史 超

(西安航天動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

地面試驗(yàn)技術(shù)水平和能力在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制和技術(shù)進(jìn)步過程中起重要作用，它影響和制約一個(gè)國(guó)家沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究水平，是各航空航天大國(guó)大力投入和研究的重點(diǎn)領(lǐng)域。近幾十年來，隨著對(duì)高超聲速武器軍事需求的進(jìn)一步增長(zhǎng)，以及現(xiàn)有地面試驗(yàn)設(shè)施、能力與試驗(yàn)需求間差距的客觀存在，美國(guó)等航空航天大國(guó)穩(wěn)步推動(dòng)高超聲速試驗(yàn)科學(xué)技術(shù)發(fā)展的同時(shí)，大力加強(qiáng)試驗(yàn)?zāi)芰μ嵘徒ㄔO(shè)[1-3]。國(guó)外的研制經(jīng)驗(yàn)表明，高超飛行器系統(tǒng)的開發(fā)周期通常為5～10年時(shí)間，而規(guī)模大、系統(tǒng)復(fù)雜的新型地面試驗(yàn)設(shè)施的研發(fā)、建設(shè)周期約為10～15年的時(shí)間[2,4]。如何高效率推動(dòng)我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)技術(shù)水平和能力的快速提升，從而有力保障我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)以及高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展，是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制人員今后面臨的重要課題。為此，從地面試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展和試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)兩個(gè)維度，重點(diǎn)分析了美國(guó)、俄羅斯等航空航天強(qiáng)國(guó)的發(fā)展現(xiàn)狀，總結(jié)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)發(fā)展趨勢(shì)，為我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展和能力建設(shè)提供技術(shù)參考。

1 地面試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

隨著沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，對(duì)地面設(shè)施能力提出了更高、更新的需求，主要體現(xiàn)在：變馬赫數(shù)試驗(yàn)、長(zhǎng)程試驗(yàn)、大尺度整機(jī)自由射流試驗(yàn)、低污染/純凈空氣模擬試驗(yàn)以及流場(chǎng)精細(xì)化測(cè)量等方面。為適應(yīng)以上試驗(yàn)需求，國(guó)外相關(guān)科研機(jī)構(gòu)在試驗(yàn)氣體加熱技術(shù)、變馬赫數(shù)噴管設(shè)計(jì)技術(shù)、流場(chǎng)精細(xì)化測(cè)量技術(shù)等方面開展了大量的創(chuàng)新性技術(shù)研究。

1.1 試驗(yàn)氣體加熱技術(shù)

試驗(yàn)氣體加熱技術(shù)是沖壓及組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)。加熱方式?jīng)Q定了地面試驗(yàn)設(shè)施建設(shè)/運(yùn)行成本、運(yùn)行效率以及結(jié)構(gòu)尺度上限、模擬參數(shù)范圍、試驗(yàn)時(shí)間等能力指標(biāo)。近年來，為適應(yīng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)快速發(fā)展的需要，美國(guó)等發(fā)達(dá)國(guó)家不斷加大燃燒加熱、蓄熱加熱和電弧加熱等試驗(yàn)氣體加熱技術(shù)的研發(fā)力度。

自上世紀(jì)50年代，美俄便開展應(yīng)用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的燃燒加熱技術(shù)研究，推動(dòng)燃燒加熱技術(shù)日趨成熟，并取得了較為豐碩的成果。目前，世界范圍內(nèi)采用燃燒加熱技術(shù)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)設(shè)施有美國(guó)NASA蘭利研究中心8ft HTT風(fēng)洞、美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的APTU設(shè)施、俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院(CIAM)的C—16K和C—16VK試驗(yàn)臺(tái)以及法國(guó)航空航天研究院(ONERA)位于皮爾及斯地區(qū)的大型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連臺(tái)等。針對(duì)近年來出現(xiàn)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)新要求，美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心不斷探索包括燃燒加熱技術(shù)在內(nèi)的多種空氣加熱技術(shù)，并提出了燃燒加熱技術(shù)發(fā)展的新方向和新要求：

1)能夠滿足變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)的寬范圍可調(diào)節(jié)燃燒加熱技術(shù)；

2)能夠滿足全尺度沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的大尺寸燃燒加熱器技術(shù)；

3)能夠滿足苛刻工況下長(zhǎng)程試驗(yàn)的燃燒加熱器熱防護(hù)技術(shù)[5]。

針對(duì)燃燒加熱地面試驗(yàn)“污染效應(yīng)”問題，各國(guó)一直在進(jìn)行各種形式的純凈空氣地面試驗(yàn)技術(shù)研究，并努力提高純凈空氣試驗(yàn)?zāi)芰?，以獲得更加貼近真實(shí)飛行狀態(tài)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。蓄熱加熱方式可產(chǎn)生大流量高溫純凈空氣的優(yōu)點(diǎn)使其獲得了較為廣泛的應(yīng)用[6]。法國(guó)航空航天研究院的S4設(shè)施[7]、美國(guó)格林研究中心的高超聲速風(fēng)洞設(shè)備(HTF)[8]和位于通用科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(GASL)的ATK—GASL leg IV風(fēng)洞[9]、日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)的RJTF設(shè)備等均采用蓄熱加熱方式生成高溫純凈空氣[10]。針對(duì)現(xiàn)有成熟蓄熱加熱技術(shù)模擬能力有限的問題，美國(guó)、法國(guó)和日本等國(guó)不斷加大氧化鋯、氧化釔等新型蓄熱材料技術(shù)方面的研究投入。例如，法國(guó)航空航天研究院將S4設(shè)施的蓄熱材料改為氧化鋯蓄熱材料，可提供總溫2 500 K的純凈空氣[7,11]；美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心計(jì)劃在原有APTU燃燒加熱試驗(yàn)設(shè)施旁建設(shè)一個(gè)并行的采用蓄熱加熱方式的地面試驗(yàn)設(shè)施，可以供應(yīng)總溫模擬范圍覆蓋馬赫數(shù)2～8的大流量純凈試驗(yàn)空氣，試驗(yàn)時(shí)間120 s以上，其目標(biāo)是滿足未來彈用尺度發(fā)動(dòng)機(jī)變馬赫數(shù)試驗(yàn)[6,12]。

采用電弧加熱方式的電弧風(fēng)洞和熱射風(fēng)洞多用于高超聲速飛行器熱考核和氣動(dòng)熱研究，可將試驗(yàn)氣體加熱到3 000～10 000 K，模擬馬赫數(shù)達(dá)20以上[13-14]。電弧加熱方式可以模擬較高總溫和較高馬赫數(shù)的特點(diǎn)，越來越多地被應(yīng)用在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)8Ma以上的推進(jìn)試驗(yàn)當(dāng)中，其中目前較為典型的試驗(yàn)設(shè)施有美國(guó)NASA的AHSTF風(fēng)洞[15]、AEDC的H1/H2/H3[13，16]和法國(guó)ONERA的F4高焓風(fēng)洞[17]。

1.2 變馬赫數(shù)噴管設(shè)計(jì)技術(shù)

近年來，隨著沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，迫切需要開展變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)，以解決其在加減速過程中出現(xiàn)的問題。2002年，美國(guó)國(guó)防部試驗(yàn)資源管理中心(TRMC)推出了“試驗(yàn)與評(píng)估/科學(xué)與技術(shù)計(jì)劃(T&E/S&T)”，并由阿諾德工程發(fā)展中心牽頭執(zhí)行。T&E/S&T計(jì)劃下，先后推出“高速/高超聲試驗(yàn)(HS/H)”、“先進(jìn)推進(jìn)試驗(yàn)技術(shù)(APTT)”和“高速系統(tǒng)試驗(yàn)(HSST)”3個(gè)具有一定延續(xù)性的高超試驗(yàn)專項(xiàng)[18]。在T&E/S&T計(jì)劃3個(gè)不同階段下的高超專項(xiàng)內(nèi)，始終將變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)技術(shù)作為重點(diǎn)研究領(lǐng)域之一。高速系統(tǒng)試驗(yàn)項(xiàng)目(HSST)先進(jìn)推進(jìn)試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域的兩個(gè)子項(xiàng)目均涉及變馬赫數(shù)噴管技術(shù)，包括“高超聲速吸氣式推進(jìn)潔凈空氣試驗(yàn)臺(tái)(HAPCAT)”項(xiàng)目涉及的變馬赫數(shù)自由射流噴管設(shè)計(jì)技術(shù)以及用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)變馬赫數(shù)直連試驗(yàn)的變形陶瓷部件變馬赫數(shù)噴管設(shè)計(jì)技術(shù)。

在以上高超試驗(yàn)專項(xiàng)框架內(nèi)，美國(guó)自2005年提出了對(duì)阿諾德工程與發(fā)展中心的氣動(dòng)與推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)備(APTU)進(jìn)行變馬赫數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰Ω脑斓挠?jì)劃，其目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)覆蓋2.5～8.0Ma范圍的變馬赫數(shù)能力[19]。截至目前，美國(guó)已探索研究了包括柔壁噴管、滑塊式噴管、可變流體控制、飛行加速模擬試驗(yàn)和變形陶瓷等多種變馬赫數(shù)方案的可行性，并取得了一定的成果[20-21]。美國(guó)在變馬赫數(shù)噴管技術(shù)領(lǐng)域起步較早，技術(shù)最為先進(jìn)，但至今尚未完全攻克變馬赫數(shù)技術(shù)難題和解決變馬赫數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰Σ蛔愕膯栴}。

1.3 光學(xué)測(cè)量技術(shù)

傳統(tǒng)接觸式測(cè)量手段難以滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高超聲速、高溫和燃燒反應(yīng)流場(chǎng)的精細(xì)化測(cè)量要求。為滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料霧化混合、燃燒穩(wěn)定以及高超音速附面層轉(zhuǎn)捩等機(jī)理問題研究需要和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率以及進(jìn)氣道捕獲流量等關(guān)鍵性能參數(shù)測(cè)量需求，美國(guó)等航空航天大國(guó)不斷加大對(duì)新型光學(xué)測(cè)量技術(shù)的探索研究和工程應(yīng)用技術(shù)研究(見表1)。為解決沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)寬范圍飛行工作能力，美國(guó)NASA公布了《航空基礎(chǔ)研究計(jì)劃，F(xiàn)AP》，將基于激光的光學(xué)診斷技術(shù)列入高超聲速國(guó)際飛行研究試驗(yàn)(HIFiRE)和渦輪基組合循環(huán)項(xiàng)目研究?jī)?nèi)容。值得注意的是，在HIFiRE計(jì)劃中，HIFiRE—1飛行試驗(yàn)搭載了由 Zolo Technologies 和 Southwest Sciences 公司開發(fā)出的一套利用工作波長(zhǎng)760 nm 垂直腔面發(fā)射半導(dǎo)體激光器的流量測(cè)量系統(tǒng)，用來監(jiān)測(cè)進(jìn)氣道空氣捕獲流量，并獲得成功[22]。近年來，隨著激光技術(shù)、光譜圖像傳感技術(shù)的蓬勃發(fā)展，用于流場(chǎng)參數(shù)測(cè)量的光學(xué)測(cè)量技術(shù)得到了快速發(fā)展和應(yīng)用，主要有：粒子成像速度測(cè)量技術(shù)(PIV)、激光多普勒技術(shù)(LDV)、相位多普勒粒子分析儀(PDPA)、平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)(PLIF)、相干反斯托克斯喇曼散射測(cè)溫技術(shù)(CARS)、可調(diào)諧二極管吸收光譜流場(chǎng)參數(shù)測(cè)試技術(shù)(TDLAS)、自發(fā)振動(dòng)喇曼散射濃度測(cè)量技術(shù)(SVRS)、分子示蹤速度測(cè)量技術(shù)(MTV)、激光全息技術(shù)、激光誘導(dǎo)熾光(LII)、激光誘導(dǎo)擊穿光譜(LIBS)、極化光譜(PS)等[23-24]。

表1 國(guó)外部分科研機(jī)構(gòu)光學(xué)測(cè)量能力

2 國(guó)外典型試驗(yàn)設(shè)施能力

2.1 美國(guó)

在世界各主要國(guó)家高超聲速技術(shù)快速發(fā)展的背景下，美國(guó)全面加速推進(jìn)高超聲速打擊武器實(shí)用化發(fā)展，并開始著手制訂首個(gè)高超聲速武器裝備型譜，持續(xù)推動(dòng)包括沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及其地面試驗(yàn)在內(nèi)的高超聲速技術(shù)發(fā)展。在地面試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)?zāi)芰Ψ矫妫泳o開展高超聲速試驗(yàn)設(shè)施能力升級(jí)和試驗(yàn)科學(xué)技術(shù)攻關(guān)，加大對(duì)現(xiàn)有試驗(yàn)設(shè)施升級(jí)改造力度， 重點(diǎn)試驗(yàn)設(shè)施能力大幅擴(kuò)展；穩(wěn)步推動(dòng)高超聲速試驗(yàn)科學(xué)技術(shù)專項(xiàng)發(fā)展。在此背景下，美國(guó)對(duì)地面試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)現(xiàn)狀和存在的問題進(jìn)行了評(píng)估，整合地面試驗(yàn)?zāi)芰Φ耐瑫r(shí)，持續(xù)推進(jìn)老舊試驗(yàn)設(shè)施改造，并確定了16處核心試驗(yàn)設(shè)施[25-29]。

美國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)施管理與運(yùn)營(yíng)機(jī)構(gòu)主要包括國(guó)防部試驗(yàn)資源管理中心、NASA蘭利研究中心、空軍阿諾德工程發(fā)展中心、NASA艾米斯研究中心、能源部桑迪亞國(guó)家實(shí)驗(yàn)室(SNL)、卡爾斯潘大學(xué)巴佛羅研究中心(CUBRC)等，具體如表2所示。

NASA在蘭利研究中心、格林研究中心和通用科學(xué)實(shí)驗(yàn)室建設(shè)了多座采用不同加熱方式、不同類型的推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)施，較為典型的有蘭利研究中心的8ft HTT風(fēng)洞、格林研究中心的純凈空氣高超聲速風(fēng)洞設(shè)備(HTF)以及位于GASL的4號(hào)試驗(yàn)艙和激波加熱設(shè)備HYPULSE等。圖1中的8ft HTT風(fēng)洞是世界范圍內(nèi)尺寸最大、可進(jìn)行推進(jìn)/飛行器一體化試驗(yàn)的高超音速地面試驗(yàn)設(shè)施，采用液氧/甲烷/空氣燃燒加熱器生成高溫試驗(yàn)氣體，具備模擬飛行馬赫數(shù)3～7Ma，模擬總溫900～2 000 K，最高模擬總壓為27.6 MPa的能力，噴管出口直徑為2.44 m，試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)120 s[13]；位于GASL的HYPULSE設(shè)備具備模擬飛行馬赫數(shù)5～25真實(shí)飛行條件的能力，可進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)研究[13]；GASL 4號(hào)試驗(yàn)艙可進(jìn)行純凈空氣試驗(yàn)和污染空氣試驗(yàn)，可進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)污染效應(yīng)對(duì)比試驗(yàn)研究，因其獨(dú)特特點(diǎn)被美國(guó)國(guó)防部試驗(yàn)資源管理中心確認(rèn)為核心高超聲速試驗(yàn)設(shè)施之一[1,6,29]。此外，NASA還在蘭利研究中心和艾米斯研究中心建設(shè)了多座世界領(lǐng)先的、可滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)部件及整機(jī)氣動(dòng)和氣動(dòng)熱試驗(yàn)的地面試驗(yàn)設(shè)施，其中包括被TRMC確認(rèn)為核心高超聲試驗(yàn)設(shè)施的蘭利研究中心31in Ma10/20in Ma6/15in Ma6風(fēng)洞和艾米斯研究中心的電弧噴流設(shè)施[1,8]。

表2 美國(guó)主要試驗(yàn)設(shè)施

圖1 蘭利8ft HTT風(fēng)洞超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)Fig.1 Scramjet engine test in LaRC 8ft HTT

美國(guó)空軍阿諾德工程發(fā)展中心的氣動(dòng)與推進(jìn)試驗(yàn)單元、電弧加熱試驗(yàn)設(shè)施H1/H2/H3、9號(hào)風(fēng)洞和馮卡門氣動(dòng)試驗(yàn)設(shè)施(VKF)A/B/C風(fēng)洞以及空軍研究試驗(yàn)室的推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)施單元18、19和22號(hào)均被美國(guó)國(guó)防部試驗(yàn)資源管理中心確認(rèn)為核心高超聲速試驗(yàn)設(shè)施之一。從公開資料上看，APTU試驗(yàn)設(shè)施為采用液氧/異丁烷/空氣燃燒加熱器的自由射流臺(tái)，模擬馬赫數(shù)覆蓋3～8Ma，模擬總溫覆蓋589～2 613 K，最高模擬總壓為19.3 MPa，噴管出口直徑為1.07 m，試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)12 min，承擔(dān)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)變馬赫數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究任務(wù)，并取得了一定成果[13,30]。蘭利研究中心的31in Ma10/20in Ma6/15in Ma6風(fēng)洞，其具備世界范圍內(nèi)獨(dú)一無二的高超聲速氣動(dòng)試驗(yàn)?zāi)芰?，模擬馬赫數(shù)覆蓋1.5～10，并可進(jìn)行變密度連續(xù)長(zhǎng)時(shí)間試驗(yàn)，可滿足(高)超聲速飛行器進(jìn)氣道—機(jī)體一體化、外掛分離等研究試驗(yàn)要求。

美國(guó)國(guó)防部試驗(yàn)資源管理中心確認(rèn)的核心高超聲試驗(yàn)設(shè)施中還包括隸屬TRMC的推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)施(高超聲速氣動(dòng)推進(jìn)潔凈空氣試驗(yàn)臺(tái))、隸屬能源部桑迪亞國(guó)家實(shí)驗(yàn)室的氣動(dòng)試驗(yàn)設(shè)施(高超聲速風(fēng)洞以及隸屬卡爾斯潘大學(xué)巴佛羅研究中心的LENS系列大能量國(guó)家激波風(fēng)洞。圖2中的LENS系列大型激波風(fēng)洞具備真實(shí)飛行環(huán)境下的全尺寸超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱和推進(jìn)試驗(yàn)?zāi)芰?，是世界范圍?nèi)的主流高超聲速試驗(yàn)設(shè)備，LENS—I可提供7～18Ma，最高總溫達(dá)8 300 K的能力，LENS—II能夠復(fù)現(xiàn)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3～9Ma的真實(shí)飛行環(huán)境，試驗(yàn)時(shí)間80 ms；LENS—XX可產(chǎn)生最高30Ma試驗(yàn)氣流的能力[13,31-33]。

圖2 激波風(fēng)洞LENS承擔(dān)的多個(gè)工況下的全尺寸試驗(yàn)Fig.2 Full scale flight vehicles tested in the LENS tunnels at fully duplicated flight conditions

作為沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)及其試驗(yàn)技術(shù)的領(lǐng)跑者，美國(guó)擁有規(guī)模最大、數(shù)量最多、技術(shù)最先進(jìn)的試驗(yàn)設(shè)施。其確定的16處核心試驗(yàn)設(shè)施各有特色，囊括了大尺度自由射流推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)施、大尺度氣動(dòng)試驗(yàn)設(shè)施、氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)試驗(yàn)設(shè)施、高焓純凈空氣試驗(yàn)設(shè)施、變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)設(shè)施等，且均為世界范圍內(nèi)的先進(jìn)高超聲速地面試驗(yàn)設(shè)施。從公開發(fā)表文獻(xiàn)上看，美國(guó)正在全力整合、提升其地面試驗(yàn)?zāi)芰?，加緊關(guān)鍵測(cè)試技術(shù)研究，優(yōu)先滿足高超聲速導(dǎo)彈武器地面試驗(yàn)需求。

2.2 俄羅斯

蘇聯(lián)及其繼承者俄羅斯擁有數(shù)量眾多且能力突出的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)施。自20世紀(jì)60年代建成第一座大型自由射流試驗(yàn)設(shè)施BMG開始，相繼在茹科夫斯基中央空氣動(dòng)力學(xué)研究院(TSAGI)、中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院和中央通用機(jī)械研究院(TSNIIMASH)等機(jī)構(gòu)相繼建成了多種類型的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)、氣動(dòng)和氣動(dòng)熱試驗(yàn)設(shè)施(見表3)。

俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院擁有眾多沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)設(shè)施，其中的綜合試驗(yàn)體TS—16是歐洲最大的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)施，可進(jìn)行全尺寸超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)；自由射流臺(tái)BGM的噴管出口直徑為0.4 m，試驗(yàn)氣體總溫為2 300 K，可滿足模擬飛行5～8Ma的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)半自由射流試驗(yàn)[5,34-35]；C—16K直連試驗(yàn)工位和C-16VK自由射流試驗(yàn)工位采用兩級(jí)空氣加熱方式(電加熱+燃燒加熱)，直連工位采用燒氫補(bǔ)氧二級(jí)加熱器，模擬來流總溫2 500 K時(shí)的試驗(yàn)氣體總流量為25 kg/s，自由射流工位可進(jìn)行全尺寸沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，其可采用氫燃料二級(jí)加熱器或碳?xì)淙剂隙?jí)加熱器，可分別實(shí)現(xiàn)最高模擬來流總溫2 300 K和2 100 K的能力[36-37]。

表3 俄羅斯主要試驗(yàn)設(shè)施

茹科夫斯基中央空氣動(dòng)力學(xué)研究院擁有80多處試驗(yàn)設(shè)施，包括多座可用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)試驗(yàn)和氣動(dòng)試驗(yàn)的試驗(yàn)設(shè)施[5,14,38]。其中，可用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)試驗(yàn)的自由射流臺(tái)T—131B和直連臺(tái)T—131V均采用煤油燃料加熱器生成高溫試驗(yàn)氣體，最高模擬總溫為2 350 K，最高模擬總壓為10 MPa，模擬飛行馬赫數(shù)覆蓋4～8，自由射流臺(tái)T—131B的噴管出口直徑為400 mm。另外，TSAGI還擁有多座可用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)試驗(yàn)的高超聲速風(fēng)洞。較為典型高超聲風(fēng)洞T—116的噴管出口尺寸為1 m×1 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋1.8～10。

俄羅斯中央機(jī)械制造研究院多級(jí)壓縮設(shè)備PGU采用絕熱壓縮空氣方式生成純凈空氣試驗(yàn)氣體，參與了幾乎所有蘇聯(lián)時(shí)期高超聲飛行器的空氣動(dòng)力特性研究，其中的自由射流設(shè)備PGU—11噴管出口直徑為0.4 m/0.8 m，可模擬沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)4～10Ma真實(shí)飛行條件下的溫度和壓力參數(shù)，最長(zhǎng)工作時(shí)間可達(dá)5 s[13,39]。TSNIIMASH的高超聲速氣動(dòng)試驗(yàn)設(shè)施Y—306—3采用電加熱方式防止試驗(yàn)氣體膨脹過程中發(fā)生凝結(jié)(最高總溫1 100 K)，噴管出口直徑為1.2 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋2～10，最長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)間達(dá)600 s[38,40]。U—12大型激波管是世界范圍內(nèi)較為先進(jìn)的高超聲試驗(yàn)設(shè)施，采用激波加熱方式生成高溫、高壓試驗(yàn)氣體，其噴管直徑為0.92～3.0 m，可產(chǎn)生5～20Ma的試驗(yàn)氣流，廣泛應(yīng)用于高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)問題研究、飛行器氣動(dòng)特性研究以及電磁波物理研究等[13]。

隸屬俄羅斯科學(xué)院西伯利亞分院理論與應(yīng)用力學(xué)研究所(ITAM)的AT—303絕熱壓縮高超風(fēng)洞與PGU—11相似，也采用絕熱壓縮方式產(chǎn)生高溫純凈試驗(yàn)氣體[34]。AT—303采用兩級(jí)加熱方式生成高溫純凈試驗(yàn)空氣，首先采用電阻加熱方式將獲得900～1 300 K和20～30 MPa的高溫空氣，而后采用絕熱壓縮方式獲得300 MPa和2 500 K的高溫高壓試驗(yàn)氣體，試驗(yàn)時(shí)間40～200 ms，噴管出口直徑為0.3～0.6 m。高超聲速風(fēng)洞AT—303具備開展8～20Ma的氣動(dòng)試驗(yàn)?zāi)芰Γ部砷_展模擬8Ma飛行條件下的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)試驗(yàn)?zāi)芰?。圖3為AT—303試驗(yàn)設(shè)施原理圖。

圖3 AT—303風(fēng)洞原理示意圖Fig.3 Schematic drawing of wind tunnel AT—303

綜上所述，俄羅斯在地面試驗(yàn)設(shè)備數(shù)量、種類以及試驗(yàn)?zāi)芰Ψ矫鎯H略遜于美國(guó)，在蓄熱加熱技術(shù)、變馬赫數(shù)噴管技術(shù)、光學(xué)測(cè)量技術(shù)等方面與美國(guó)等有一定差距。盡管如此，作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的先行者之一，蘇聯(lián)及其繼承者俄羅斯擁有較為先進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，并具備豐富的設(shè)計(jì)、生成和試驗(yàn)?zāi)芰徒?jīng)驗(yàn)。例如，俄羅斯新星設(shè)計(jì)局、彩虹設(shè)計(jì)局以及機(jī)械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體等研制的Kh—31A、3M—80E、Kh—41及寶石等型號(hào)反艦導(dǎo)彈均采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)。蘇聯(lián)解體后，俄羅斯繼承了大部分蘇聯(lián)時(shí)期的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)設(shè)施。經(jīng)歷了20世紀(jì)90年代困難時(shí)期后的俄羅斯，加緊開展沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究，全面推進(jìn)高超聲速技術(shù)基礎(chǔ)研究。依托其先進(jìn)試驗(yàn)?zāi)芰Γ砹_斯于2017年完成了3K—22“鋯石”高超聲速導(dǎo)彈試射，飛行速度達(dá)到8Ma，高超聲速打擊體系初見端倪(見圖4)。

圖4 “鋯石”高超聲速導(dǎo)彈出口型Fig.4 The export—oriented Zicron hypersonic missile

2.3 歐洲國(guó)家

歐洲高超聲速技術(shù)及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展路線與美國(guó)有交叉但也不同，其主要側(cè)重于空天運(yùn)輸和宇宙探索的高超聲技術(shù)和適用大型高超音速飛行器的沖壓及組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。歐洲領(lǐng)導(dǎo)和從事高超聲技術(shù)及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究的機(jī)構(gòu)有歐空局(ESA)、法國(guó)航空航天研究院(ONERA)和德國(guó)航空航天中心(DLR)等(見表4)。

自20世紀(jì)60年代開始，法國(guó)航空航天研究院(ONERA)相繼建成了自由射流/直連試驗(yàn)設(shè)施S4、自由射流/直連試驗(yàn)設(shè)施ATD5、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連試驗(yàn)設(shè)施LAERTE和F4高焓風(fēng)洞，并在皮爾斯地區(qū)建設(shè)了一座大型沖壓及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連臺(tái)[11,13,34,41]。圖5中S4原為采用氧化鋁卵石床蓄熱材料的自由射流試驗(yàn)設(shè)施，噴管出口尺寸為φ0.67 m/φ1.0 m，可提供最高總溫1 850 K、最高流量150 kg/s的純凈空氣，具備進(jìn)行6Ma以下沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)試驗(yàn)的能力和10、12Ma的氣動(dòng)試驗(yàn)?zāi)芰Α檫m應(yīng)法國(guó)LEA研究計(jì)劃要求，ONERA針對(duì)S4風(fēng)洞進(jìn)行了能力擴(kuò)展改造。改造后的S4風(fēng)洞采用“蓄熱+燃燒加熱”的方式生成2 400 K以上的高溫試驗(yàn)氣體，并具備全尺寸超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連試驗(yàn)?zāi)芰?。皮爾斯地區(qū)的大型沖壓及超然的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連臺(tái)采用燒氫補(bǔ)氧加熱器，可生成總溫達(dá)1 800 K、流量達(dá)100 kg/s的試驗(yàn)氣體。

表4 歐洲主要試驗(yàn)設(shè)施

圖5 風(fēng)洞S4布局圖Fig.5 S4 general view

德國(guó)航空航天中心擁有多座可進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的高超聲速風(fēng)洞，包括高焓激波風(fēng)洞HEG[13]、高超聲速風(fēng)洞H2K[42]以及VG系列高超聲風(fēng)洞[43]。高焓激波風(fēng)洞HEG噴管出口直徑為0.88 m，最高模擬總溫達(dá)9 900 K，最高模擬壓力為90 MPa，主要用于再入飛行器的氣動(dòng)熱研究；高超聲速風(fēng)洞H2K試驗(yàn)段直徑為0.61 m，采用電阻加熱方式防止試驗(yàn)氣體膨脹冷凝，模擬馬赫數(shù)覆蓋4.5～11.2Ma，可用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)特性研究。此外，德國(guó)亞琛工業(yè)大學(xué)擁有一座大型激波風(fēng)洞TH2，其噴管出口直徑覆蓋0.59～2.0 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋6～18[44]。

綜上所述，經(jīng)過多年地面試驗(yàn)技術(shù)研究，以法德為代表的歐洲國(guó)家建設(shè)了一系列沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)設(shè)施，并在純凈空氣和長(zhǎng)程直連地面試驗(yàn)技術(shù)和能力建設(shè)方面取得了很大的進(jìn)展，但在試驗(yàn)臺(tái)種類、數(shù)量以及尺寸、試驗(yàn)時(shí)間等方面與美俄相比仍有一定差距。

2.4 日本

日本在高超聲速技術(shù)方面的研究起步較早，相繼提出并參與了一系列高超聲速研究計(jì)劃。從公開發(fā)表文獻(xiàn)上看，日本在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方面的研究起步較晚，但發(fā)展迅速，且大部分研究側(cè)重應(yīng)用于空天往返輸運(yùn)推進(jìn)系統(tǒng)的氫燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)在20世紀(jì)90年代相繼建成了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)設(shè)施RJTF[6,13]和大型自由活塞激波風(fēng)洞HIEST[45]。

RJTF沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)設(shè)施采用了氧化鋁空心磚型蓄熱式加熱器來產(chǎn)生高焓純凈試驗(yàn)空氣，并在蓄熱式加熱器出口配置二級(jí)燃燒加熱器繼續(xù)提高溫度。RJTF設(shè)備的噴管尺度為510 mm×510 mm，具備馬赫數(shù)4、6、8 三個(gè)模擬狀態(tài)的試驗(yàn)?zāi)芰?。RJTF設(shè)備的3種加熱模式：

1)單獨(dú)蓄熱式加熱，可以產(chǎn)生1 700 K左右的純凈空氣；

2)單獨(dú)燃燒加熱，最高可產(chǎn)生2 600 K的污染空氣；

3)蓄熱式加熱(1 700 K)加上二級(jí)燃燒加熱，最高可產(chǎn)生2 600 K的低污染空氣。圖6中給出了RJTF風(fēng)洞發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖片。表5列出了RJTF設(shè)備模擬的主要試驗(yàn)狀態(tài)及參數(shù)[6]。

圖6 RJTF風(fēng)洞發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)Fig.6 Engine test in RJTF

為滿足空天往返飛行器HOPE—X和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制試驗(yàn)需求而建設(shè)的、位于日本JAXA角田宇宙中心的大型自由活塞激波風(fēng)洞HIEST可模擬超過7 km/s的速度，是世界上唯一能夠觀測(cè)附面層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象并生成高雷諾數(shù)氣流的試驗(yàn)設(shè)備。HIEST配套的錐型噴管出口直徑為1.2 m，型面噴管出口直徑為0.8 m，具備產(chǎn)生總焓達(dá)25 MJ/kg，總壓達(dá)150 MPa，最高達(dá)16Ma試驗(yàn)氣流的能力，可滿足高超聲速飛行器氣動(dòng)和氣動(dòng)熱試驗(yàn)需求。此外，試驗(yàn)設(shè)備還具備生成飛行馬赫數(shù)5～12，飛行動(dòng)壓50～100 kPa范圍內(nèi)高溫純凈空氣的能力，具備沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

日本地面試驗(yàn)設(shè)施數(shù)量不多，但特色明顯，技術(shù)先進(jìn)，能力指標(biāo)突出，其在變馬赫數(shù)噴管、純凈空氣加熱、激波加熱等試驗(yàn)技術(shù)研究方面積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)。

表5 RJTF設(shè)備模擬的主要試驗(yàn)狀態(tài)及參數(shù)

3 國(guó)內(nèi)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展及能力

國(guó)內(nèi)吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)起步較晚，發(fā)展較快。20世紀(jì)90年代以來，在一系列國(guó)家預(yù)研項(xiàng)目支持下，國(guó)內(nèi)多個(gè)科研機(jī)構(gòu)相繼啟動(dòng)了吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)研究，持續(xù)推進(jìn)關(guān)鍵地面試驗(yàn)技術(shù)研究。

目前，國(guó)內(nèi)主要從事沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及其地面試驗(yàn)技術(shù)研究的科研院所有：北京動(dòng)力機(jī)械研究所、國(guó)防科技大學(xué)、航天推進(jìn)技術(shù)研究院、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所、西北工業(yè)大學(xué)等。其中，北京動(dòng)力機(jī)械研究所是我國(guó)最早從事沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究的科研機(jī)構(gòu)，為推動(dòng)我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及其組合動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展，研制了一系列功能完善、技術(shù)先進(jìn)的地面試驗(yàn)設(shè)施，代表了我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及其地面試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域的最高水平。

國(guó)內(nèi)除北京動(dòng)力機(jī)械研究所外的部分相關(guān)科研機(jī)構(gòu)及其典型地面試驗(yàn)設(shè)施有：中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所研制的國(guó)內(nèi)第一座可用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的高超聲速推進(jìn)試驗(yàn)風(fēng)洞(HPTF)[34]以及具有國(guó)際先進(jìn)水平、可復(fù)現(xiàn)25～50 km、5～9Ma高超聲速飛行條件的JF12激波風(fēng)洞[46]；中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心研制了包括連續(xù)燃燒加熱、電弧加熱、激波加熱、脈沖燃燒加熱等多種加熱形式的可進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)試驗(yàn)及飛行器氣動(dòng)試驗(yàn)的地面試驗(yàn)設(shè)施，其中部分試驗(yàn)設(shè)施有脈沖燃燒風(fēng)洞[47]、 激波風(fēng)洞FD—14[31,48]、CARDC連續(xù)式燃燒加熱自由射流風(fēng)洞[49-50]、CARDC脈沖燃燒直連式風(fēng)洞[51]等；作為最早開展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究的科研院所之一，國(guó)防科技大學(xué)在相關(guān)基礎(chǔ)科學(xué)及工程化應(yīng)用研究方面處于國(guó)內(nèi)領(lǐng)先水平，研制了采用氣氧—酒精—空氣燃燒加熱、氣氧—?dú)錃狻諝馊紵訜嵋约半娂訜岬榷喾N空氣加熱技術(shù)的多臺(tái)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流及直連試驗(yàn)設(shè)施[52-56]。

西安航天動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)研究所是我國(guó)最大的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)與試驗(yàn)技術(shù)研究的專業(yè)機(jī)構(gòu)。經(jīng)過十余年不懈努力，在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力地面試驗(yàn)技術(shù)研究及能力建設(shè)方面取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，相繼研制了吸氣式動(dòng)力自由射流臺(tái)和長(zhǎng)程直連臺(tái)。

2013年建成的吸氣式動(dòng)力自由射流臺(tái)，具備3～8Ma工況試驗(yàn)?zāi)芰?，是?dāng)時(shí)國(guó)內(nèi)尺寸最大的沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)設(shè)施。該自由射流試驗(yàn)設(shè)施在國(guó)內(nèi)首次采用液氧—酒精—空氣加熱技術(shù)生成大流量高焓試驗(yàn)空氣。該技術(shù)和采用氣氧—燃料—空氣燃燒加熱、蓄熱加熱、電阻加熱、電弧加熱、激波加熱等試驗(yàn)空氣加熱技術(shù)比較，具有占地規(guī)模小、安全風(fēng)險(xiǎn)較低、使用/維護(hù)便捷、試驗(yàn)準(zhǔn)備周期短、配套電力基礎(chǔ)設(shè)施要求低、高溫試驗(yàn)空氣產(chǎn)量大、可長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)工作等優(yōu)點(diǎn)，可以滿足大尺度碳?xì)淙剂蠜_壓發(fā)動(dòng)機(jī)全彈道高溫來流模擬需求。2015年建成了采用液氧—酒精—空氣燃燒加熱技術(shù)的吸氣式動(dòng)力直連臺(tái)，攻克了三組元加熱器介質(zhì)供應(yīng)寬范圍連續(xù)變化精確調(diào)節(jié)和快速同步控制等技術(shù)難題，掌握了直連臺(tái)連續(xù)變彈道精確調(diào)節(jié)技術(shù)，具備了亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)全包線連續(xù)變彈道試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

針對(duì)真空球罐引射時(shí)間短、空氣及燃?xì)庖涓邏簹庠慈莘e需求大、水環(huán)泵引射電力配套基礎(chǔ)設(shè)施要求高等問題以及大尺度沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性考核試驗(yàn)的迫切需求，西安航天動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)研究所持續(xù)開展引射技術(shù)研究，在2009年研制的某姿控發(fā)動(dòng)機(jī)高模試車臺(tái)引射系統(tǒng)上，首次采用液氧酒精水蒸汽發(fā)生器技術(shù)生成動(dòng)力蒸汽，利用了高溫蒸汽焓值高、做功能力強(qiáng)的特點(diǎn)，系統(tǒng)具有抽真空能力強(qiáng)、占地面積小、電力配套基礎(chǔ)設(shè)施要求低等優(yōu)點(diǎn)。在此技術(shù)成功應(yīng)用的基礎(chǔ)上，研制了采用8臺(tái)液氧酒精水蒸汽發(fā)生器提供動(dòng)力蒸汽、總蒸汽耗量可達(dá)3 200 t/h、引射能力僅次于美國(guó)斯坦尼斯中心A3臺(tái)的蒸汽引射系統(tǒng)，可滿足吸氣式動(dòng)力直連臺(tái)3 000 s量級(jí)和自由射流臺(tái)典型工況300 s量級(jí)長(zhǎng)程試驗(yàn)引射需求。

為保障吸氣式高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展需求，國(guó)內(nèi)相關(guān)科研機(jī)構(gòu)正在開展2 m量級(jí)及以上大尺度自由射流試驗(yàn)、高焓純凈空氣地面試驗(yàn)、變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)、試驗(yàn)流場(chǎng)非接觸測(cè)量等領(lǐng)域技術(shù)研究及能力建設(shè)，但在新技術(shù)開發(fā)與應(yīng)用、試驗(yàn)?zāi)芰Φ确矫媾c世界先進(jìn)水平仍有一定差距。

4 分析及展望

現(xiàn)階段，高超聲速打擊武器進(jìn)入快速發(fā)展時(shí)期，美俄等國(guó)持續(xù)加大沖壓及組合發(fā)動(dòng)機(jī)等高超聲速關(guān)鍵技術(shù)研究投入，努力推動(dòng)高超聲速技術(shù)實(shí)用化。為全力保障其高超聲速技術(shù)發(fā)展，美國(guó)不斷加強(qiáng)對(duì)高超聲速試驗(yàn)與鑒定基礎(chǔ)設(shè)施的升級(jí)改造力度，并確定了16處核心試驗(yàn)設(shè)施和3處重要試驗(yàn)設(shè)施以滿足近期和中期高超飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)需求。與此同時(shí)，美國(guó)國(guó)防部通過實(shí)施“試驗(yàn)與鑒定/科學(xué)與技術(shù)”(T&E/S&T)計(jì)劃，持續(xù)加強(qiáng)高超聲速核心試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域的研發(fā)投入，以加快新技術(shù)向未來高超聲武器系統(tǒng)試驗(yàn)和鑒定能力的轉(zhuǎn)化，并為大型試驗(yàn)設(shè)施建設(shè)奠定技術(shù)基礎(chǔ)。 近年來，我國(guó)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)技術(shù)研究和能力建設(shè)方面取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，但由于起步較晚、技術(shù)積累不夠，與美俄等航空航天大國(guó)仍有一定差距。通過梳理和分析國(guó)外沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)?zāi)芰完P(guān)鍵技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，認(rèn)為我國(guó)應(yīng)在以下幾個(gè)方面開展試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)和技術(shù)研究：

1)著力提升沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)長(zhǎng)程自由射流試驗(yàn)等大型推進(jìn)試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)。美國(guó)和俄羅斯均建設(shè)有可滿足全尺寸沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)的大尺度自由射流試驗(yàn)設(shè)施，其中美國(guó)蘭利研究中心的8英尺風(fēng)洞的噴管出口尺寸為2.44 m，試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)120 s，是世界范圍內(nèi)獨(dú)一無二的大尺度長(zhǎng)程自由射流試驗(yàn)設(shè)施。我國(guó)相關(guān)試驗(yàn)設(shè)施在尺度和試驗(yàn)時(shí)間方面與發(fā)達(dá)國(guó)家仍有較大差距，應(yīng)加強(qiáng)相關(guān)大型推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)施能力建設(shè)，保障高超聲速導(dǎo)彈武器整機(jī)操作性能和耐性性能試驗(yàn)需求。

2)加強(qiáng)純凈空氣試驗(yàn)技術(shù)研究力度，加速大型純凈空氣試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)。美國(guó)、法國(guó)和日本均建有采用蓄熱加熱方式的大型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)施，并在蓄熱材料方面不斷加大研究投入，以滿足更高馬赫數(shù)下高溫純凈空氣的生成。俄羅斯則基于較為獨(dú)特的絕熱壓縮技術(shù)，也建設(shè)了一系列高溫純凈空氣試驗(yàn)臺(tái)。我國(guó)僅有幾座用于科學(xué)研究的小型純凈空氣試驗(yàn)臺(tái)，還沒有大型純凈空氣試驗(yàn)設(shè)施，且在相關(guān)核心技術(shù)方面的儲(chǔ)備嚴(yán)重不足。

3)加大變馬赫數(shù)噴管技術(shù)等新技術(shù)研究投入，加強(qiáng)變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)技術(shù)儲(chǔ)備。為解決沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加減速過程中暴露出來的問題，評(píng)估沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性，美國(guó)等航空航天大國(guó)持續(xù)推動(dòng)變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)技術(shù)研究。為保障我國(guó)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制試驗(yàn)?zāi)芰π枨?，需著重開展變馬赫數(shù)噴管技術(shù)等核心技術(shù)研究，增強(qiáng)變馬赫數(shù)地面試驗(yàn)技術(shù)儲(chǔ)備。

4)持續(xù)推進(jìn)新型非接觸測(cè)量技術(shù)研發(fā)，滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)流場(chǎng)精細(xì)化測(cè)量要求。由于傳統(tǒng)測(cè)量手段難以滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究流場(chǎng)參數(shù)準(zhǔn)確測(cè)量需求，國(guó)外科研機(jī)構(gòu)不斷探索以激光診斷技術(shù)為代表的新型非接觸測(cè)量技術(shù)研究，并在工程化應(yīng)用方面取得了較大進(jìn)展。