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(fā)展中心， 綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發(fā)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(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室， 綿陽 621000

高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗技術(shù)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(fā)展中心， 綿陽 621000 2. 中國空氣動力研究與發(fā)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(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室， 綿陽 621000

高超聲速技術(shù)是未來航空航天技術(shù)的制高點，而高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗是為高超聲速飛行器設(shè)計和性能評估提供可靠數(shù)據(jù)不可或缺的重要技術(shù)手段。介紹了高超聲速氣動力試驗設(shè)備種類和國內(nèi)外典型的風(fēng)洞設(shè)備，并分析了目前的發(fā)展現(xiàn)狀。對國內(nèi)高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗相關(guān)測量技術(shù)、試驗技術(shù)、試驗數(shù)據(jù)評估和高超聲速氣動力標模體系等研究進展進行了總結(jié)。同時，還就高超聲速氣動力試驗設(shè)備、氣動力試驗相關(guān)技術(shù)的未來發(fā)展趨勢進行了探討。

高超聲速； 風(fēng)洞； 氣動力； 試驗技術(shù)； 測量技術(shù)

高超聲速技術(shù)是自20世紀以來航空、航天領(lǐng)域最受關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)之一，是21世紀航空、航天技術(shù)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(shù)。高超聲速技術(shù)的發(fā)展，必將對一個國家的綜合國力、軍事戰(zhàn)略和國民經(jīng)濟等產(chǎn)生深遠的影響。特別是高速技術(shù)武器的發(fā)展和非對稱威脅軍事問題解決的作戰(zhàn)需求，將高超聲速技術(shù)研究推到了航空、航天和國防的前沿，高超聲速技術(shù)和相關(guān)研究計劃得到了國內(nèi)外越來越多的關(guān)注。

高超聲速研究和試驗經(jīng)過70多年的發(fā)展，今已研制出可進行戰(zhàn)略打擊、導(dǎo)彈防御和外太空探測的各類武器系統(tǒng)和飛行器。典型的高超聲速包線速度范圍起始于馬赫數(shù)Ma=5，一直到Ma=10。而Ma=10以后開始進入超高速區(qū)域軌道，該區(qū)域一直延伸到Ma=20以上。更重要的是，恰恰在這個領(lǐng)域，某些物理現(xiàn)象變得越來越重要，例如，極高的溫度和化學(xué)反應(yīng)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(fēng)洞試驗此時將發(fā)揮更為重要的作用。

隨著高超聲速技術(shù)的發(fā)展，各種導(dǎo)彈武器、臨近空間飛行器等都呈現(xiàn)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(yōu)異的飛行性能與裝載能力發(fā)展成為通用投送平臺，并攜帶各類有效載荷，有效執(zhí)行各種任務(wù)。這些要求對導(dǎo)彈武器和高超聲速飛行器的設(shè)計帶來了諸多挑戰(zhàn)，特別是導(dǎo)彈和飛行器在各種空域和速域條件、不同飛行姿態(tài)和各種干擾影響下的氣動力特性和操控特性，都需要在設(shè)計時得到準確預(yù)測和評估。高超聲速風(fēng)洞試驗將在這些方面發(fā)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(shè)備

1.1 常見的高超聲速氣動力試驗設(shè)備

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

1) 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞是最常見的高超聲速設(shè)備類型，也是最常用的高超聲速氣動力地面試驗設(shè)備。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞發(fā)展比較早，技術(shù)較為成熟。一般而言，它可較好地模擬飛行馬赫數(shù)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(zhì)好、測量方法和試驗結(jié)果比較可靠，被廣泛應(yīng)用于高超聲速飛行器氣動特性的試驗研究。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞典型參數(shù)范圍是：馬赫數(shù)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(xù)(一般可達分鐘級)。國際上具有代表性的這類風(fēng)洞設(shè)備為：美國空軍阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)馮·卡門實驗室的B風(fēng)洞(Ma=6, 8)和C風(fēng)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(fēng)洞(Ma=5, 7, 10)、劉易斯研究中心的1.07 m(42 ft)高超聲速風(fēng)洞(Ma=5, 6, 7)；俄羅斯中央空氣流體動力學(xué)研究院(TSAGI)的T-116風(fēng)洞(Ma=1.8～10)和俄羅斯中央空氣機械研究院(TsNNIMASH)的U-306-3風(fēng)洞(Ma=2～10)；日本宇宙航空開發(fā)研究機構(gòu)(JAXA)的1.27 m(Ma=10)高超聲速風(fēng)洞。上述風(fēng)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(fù)雜外形模型的氣動力試驗。

而高超聲速低密度風(fēng)洞和美國AEDC的9號風(fēng)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(guī)高超聲速風(fēng)洞。前者的特點是可以模擬高度60 km以上、從連續(xù)流到過渡流和稀薄流區(qū)的飛行條件；而9號風(fēng)洞可在較高馬赫數(shù)(Ma=7, 8, 10, 14)的條件下同時模擬大動壓、高雷諾數(shù)，試驗時間也達到秒級[1]。

2) 脈沖型高超聲速風(fēng)洞

脈沖型高超聲速風(fēng)洞種類也較多，激波風(fēng)洞、炮風(fēng)洞和脈沖燃燒風(fēng)洞等是其中比較典型的幾類設(shè)備。其中，激波風(fēng)洞是利用激波壓縮工作氣體、再利用定常膨脹方法產(chǎn)生高超聲速試驗氣流的風(fēng)洞。相對于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，其模擬的馬赫數(shù)范圍更寬(可以達到Ma=20以上)、運行參數(shù)(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(shù)相似性方面優(yōu)于常規(guī)高超聲速風(fēng)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(fēng)洞設(shè)備有美國卡爾斯本大學(xué)巴法羅研究中心(CUBRC)的LENS系列激波風(fēng)洞(Ma=3～18)、俄羅斯的U-12風(fēng)洞(Ma=4～10)和德國的TH2風(fēng)洞(Ma=6～18)等；另外，膨脹管風(fēng)洞如CUBRC的LENS-XX(最高速度為13 km/s，Ma=5～37)可以實現(xiàn)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(fēng)洞設(shè)備上開展氣動力試驗，必須發(fā)展專用的測力天平和試驗數(shù)據(jù)修正技術(shù)，獲得的試驗結(jié)果精度通常低于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞。

而脈沖燃燒風(fēng)洞是利用燃料燃燒產(chǎn)生的高溫氣體作為風(fēng)洞的試驗氣體，經(jīng)噴管加速后模擬超高速的高溫流場。相對于常規(guī)高超聲速風(fēng)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(fù)現(xiàn)高度H=25～30 km的實際飛行總溫條件，對于開展超燃發(fā)動機試驗、飛行器帶動力氣動力試驗等有利。但是，由于風(fēng)洞試驗氣體為燃料燃燒產(chǎn)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(zhì)與純空氣相比有較大的差異，即產(chǎn)生了“污染”，會對獲得準確的氣動力試驗數(shù)據(jù)不利。

3) 彈道靶設(shè)備

彈道靶是一類特殊類型的高超聲速風(fēng)洞設(shè)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(shù)，獲得飛行器模型的靜、動態(tài)氣動特性系數(shù)。試驗時，發(fā)射器將模型以一定速度發(fā)射到靶室內(nèi)，高速圖像記錄系統(tǒng)記錄模型的運行軌跡，然后利用圖像處理、參數(shù)辨識等技術(shù)，獲得模型的氣動特性參數(shù)，特別是動導(dǎo)數(shù)等動態(tài)氣動特性系數(shù)。國外該類典型設(shè)備有美國AEDC G靶(配備有102 mm和203 mm的發(fā)射器)，最大發(fā)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(fù)現(xiàn)真實飛行速度，靶室中的氣體密度可調(diào)、可獨立模擬雷諾數(shù)，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(yīng)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(tài)的模擬條件，是開展超高速飛行器氣動特性考核的理想設(shè)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(shù)辨識的精準度難以提高。

1.2 國內(nèi)高超聲速氣動力試驗設(shè)備發(fā)展現(xiàn)狀

從20世紀50年代開始，為滿足我國各類導(dǎo)彈、戰(zhàn)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(fù)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(shè)備。

1) 常規(guī)高超聲速風(fēng)洞

國內(nèi)主要的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞有中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)高速所的FL-31 ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞、中國航天空氣動力技術(shù)研究院(CAAA)的FD-07 ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞、南京航空航天大學(xué)(NUAA)的NHW ?0.5 m高超聲速風(fēng)洞和CARDC超高速所的FD-20A ?1 m高超聲速風(fēng)洞等少數(shù)幾座0.5 m量級以上的大型高超聲速風(fēng)洞, 如表1所示。其中，CARDC的?0.5 m高超聲速風(fēng)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(fēng)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(fēng)洞相似。

CARDC的?1 m高超聲速風(fēng)洞是目前國內(nèi)已投入使用的最大尺度的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，于2004年建成。該風(fēng)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(fēng)洞包括兩條獨立支路，分別采用各自的加熱器系統(tǒng)。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(shè)噴管出口直徑為1.2 m、試驗馬赫數(shù)范圍Ma=5～10的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞。

2) 脈沖風(fēng)洞設(shè)備

國內(nèi)主要有中國科學(xué)院力學(xué)所(IM of CAS)、CARDC、CAAA和國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)(NUDT)等院所擁有較大尺度的超高速脈沖風(fēng)洞設(shè)備，包括激波風(fēng)洞和炮風(fēng)洞, 如表2所示。

中國科學(xué)院力學(xué)所現(xiàn)有JF8、JF10和JF12等炮風(fēng)洞/爆轟驅(qū)動激波風(fēng)洞系列設(shè)備。其中，JF10風(fēng)洞采用氫氧爆轟驅(qū)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(fēng)洞是一座大型的爆轟驅(qū)動運行激波風(fēng)洞，馬赫數(shù)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(fēng)洞是目前世界上規(guī)模最大的激波風(fēng)洞之一，可以復(fù)現(xiàn)馬赫數(shù)Ma=5～7的飛行環(huán)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(nèi)現(xiàn)有主要常規(guī)高超聲速風(fēng)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(nèi)部分脈沖風(fēng)洞對比

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

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

此外，CAAA現(xiàn)有0.5 m和1 m 2座炮風(fēng)洞，0.5 m炮風(fēng)洞馬赫數(shù)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(xué)院現(xiàn)有一座0.5 m炮風(fēng)洞，并已建成一座大口徑激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞，噴管出口直徑為2 m，馬赫數(shù)范圍為Ma=7～9。

3) 燃燒加熱設(shè)備

為開展超燃發(fā)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(nèi)建成了一批燃燒加熱風(fēng)洞設(shè)備，包括CARDC的2.4 m脈沖燃燒風(fēng)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(fēng)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(shè)備等。這些燃燒加熱設(shè)備可開展帶動力的發(fā)動機推力試驗和氣動/推進一體化試驗。

4) 彈道靶設(shè)備

目前國內(nèi)有多座用于不同研究的彈道靶設(shè)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(guān)研究進展

2.1 氣動力測量技術(shù)

2.1.1 風(fēng)洞天平技術(shù)

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

1) 應(yīng)變天平技術(shù)

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

近年來，歐美等發(fā)達國家在應(yīng)變天平技術(shù)方面的發(fā)展已經(jīng)相當成熟，其應(yīng)變天平在可靠性、穩(wěn)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(guī)天平的測量不確定度基本都控制在0.1%左右，高于國內(nèi)通常為0.3%左右的水平。目前，國內(nèi)相關(guān)空氣動力研究機構(gòu)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(shè)天平優(yōu)化設(shè)計平臺、規(guī)范天平貼片和溫度效應(yīng)處理流程、優(yōu)化天平校準方法以及現(xiàn)有天平校準系統(tǒng)改造升級等途徑，將常規(guī)應(yīng)變天平不確定度減小到0.1%以內(nèi)。

而高超聲速低密度風(fēng)洞氣動力試驗由于模擬高度高、動壓低、試驗?zāi)Ｐ托?，因而測力天平載荷小(載荷通常在幾十克以內(nèi))，天平結(jié)構(gòu)設(shè)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(fā)展了外式腹支、外式尾支及內(nèi)式尾支微量天平技術(shù)，如圖1和圖2所示，實現(xiàn)了單分量簡單外形到六分量復(fù)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(nèi)在天平元件的結(jié)構(gòu)形式、特種應(yīng)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(yīng)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(zhuǎn)力矩氣動天平，天平的滾轉(zhuǎn)設(shè)計載荷為0.02 N·m，可在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展10-6量級小滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)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(jié)構(gòu)形式的組合式天平和盒式天平，用于脈沖燃燒風(fēng)洞中帶動力條件下的超燃發(fā)動機推力測量。此外，CAAA的馬洪強等研制了應(yīng)變式摩阻天平，用于在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞進行表面摩阻測量，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的重復(fù)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(nèi)式尾支微量天平Fig.2 Rear-sting internal micro-loads balance

圖3 CARDC脈沖燃燒風(fēng)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(shù)

壓電天平是利用壓電陶瓷或晶體的壓電效應(yīng)進行氣動力測量，該技術(shù)在國內(nèi)外都有應(yīng)用。壓電天平具有天平剛度高、響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)相對簡單、載荷范圍寬和模型適應(yīng)能力較強的特點。經(jīng)過多年的發(fā)展，CARDC超高速所發(fā)展了成熟的壓電天平技術(shù)，用于在激波風(fēng)洞上開展測力試驗，如圖4所示。

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

目前CARDC超高速所激波風(fēng)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(zhì)量適應(yīng)范圍為0.2～15 kg，一般測力試驗?zāi)Ｐ唾|(zhì)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(cè)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(zhuǎn)力矩為0～10 N·m，天平的靜態(tài)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(fēng)洞摩阻測量試驗，靜態(tài)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(shù)

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

圖6 AEDC光纖應(yīng)變天平Fig.6 AEDC fiber-optic balance

歐洲風(fēng)洞協(xié)會(EWA)也在開展光纖應(yīng)變計在風(fēng)洞天平上的應(yīng)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(huán)境條件下的試驗，然后在歐洲跨超聲速風(fēng)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(yīng)變天平Fig.7 EWA fiber-optic balance

光纖應(yīng)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(nèi)開展光纖天平技術(shù)研究的主要有CARDC和沈陽航空航天大學(xué)等。沈陽航空航天大學(xué)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(fēng)洞上采用NACA0015標準翼型進行了動校試驗。研究結(jié)果表明：在恒溫條件下，光纖光柵應(yīng)變計測量與電阻應(yīng)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(yīng)變計測量結(jié)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(jié)構(gòu)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(yīng)變和溫度也不敏感的F-P型光纖應(yīng)變計，故其靈敏度較高、耐腐蝕、抗電磁干擾，能在高溫環(huán)境中(約573 K)正常工作，具有很好的應(yīng)用前景。

2.1.2 數(shù)據(jù)采集技術(shù)

高超聲速風(fēng)洞的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要有總線式和儀表式兩種?？偩€式有PCI、ISA總線數(shù)采板和VXI、PXI總線平臺數(shù)采系統(tǒng)。國內(nèi)外比較知名的風(fēng)洞測試儀器系統(tǒng)供應(yīng)商有德國的HBM、美國的NI和Pacific以及國內(nèi)東華測試儀器公司等。

由于技術(shù)發(fā)展和設(shè)備更新的周期性，可以預(yù)見在今后的十幾年期間，現(xiàn)有數(shù)采系統(tǒng)將繼續(xù)發(fā)揮作用。同時，采用PXI總線的數(shù)采系統(tǒng)將在風(fēng)洞中得到更為普遍的應(yīng)用，而一些嵌入式現(xiàn)場總線數(shù)采系統(tǒng)也將逐步在風(fēng)洞中得到應(yīng)用。從測試精度指標要求來看，系統(tǒng)的靜態(tài)測量精度應(yīng)達到0.01%～0.02%，動態(tài)測量精度應(yīng)不低于0.1%～0.5%；而對于數(shù)采系統(tǒng)的采集速度要求，靜態(tài)數(shù)采系統(tǒng)10萬次/s已經(jīng)完全滿足風(fēng)洞試驗需求，而動態(tài)數(shù)采系統(tǒng)則可能發(fā)展到20 MHz以上[11]。

此外，國內(nèi)外還對原有高超聲速風(fēng)洞系統(tǒng)進行了改造升級，其中的一個重要方面即升級數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，并采用網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和數(shù)據(jù)庫技術(shù)，使風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)可靠、高效，便于數(shù)據(jù)的存貯、后處理、統(tǒng)計分析、管理和再利用。

2.2 氣動力試驗技術(shù)

從國內(nèi)外的發(fā)展情況來看，傳統(tǒng)的氣動力試驗技術(shù)依舊是高超聲速風(fēng)洞試驗的主流，包括以各類天平為測量裝置的常規(guī)氣動力測量技術(shù)、飛行器部件氣動力測量技術(shù)，以及以此為基礎(chǔ)的噴流干擾氣動力測量技術(shù)、分離氣動力測量技術(shù)等，在國內(nèi)外都已發(fā)展得較為成熟。而傳統(tǒng)試驗技術(shù)的研究重點在于提高氣動力測量的精、準度，減小試驗數(shù)據(jù)的不確定度。

國內(nèi)常規(guī)高超聲速風(fēng)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(guī)氣動力特性試驗，具備開展六分量常規(guī)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(fēng)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(fēng)洞配套了冷噴流模擬系統(tǒng)，可以開展冷噴模擬氣動干擾測力/測壓試驗。FD-20A風(fēng)洞和FD-07風(fēng)洞還配套了熱噴流模擬裝置，以固體火箭發(fā)動機燃氣為噴流介質(zhì)，開展熱噴模擬試驗。

4) 分離模擬測力試驗。利用各風(fēng)洞的分離模擬裝置，可以開展網(wǎng)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(dǎo)數(shù)試驗。配套了強迫振動及自由振動動導(dǎo)數(shù)試驗裝置，可以開展動導(dǎo)數(shù)試驗，獲得模型的俯仰/偏航阻尼導(dǎo)數(shù)以及滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)等。

6) 模型自由飛試驗。在FD-07、FL-31和FD-20A等常規(guī)高超聲速風(fēng)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(shù)、俯仰力矩系數(shù)、俯仰/偏航阻尼導(dǎo)數(shù)等關(guān)鍵氣動參數(shù)。

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

氣動力試驗技術(shù)最新的進展主要表現(xiàn)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(shù)。除傳統(tǒng)的以摩阻天平(應(yīng)變式或壓電式)測量模型表面摩阻以外，國內(nèi)在高超聲速風(fēng)洞上還在發(fā)展基于油膜干涉測量和微機電系統(tǒng)(MEMS)器件的摩阻測量技術(shù)。其中，CARDC高速所的代成果等將基于表面圖像的摩擦應(yīng)力油膜干涉測量技術(shù)(SISF)應(yīng)用于?0.5 m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞摩阻測量試驗中，獲得的平板模型表面摩擦應(yīng)力測量結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果一致, 如圖9所示[12]，圖中Cf為摩擦系數(shù)。

佛羅里達大學(xué)(UF)的研究人員與NASA蘭利研究中心合作開發(fā)了一種基于MEMS的直接剪切應(yīng)力傳感器。這是一種雙排管驅(qū)動、元件自動調(diào)節(jié)的傳感器，只有1 mm的感應(yīng)區(qū)。這種傳感器系統(tǒng)最小可以檢測到1×10-3Pa量級的剪切應(yīng)力。而國內(nèi)，CARDC超高速所的呂治國等[10]分別在激波風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)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(yīng)力SISF測量結(jié)果與數(shù)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(shù)。帶動力的模型氣動力試驗技術(shù)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(shù)發(fā)展較為成熟，國內(nèi)主要以CARDC和NUDT等為代表，在發(fā)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(fēng)洞和0.6 m高溫高超聲速風(fēng)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(nèi)首次通過測力試驗證明超燃發(fā)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(shù)據(jù)評估

高超聲速氣動力試驗數(shù)據(jù)的質(zhì)量一直是型號設(shè)計部門關(guān)心的問題。近年來，國內(nèi)的常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和激波風(fēng)洞，均在美國航空航天學(xué)會(AIAA)推薦的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)不確定度分析方法的基礎(chǔ)上，結(jié)合各自風(fēng)洞及試驗特點，發(fā)展了風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)不確定度評估方法和計算分析軟件，用于風(fēng)洞試驗結(jié)果的不確定度評估。如CARDC的王剛等[13]分析了激波風(fēng)洞氣動力試驗的主要誤差源，開展了激波風(fēng)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(fēng)洞測力數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)研究，通過比較分析法研究了AGARD B標模在CAAA的FD-07 風(fēng)洞中氣動力測量數(shù)據(jù)與其他高超聲速風(fēng)洞設(shè)備測量結(jié)果的相互關(guān)聯(lián)。此外，CAAA的賈區(qū)耀等[15-16]還開展了“天空飛行與地面風(fēng)洞實驗動態(tài)氣動相關(guān)中的雷諾數(shù)影響”等研究工作。

目前，國內(nèi)正在相關(guān)工程項目的支持下，開展高超聲速風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與飛行數(shù)據(jù)天地相關(guān)性的研究。這些研究工作，都將大大推進高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗數(shù)據(jù)的評估和數(shù)據(jù)利用工作。

2.4 高超聲速氣動力標模體系

“標?！睘椤皹藴誓Ｐ汀钡暮喎Q，國外也稱為“校測模型”(Calibration Model)，主要用于在風(fēng)洞中開展特定類型試驗，以考核風(fēng)洞流場品質(zhì)與測試能力、考察測量儀器設(shè)備(如天平、傳感器等)性能，以及進行試驗技術(shù)或測試技術(shù)驗證等。一直以來，我國采用的高超聲速風(fēng)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(fā)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(jù)我國各類高超聲速飛行器研制進度，發(fā)現(xiàn)上述標模已經(jīng)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(fēng)洞流場品質(zhì)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(jié)構(gòu)特點發(fā)展新的高超聲速氣動力標模體系。目前，國內(nèi)已開展了多種新的氣動布局形式的氣動力標模系統(tǒng)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(jīng)開展了國內(nèi)不同風(fēng)洞標?；鶞蕯?shù)據(jù)測量試驗和數(shù)據(jù)綜合分析工作。這兩類標模的建立，為CFD驗證確認、風(fēng)洞流場品質(zhì)評估等提供了新的參考依據(jù)。

3 氣動力試驗設(shè)備及技術(shù)發(fā)展探討

空氣動力學(xué)將向精細化方向發(fā)展。精確打擊武器的精確制導(dǎo)、新型機動戰(zhàn)略彈頭設(shè)計、高超聲速飛行器設(shè)計等，都需要準確的氣動力/熱數(shù)據(jù)，從而需要空氣動力學(xué)研究、風(fēng)洞試驗和模擬技術(shù)更加精細，包括模型、流場品質(zhì)、測量設(shè)備、湍流/邊界層轉(zhuǎn)捩控制、數(shù)據(jù)修正方法等方面。

3.1 高超聲速氣動力試驗設(shè)備發(fā)展趨勢

國外的空氣動力學(xué)經(jīng)過多年的發(fā)展，數(shù)值預(yù)測能力已得到充分加強，風(fēng)洞試驗需求有所減少，風(fēng)洞利用率和風(fēng)洞試驗次數(shù)均呈逐年下降的趨勢，未來將更加強調(diào)數(shù)值計算、風(fēng)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(xué)的研究水平與國外發(fā)達國家還存在一定差距，因此對高超聲速風(fēng)洞設(shè)備試驗?zāi)芰Φ男枨笤谝欢螘r間內(nèi)還將持續(xù)存在。但是，必須看到世界上空氣動力學(xué)學(xué)科發(fā)展的總體趨勢，要加強計算空氣動力學(xué)和模型飛行力學(xué)的建設(shè)，促進三大手段融合發(fā)展。

結(jié)合我國高超聲速飛行器技術(shù)未來一段時間內(nèi)對風(fēng)洞試驗的需求以及國外相關(guān)發(fā)展趨勢的分析，高超聲速氣動力試驗設(shè)備的發(fā)展將呈現(xiàn)以下幾個方面的需求或特點[18]。

1) 對現(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞的利用?，F(xiàn)有風(fēng)洞在可以預(yù)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(zhì)、采用新的測試技術(shù)、配置新的測量設(shè)備、改進試驗技術(shù)和降低試驗數(shù)據(jù)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(fēng)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(fù)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(tài)，對風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷某叨纫蟾?，對高超聲速風(fēng)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(fēng)洞可逐步滿足這方面的需求。

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

4) 潔凈空氣的高溫高超聲速風(fēng)洞。采用清潔空氣加熱器的潔凈空氣高溫高超聲速風(fēng)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(fēng)洞試驗研究。其中，低污染、高總溫的加熱器是這類風(fēng)洞研制的關(guān)鍵技術(shù)難點，如采用電加熱的蓄熱式加熱器，或采用電磁感應(yīng)加熱原理的感應(yīng)式加熱器等。

5) 綜合利用信息、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和數(shù)據(jù)庫等，實現(xiàn)風(fēng)洞試驗高度自動化水平、綜合功能與服務(wù)共享，提升風(fēng)洞試驗的效率和效能。

3.2 氣動力風(fēng)洞試驗相關(guān)技術(shù)發(fā)展趨勢

未來高超聲速氣動力風(fēng)洞試驗相關(guān)技術(shù)發(fā)展趨勢歸納起來主要有以下幾方面[17]。

1) 傳統(tǒng)測量手段的精細化。包括常規(guī)應(yīng)變天平等在內(nèi)的傳統(tǒng)高超聲速風(fēng)洞氣動力測量手段，將在提高系統(tǒng)可靠性、指標穩(wěn)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(jīng)濟的測量手段淘汰低效費比的陳舊技術(shù)。

2) 先進測試/測量技術(shù)的發(fā)展。需要發(fā)展新的氣動力測量手段和技術(shù)，包括滿足高超聲速風(fēng)洞試驗環(huán)境條件和測量技術(shù)指標要求的先進測量技術(shù)，如新型天平技術(shù)、MEMS剪應(yīng)力傳感器技術(shù)，以及模型姿態(tài)高精度直接測量技術(shù)等，目的是提高氣動力試驗數(shù)據(jù)的質(zhì)量、降低不確定度。

3) 采用新的模型技術(shù)。風(fēng)洞模型的設(shè)計制造直接影響模型的質(zhì)量、加工周期和成本，進而影響風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)質(zhì)量、效率、周期和成本。而現(xiàn)有的模型設(shè)計、制造安裝方法、調(diào)整方式是造成風(fēng)洞試驗周期長、效率低的重要原因。未來需要發(fā)展模型快速成型技術(shù)，借助CAD輔助設(shè)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(shù)和控制技術(shù)的發(fā)展，使得在高超聲速風(fēng)洞中采用模型運動部件(如空氣舵等)遙控技術(shù)成為可能，這將大大提高風(fēng)洞試驗效率。

4) 發(fā)展高超聲速風(fēng)洞“虛擬飛行”試驗技術(shù)。未來高超聲速飛行器的氣動布局和控制方法將日益復(fù)雜，可能導(dǎo)致飛行耦合現(xiàn)象嚴重。風(fēng)洞虛擬飛行試驗是指在風(fēng)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(tài)，并測量飛行器氣動和運動參數(shù)，檢驗飛行器動態(tài)響應(yīng)和操縱控制特性，實現(xiàn)氣動/飛行力學(xué)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(tài)氣動特性，是驗證或評估飛行器控制系統(tǒng)效能的有效手段。

5) 現(xiàn)代實驗設(shè)計(MDOE)方法在風(fēng)洞氣動力試驗中的應(yīng)用。目前，風(fēng)洞試驗普遍采用的方法是調(diào)整風(fēng)洞流場各參數(shù)到預(yù)定值，然后在只改變模型一個變量(如攻角)、鎖定試驗?zāi)Ｐ推溆嘧藨B(tài)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(shù)變化)方法。該方法是風(fēng)洞試驗領(lǐng)域長期以來普遍采用的方法，通常也稱為“傳統(tǒng)設(shè)計的方法”。該方法試圖通過覆蓋面盡可能廣的試驗參數(shù)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(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，強調(diào)通過改進風(fēng)洞模擬的真實性和測試手段來提高試驗數(shù)據(jù)的精準度。而MDOE方法則以形式實驗設(shè)計為基礎(chǔ)，通過做少量必要的風(fēng)洞試驗來建立科學(xué)推論。該方法強調(diào)通過合理設(shè)計試驗和精選少量精準度高的試驗來提高數(shù)據(jù)獲取的精準度。NASA針對某型飛機風(fēng)洞試驗的研究結(jié)果表明，根據(jù)MDOE方法的質(zhì)量保證策略，試驗數(shù)據(jù)量減少80%，風(fēng)洞吹風(fēng)時間減少50%[19-20]。

6) 虛擬現(xiàn)實技術(shù)在高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗中的應(yīng)用。通過該技術(shù)，可以提前對風(fēng)洞試驗設(shè)計進行檢驗，對試驗?zāi)Ｐ统叨取⒅畏绞脚c模型安裝位置、模型姿態(tài)變化范圍、風(fēng)洞運行參數(shù)和試驗安全性等進行評估，以便在試驗設(shè)計時就對風(fēng)洞試驗中存在的風(fēng)險進行有效的控制，提高試驗成功率和效率。

4 結(jié)束語

高超聲速氣動力試驗設(shè)備與試驗技術(shù)一直都是高超聲速飛行器研制和高超聲速技術(shù)發(fā)展的重要技術(shù)基礎(chǔ)，未來還將繼續(xù)發(fā)揮重要作用，必須根據(jù)我國高超聲速技術(shù)發(fā)展的需求加強高超聲速氣動力試驗設(shè)備體系建設(shè)與試驗技術(shù)研究。同時，高超聲速氣動力試驗技術(shù)的發(fā)展還需要加強與其他研究手段的融合，并充分利用創(chuàng)新的技術(shù)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(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)。

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Tel: 0816-2466011

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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(wǎng)絡(luò)出版時間： 2014-10-31 16：45

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0229.html

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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(xué)、風(fēng)洞設(shè)備與試驗技術(shù)、風(fēng)洞天平技術(shù)。

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