學特性研究的理想平臺。但其試驗技術尚不成熟，亟需繼承并發(fā)展現(xiàn)有風洞及動模型試驗的測試技術、開展相關試驗研究。

3.1 氣動力精確測量

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[43]。傳統(tǒng)測力天平中應變式、壓電式天平由于其響應時間快、載荷范圍寬和模型適應能力較強等特點，在風洞氣動力試驗中應用廣泛[44]。根據(jù)天平與測試模型的相對位置關系，天平可分為外式天平和內(nèi)式天平。外式天平是把模型載荷傳遞到模型外再進行測量；而內(nèi)式天平裝在模型內(nèi)部，對模型載荷直接測量[45-47]。由于磁浮飛行風洞氣流靜止而模型運動，采用外式天平會有較大難度，因此擬采用內(nèi)式天平來測量模型的載荷。測量時，測量結(jié)果實時保存在存儲單元中，試驗結(jié)束后再導入計算機進行分析。

常用的內(nèi)式天平采用電阻應變片測量天平受力梁變形進而測量模型受力情況。電阻應變片存在嚴重的溫度效應問題，直接影響到試驗數(shù)據(jù)的準確性和可靠性。同時，電磁場也會對電阻應變天平的輸出信號產(chǎn)生干擾，因此電阻測力天平在磁浮飛行風洞中應用存在困難。光纖傳感器通過模型受力發(fā)生的光學性質(zhì)改變，來測量模型受力情況（如F-P應變計，F(xiàn)BG應變計等）。

基于光纖琺珀（F-P）應變傳感器其核心結(jié)構(gòu)由兩個反射面組成的F-P反射腔，兩塊相互平行的反射面內(nèi)表面的光學端面組成，之間的距離受應力作用而變化，如圖9所示[48]。

圖9 F-P光纖應變計原理圖[48]Fig. 9 A sketch of the F-P optical fiber strain gauge[48]

光在F-P腔內(nèi)傳播時，在兩個端面上發(fā)生多次的反射、透射，形成多光束干涉現(xiàn)象，如圖10所示[49]。將所有反射光和透射光振幅疊加。反射光和透射光強度與F-P腔長度、端面反射率等裝置的固有性質(zhì)相關。透射光譜隨著F-P腔長變化而變化。應變計所受應變通過F-P腔長度發(fā)生變化引起的檢測峰值點波長變化計算：

圖10 光束干涉現(xiàn)象[49]Fig. 10 A sketch of the optical fiber interference phenomenon[49]

光纖應變計其具有靈敏度高、響應快、可靠性好、抗電磁干擾、耐腐蝕、能在高溫環(huán)境中正常工作等優(yōu)點。采用光纖應變設計的光纖天平（見圖11）能解決傳統(tǒng)電阻應變天平溫漂大、抗干擾能力差、高溫不穩(wěn)定等缺點，能適應磁浮驅(qū)動飛行風洞中氣動力測量[50-52]。

圖11 基于F-P應變計的光纖天平[49]Fig. 11 An optical fiber balance based on F-P strain gauge[49]

3.2 湍流減阻測量

湍流減阻測量主要通過流動顯示技術、模型表面摩擦力測量技術等，研究湍流特征與減阻效果的聯(lián)系，開展湍流減阻原理試驗分析，支撐湍流減阻技術的進一步應用與發(fā)展。湍流減阻測量試驗流動顯示技術主要包含粒子圖像測速（PIV）、光子多普勒測試（PDV）、激光多普勒速度（LDV）。模型表面摩擦力測量技術主要包括熱線法、油膜干涉技術、基于微機電系統(tǒng)（MEMS）剪應力測量。

3.2.1 流場顯示技術

PIV測量技術是一種高效的非接觸式流場測量技術，其測量原理如圖12所示。在常規(guī)風洞試驗過程中，拍攝流暢區(qū)域粒子分布情況，來進行水平和縱向截面的測量。通過對測量剖面的圖片進行處理，繪制速度矢量圖和流線圖[53-55]。磁浮飛行風洞中，由于模型是運動著的，失蹤粒子的播撒及照片的連續(xù)拍攝較為困難，想要得到固定剖面的流場圖，可考慮在風洞管路沿程布置若干高速攝像站位及觀察窗來進行拍攝，激光器如何保證能覆蓋整個所測截面也需要進一步研究。

圖12 PIV測量原理圖[54]Fig. 12 A sketch of the PIV measurement[54]

磁浮風洞具有從亞聲速到高超聲速模型試驗能力，超聲速復雜流動PIV測試對光學部件、示蹤粒子跟隨性、示蹤粒子布撒技術提出特殊要求。隨著跨幀CCD相機和雙脈沖激光器可獲得亞微秒的時間間隔， PIV技術可以捕捉記錄1000 m/s量級流動速度的互相關圖像，逐漸應用于超聲速流動甚至高超聲速流動，但不可壓縮和連續(xù)流動粒子的基本運動關系的線性關系在高速流動中不再適用。需要進一步提升粒子跟隨性、提高激光器能量以增加信噪比，減小光學部件的跨幀時間、增加其空間分辨率。

3.2.2 表面摩擦力測量技術

MEMS壁面剪應力傳感器具有時間靈敏度高、尺寸小、能較長時間開展檢查的特點。主要有浮動單元式、熱傳遞式、流動阻塞式、基于超聲波和光學及其他MEMS傳感器。其中，熱膜傳感器體型小、應用廣、發(fā)展快，其主要基于對流換熱的原理，電流加熱貼附壁面的MEMS傳感器熱薄膜敏感元件，熱能在不同流動情況（壁面剪應力）下通過熱對流的形式轉(zhuǎn)移到流場中，引起熱敏電阻阻值的變化，如圖13。

圖13 MEMS傳感器[56]Fig. 13 A MEMS sensor[56]

通過測量熱敏電阻兩端的電壓變化，實現(xiàn)壁面剪應力的測量，如式（3）所示：

其中，E0是流體速度為0或無壁面剪應力輸入時的電壓值，E是有壁面剪應力作用在傳感器上時的電壓值，A、B、n是標定系數(shù)。

在磁浮飛行風洞中，能夠開展湍流減阻試驗的非穩(wěn)態(tài)研究，MEMS傳感器具有體積小、靈敏度高的特點，能夠很好地應用于磁浮飛行風洞試驗中，從而進行高速條件下湍流減阻試驗模型表面剪切力的測量。

3.3 邊界層測量

磁浮列車、高超速飛機、航天宇航器等設備運行過程中處于高速、低壓力環(huán)境。其邊界層流動與設備氣動、傳熱問題息息相關，是設備應用與發(fā)展的關鍵問題。風洞中邊界層測量需要通過一定手段準確測量轉(zhuǎn)捩點的位置及邊界層內(nèi)溫度，測量技術主要有基于流動顯示、壁面湍流測量、壁面剪切應力測量、脈動壓力測量及氣動熱測量等。

3.3.1 流動顯示

流動顯示主要包括煙流法、油膜法和絲線法。煙流法流動顯示技術分為單管煙流法和排管煙流法，基本原理是采用煙流發(fā)生器產(chǎn)生單股或者多股煙流作用于模型表面從而顯示流場狀態(tài)[57]。磁浮飛行風洞中由于模型是運動的，煙流發(fā)生器需要安裝在模型內(nèi)部，煙流的出口開在模型表面。

油膜法是通過將煤油、植物油與灰粉按一定比例混合調(diào)配形成類似于油漆的膠狀物質(zhì)，將其均勻的涂抹在試驗模型表面，形成一層油膜。在模型運動過程中，模型表面的流場將會改變油膜的狀態(tài)，通過拍照對比試驗前后油膜的變化就可以判斷流場的狀態(tài)，例如流動分離點的位置等[58]，如圖14所示為半球油膜法流顯圖。

圖14 半球油膜法流顯圖[59]Fig. 14 A flow field displayed by the hemispherical oil film method[59]

絲線法流態(tài)顯示技術是采用顏色鮮艷輕質(zhì)柔軟的普通絲線或熒光絲線粘貼于試驗模型表面，通過試驗中絲線的狀態(tài)顯示模型表面的流態(tài)。在磁浮飛行風洞中，可以直接開展油膜法和絲線法流動顯示試驗。

3.3.2 氣動熱測量

磁浮飛行風洞中開展試驗模型的氣動熱測量具有強烈的工程需要，且磁浮飛行風洞的氣動熱測量能夠借鑒并發(fā)展現(xiàn)有傳統(tǒng)風洞中的測量技術，如紅外熱像技術、溫敏漆技術、表面熱膜測量法、表面熱流測量法等。

紅外成像技術把被測目標所發(fā)出的紅外輻射，通過灰度級或偽彩色的熱圖像顯示，得到被測目標溫度場的非接觸測量技術。氣流流過被測件表面時，由于湍流邊界層內(nèi)不規(guī)則脈動產(chǎn)生的熱交換，被測件表面不同位置溫度不同。通過紅外探測設備，將被測件發(fā)出的紅外輻射信號轉(zhuǎn)化為視覺信號，模擬出被測件表面溫度的空間分布，最后形成熱像圖，從而觀察目標轉(zhuǎn)捩位置[60-61]。

紅外熱像探測在進行紅外識別時，輻射對比度定義為被測件和背景輻射出射度之差的絕對值與被測件和背景輻射出射度兩者最大值之比：

式中，C為輻射對比度；MT為被測件輻射出射度；MB為背景輻射出射度。

被測件和背景的有效輻射出射度分別為：

式中， εT為被測件發(fā)射率；εB為 背景發(fā)射率；σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數(shù)；TT為 為被測件表面溫度；TB為背景溫度。

溫敏漆技術是一種大面積測熱技術，它是利用溫敏材料的光致發(fā)光特性隨溫度的變化而變化的特點來進行模型表面溫度分布測量的光學測量技術。

應用溫敏漆技術在風洞開展測熱試驗，首先將溫敏材料噴涂于模型表面，將模型安裝于風洞內(nèi)。

試驗過程中采用大功率激光照射模型表面溫敏材料、同時采用高速攝像機對溫敏材料發(fā)光情況進行時序捕捉并通過高速采集裝置進行記錄。試驗后對采集數(shù)據(jù)進行量化分析，獲得模型表面的溫度、熱流分布特性，得到轉(zhuǎn)捩位置[62-63]。

在溫敏漆技術中，使用熱流傳感器來進行數(shù)據(jù)采集，其熱流計算公式為：

式中：qs為 模型表面熱流，ρ、c、k為溫敏材料熱物性參數(shù)，Ts為 模型傳感器測得模型表面溫度，t為試驗時間。

在磁浮飛行風洞中，試驗模型處于高速運動狀態(tài)，在此前提下，紅外成像技術以及溫敏漆技術能夠很好地應用于磁浮飛行風洞試驗中，從而進行高速條件下邊界層的轉(zhuǎn)捩測量。

3.4 激波測量

管道內(nèi)超高速軌道交通運行過程存在局部跨、超聲速流動，需要精確捕捉流場中的激波。高超速氣動問題的試驗中較為成熟的流場顯示技術主要有油膜法、絲絨法、PIV、紋影法等。其中紋影、陰影和干涉條紋技術，廣泛的應用于激波結(jié)構(gòu)的顯示，能給出密度相關的流場信息。

紋影法是利用空氣密度變化光線折射率的關系，使可壓縮流場中的激波、壓縮波等密度變化劇烈的區(qū)域形成可觀察、可分辨的圖像[64-65]。圖15所示為反射式平行光紋影系統(tǒng)光路圖。其中L1為凹面鏡，光源位于L1一倍焦距稍向外處，用于產(chǎn)生平行光。L2為紋影鏡。

圖15 紋影法原理圖[66]Fig. 15 A sketch of the schlieren method[66]

在平行光區(qū)域放置相物體，設入射到相物體的入射光強度為式（8）。通過相物體引起相位滯后的光強度可表示為式（9）：

式中，E0cos(ωt) 代表直射光，項是其他正負各級夫瑯禾費衍射光的總和，它含有φ，包含了相物體分布的信息，這兩項的相干疊加構(gòu)成了屏幕上相物體的像。在L2的焦點處放置一個刀片，通過調(diào)整刀片位置擋住零級光和一側(cè)全部的衍射光，于是屏幕上的光強分布就由相移分布 φ決定。它顯示出相物體周圍的折射率分布，當相物體處介質(zhì)折射率發(fā)生變化，特別是激波產(chǎn)生的區(qū)域，在觀察屏上將觀察到明顯的光強明暗分布。

紋影法測試系統(tǒng)包含光源、光路系統(tǒng)、高速攝像機、同步控制器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。試驗開展前調(diào)整刀口位置與方向使得顯示器中圖像亮度均勻變化獲得清晰的試驗結(jié)果（如圖16）。通過采用高速攝像機對觀察屏圖像進行拍攝并傳遞至數(shù)據(jù)采集設備完成紋影試驗。對于磁浮飛行風洞，也可考慮在風洞管路沿程布置若干高速攝像站位及觀察窗來進行紋影拍攝。

圖16 紋影法測量圖[67]Fig. 16 Flow visualizations by the schlieren method[67]

3.5 表面壓力測量

準確測量試驗模型壁面壓力、剪切力、應力非常重要，如圖17為NASA 太空發(fā)射系統(tǒng)載人飛船表面壓力測量試驗。常用測壓技術包括靜態(tài)壓敏漆技術、動態(tài)壓敏漆技術和壓力傳感器技術等。其中壓敏漆技術是風洞試驗大面積測壓與流動顯示的重要工具，壓敏漆在不同壓力下呈現(xiàn)不同的顏色，使用高速攝影機能夠直接觀測模型表面的壓力分布，動態(tài)壓敏漆時間響應速度能夠達到幾十微秒量級[68]。壓力傳感器測量技術根據(jù)測試傳感器內(nèi)部電阻應變片的阻值變化，轉(zhuǎn)化為電信號獲得表面壓力變化。

圖17 NASA 太空發(fā)射系統(tǒng)載人飛船瞬態(tài)壓敏漆測試圖[69]Fig. 17 A SLS crew vehicle painted with uPSP[69]

磁浮飛行風洞能夠試驗大尺寸甚至全尺寸模型，模型具有較高速度，測試時間窗口較小。采用動態(tài)壓敏漆技術需配合高速攝影設備開展測量，若使用無線壓力傳感器需要解決高速運動及電磁環(huán)境下，數(shù)據(jù)采集干擾等各種難題。

3.6 氣動噪聲測量

傳統(tǒng)風洞氣動噪聲測量試驗主要包括噪聲源識別和遠場噪聲測試。磁浮飛行風洞能夠做到大尺寸，實現(xiàn)高速列車模型全尺寸試驗，開展車內(nèi)、車外噪聲的測量，如圖18。在測試中，可使用傳聲器陣列來識別模型的噪聲源分布、評估部件級噪聲。基于傳聲器陣列測試的聲場可視化，包括近場聲全息和波束成形兩大類方法，是聲場試驗分析中的最直觀、最有效的手段，可以獲得聲場的全部信息，包括聲源表面的聲壓和振速分布，任意位置聲場，甚至可以分析各聲源對敏感點噪聲的貢獻[70]。

圖18 高速列車車內(nèi)外氣動噪聲測試[71]Fig. 18 Noise measurements inside and outside a high-speed train [71]

傳聲器陣列數(shù)據(jù)處理時首先生成傳聲器陣列互譜矩陣（CSM）。具體計算時首先將傳聲器陣列的信號數(shù)據(jù)分塊，采用快速傅里葉變換（FFT）將時域數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為頻域數(shù)據(jù)。那么傳聲器陣列的互譜矩陣可表示為：

式中矩陣元素為：

其中，m表示第m個傳聲器，K表示陣列信號數(shù)據(jù)塊數(shù)，Pmk(f)表示第m個傳聲器第k段數(shù)據(jù)塊的頻域信號，Ws為數(shù)據(jù)窗函數(shù)因子，上標*表示共軛。傳聲器陣列的數(shù)據(jù)處理算法采集算法可使用基于“延遲求和”的波束成形算法，陣列的指向向量為：

式中，AM、 ω ΔtM,shear分別表示由風洞射流剪切層引起的第M個傳聲器的振幅修正因子及相位修正值，k表示聲波波數(shù)向量，x表示掃描點與傳聲器之間的距離向量，rM表示聲波掃描點與傳聲器之間的傳播距離，rc表示陣列中心點與掃描點之間距離。聲學風洞試驗時傳聲器陣列的輸出功率譜為：

信號采集方面，傳統(tǒng)風洞中由于試驗模型和傳聲器陣列都是靜止的，因此傳聲器的信號采集時間（試驗時間）不受限制。在數(shù)據(jù)處理過程中，為便于抑制背景噪聲、提高信噪比，一般采用分塊平均的方法，要求信號采集時間大于30 s。磁浮飛行風洞試驗段長度在100 m左右，根據(jù)模型的運動速度不同，試驗時間大約為1 s。因此，想要獲得有意義的數(shù)據(jù)，就需提高數(shù)據(jù)采樣率，并發(fā)展先進的抗混疊數(shù)據(jù)處理技術。另外，為了對模型的噪聲源進行識別定位和準確評估，需要發(fā)展基于傳聲器陣列的高速運動物體的噪聲源測量技術[72]。

4 應用需求分析

磁浮飛行風洞具有試驗能力優(yōu)勢，在諸多重大工程和重大型號研制中有眾多應用場景，對國民經(jīng)濟建設和空氣動力學學科發(fā)展具有重大意義。磁浮飛行風洞能夠滿足下一代時速400 km級高鐵、時速600 km級高速磁浮等先進軌道交通重點型號設計研發(fā)及車輛空氣動力學學科基礎和前沿問題研究的需求，同時是發(fā)展超聲速客機、深空探測等高新技術產(chǎn)業(yè)的重大科技基礎平臺。

4.1 超高速軌道交通

超高速軌道交通設計速度大幅度提升的同時，結(jié)構(gòu)振動、氣動噪聲、耦合控制、會車效應、管道效應及激波影響等特殊的空氣動力學問題更加凸顯[73-76]。為解決這些問題，需要模擬列車與管（隧）道以及交會列車之間的相對運動，真實反映列車繞流與周圍環(huán)境之間的相互干擾。但是，目前國內(nèi)常規(guī)風洞“體靜風動”的試驗方法，不能模擬列車交會和穿越隧道過程，且存在風洞洞壁效應，難以消除附面層影響，無法滿足超高速列車空氣動力及其交叉學科精確模擬的需要。國內(nèi)現(xiàn)有常規(guī)動模型設備在運行速度、模型尺寸、氣流環(huán)境控制等方面也難以滿足超高速列車工程化試驗需求[77]。

4.1.1 管道運行及會車研究

管道對超高速列車運行產(chǎn)生的壓力波、聲波與氣動熱的發(fā)展存在明顯限制。管壁影響下反射壓縮波及膨脹波疊加形成的復雜波系、有限空間空氣與隧道壁面摩擦問題產(chǎn)生的氣動熱效應，管道車體相互作用形成的氣流加速效應伴隨激波現(xiàn)象使得管道內(nèi)形成復雜空氣動力學及熱力學現(xiàn)象[78-80]。

高速列車會車時周圍流場受到強烈擾動，在列車頭尾位置出現(xiàn)明顯的壓力梯度，并伴隨劇烈瞬態(tài)壓力波動，列車側(cè)面顯著的壓力沖擊形成明顯側(cè)向力作用。圖19為CRH-0503標準動車組會車試驗。瞬態(tài)側(cè)向力幅值隨列車運行速度呈現(xiàn)顯著增大，影響列車多個部件可靠性、壽命及列車運行安全性。會車效應導致的列車內(nèi)部壓力變化與噪聲問題影響乘客氣動舒適性[81]。

圖19 CRH-0503標準動車組420 km會車試驗[81]Fig. 19 A passing test of CRH-0503 standard EMU with a relative velocity 840 km/h[81]

磁浮飛行風洞中，風洞截面尺寸及管道長度具有延展能力，能夠適應高速列車復雜的幾何外形和大長細比形式，較為真實反映列車運動時關鍵部件外形對結(jié)構(gòu)、氣動性能的影響，同時采用大尺寸試驗模型能夠?qū)崿F(xiàn)車體內(nèi)部環(huán)境的測試與研究，提供超高速列車管道運行及會車情景下，全車及部件非穩(wěn)態(tài)非對稱氣動力、氣動噪聲產(chǎn)生與傳遞、列車運行安全穩(wěn)定性、人體舒適性等關鍵問題的試驗平臺。

4.1.2 邊界層空氣動力學問題研究

邊界層轉(zhuǎn)捩一直是流體力學領域研究的重點和難點，準確預測邊界層轉(zhuǎn)捩點對未來高速設備研制具有重要意義。當前，邊界層轉(zhuǎn)捩機理研究進展相對緩慢的一個重要原因是缺乏可靠的試驗研究條件。在超聲速條件下，風洞噪聲是影響邊界層轉(zhuǎn)捩試驗準確性的主要因素。傳統(tǒng)高速、超高速風洞的氣流驅(qū)動方式會產(chǎn)生較高的背景噪聲，導致風洞來流脈動強度與真實飛行環(huán)境相比高一到兩個數(shù)量級。超聲速風洞的噪聲問題會對試驗模型表面流動的轉(zhuǎn)捩過程產(chǎn)生嚴重影響，降低試驗結(jié)果的準確性[82-83]。因此，要在常規(guī)風洞中進行轉(zhuǎn)捩機理研究，必須發(fā)展超聲速靜音風洞。但目前大尺寸、大口徑、寬速域的靜音風洞技術尚未達到工程化水平。

磁浮飛行風洞具有湍流度低，模型懸浮于風洞中的特點。因此，相比于傳統(tǒng)風洞其來流噪聲更低、湍流擾動更小，測試環(huán)境更接近真實飛行環(huán)境的來流條件。懸浮試驗模型不會受到洞壁或常規(guī)支撐結(jié)構(gòu)振動的影響，可進一步減少試驗設備對轉(zhuǎn)捩過程的干擾。磁浮飛行風洞是開展邊界層轉(zhuǎn)捩、激波邊界層干擾研究的理想設備，能夠為我國高速軌道交通空氣動力學問題研究提供優(yōu)良的環(huán)境。

4.1.3 跨、超聲速地面效應研究

高速列車運行速度大幅提升導致列車車底和地面之間的氣流干擾凸顯，列車底部流動非穩(wěn)態(tài)復雜特征增強，存在明顯的地面效應，如圖20所示為地面效應中的氣動干擾[84]。高速列車地面效應影響會車體氣動力特性，帶來邊界層效應。傳統(tǒng)風洞采用地面邊界層抽吸方法難以限制沿來流方向地面邊界層厚度過分增大現(xiàn)象。

圖20 地面效應中的氣動干擾示意[84]Fig. 20 A sketch of aerodynamic interference induced by the ground effect[84]

磁浮飛行風洞“體動風靜”的試驗方式可以模擬高速列車近地面運動時氣流靜止、地面靜止的真實運行條件，可針對跨、超聲速地面效應影響下的超高速列車空氣動力學問題開展相關試驗研究，為我國超高速軌道運輸發(fā)展提供支撐。

4.2 其他領域

4.2.1 民用航空

超聲速客機、超聲速運輸機等設計研發(fā)需要突破聲爆預測及其抑制技術、低聲爆/低阻布局優(yōu)化及超聲速減阻等關鍵技術[85]。現(xiàn)有常規(guī)風洞存在氣流環(huán)境對聲爆測試結(jié)果影響大、聲爆試驗模型小、模型的外形模擬精細化程度低等問題[86-87]。此外，傳統(tǒng)高速風洞的氣流噪聲、湍流度和流場特性等與真實飛行條件存在差別，這對超聲速客機的減阻/降噪綜合評估也會產(chǎn)生影響。

磁浮飛行風洞不存在氣流噪聲的干擾問題，風洞背景噪聲低，可以有效解決遠場聲爆預測、近場激波精確測量等問題，有效提升聲爆試驗結(jié)果的可信度。風洞采用大截面試驗段，大幅提升試驗模型的尺寸和外形模擬的精細度，滿足新一代自適應變循環(huán)高效發(fā)動機的研發(fā)試驗需求，有效支撐新一代超聲速客機先進低阻力氣動布局設計。磁浮飛行風洞湍流度極低，可模擬超聲速客機在平流層飛行時的低擾動、低湍流度的大氣環(huán)境，可避免常規(guī)風洞氣流擾動對機翼表面流場的影響，從而提高超聲速氣動阻力預測的精度，進而為精細化的減阻技術研究提供優(yōu)良的試驗環(huán)境保障。

4.2.2 深空探測

深空探測是人類探索宇宙奧秘，進一步追求發(fā)展空間的必然途徑。圖21為在美國全尺寸氣動綜合設施（NFAC）中開展的火星降落傘風洞試驗。傳統(tǒng)風洞難以實現(xiàn)高空、深空等復雜氣體環(huán)境模擬，不能真實復現(xiàn)高空的熱環(huán)境、壓力環(huán)境、等離子等對設備結(jié)構(gòu)的影響，難以模擬行星表面大氣環(huán)境，不適合開展深空飛行器、飛行器部件跨速域、低密度條件下的氣動特性研究[88]。

圖21 美國NFAC風洞開展的全尺寸火星降落傘風洞試驗[88]Fig. 21 A full-scale Mars parachute test in the NFAC (National Full-Scale Aerodynamics Complex) wind tunnel[88]

磁浮飛行風洞可在封閉管道內(nèi)通過降壓方法模擬復雜大氣環(huán)境低密度條件，通過置換管道內(nèi)氣體介質(zhì)的方法模擬多組分真實氣體，構(gòu)建接近真實的深空及行星大氣環(huán)境,進一步突破傳統(tǒng)風洞難以研究的高空低雷諾數(shù)效應、非定常氣動特性、氣動/結(jié)構(gòu)耦合研究等一系列關鍵技術問題，可實現(xiàn)火箭發(fā)動機地面點火試驗、高空環(huán)境試驗、邊界條件可靠性試驗；進行航天器降落傘系統(tǒng)開傘過程的加減速行為和沖擊動力學特性試驗；開展各類翼飛行器、探測器、減速傘等各類飛行器探測器的氣動特性研究等。對航空航天事業(yè)進一步發(fā)展提供堅實科學基礎研究平臺。

5 總 結(jié)

在超高速軌道交通、航空航天等領域的研究中，對于氣流噪聲難控制、低湍流度難實現(xiàn)、高空低雷諾數(shù)及寬雷諾數(shù)范圍難調(diào)節(jié)等問題，磁浮驅(qū)動飛行風洞是一種具有變革性的新概念風洞。

磁浮飛行風洞試驗技術集合了傳統(tǒng)風洞和動模型試驗技術的優(yōu)點，采用先進的氣動力精確測量、流場顯示、氣動熱測量、氣動噪聲測量等技術，可以實現(xiàn)湍流減阻測量、邊界層轉(zhuǎn)捩測量等，能極大支撐特殊環(huán)境的空氣動力學問題及特種工程技術問題的試驗研究。

磁浮飛行風洞是下一步發(fā)展高速軌道交通、超聲速客機、深空探測等高新技術產(chǎn)業(yè)的重大科技基礎平臺，可用于真空管道高速磁浮列車的管道-車體激波邊界層干擾、活塞效應、地面效應、氣動熱效應、邊界層轉(zhuǎn)捩等基礎科學問題的研究，也可解決跨、超聲速條件下，飛行器噪聲精確測量、轉(zhuǎn)捩位置精確預測、飛行速度急劇變化過程中的非定常氣動特性預測等問題。在諸多重大工程和重大型號研制、未來航空航天和高速軌道交通領域重點型號設計研發(fā)中，磁浮飛行風洞具有重要的支撐作用，對國民經(jīng)濟建設和空氣動力學學科發(fā)展具有重大意義。