高亮杰 钱战森 王璐 辛亚楠

摘要：随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加，對气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求，需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。概述了宽速域脉冲型风洞发展现状，对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战，并针对“可实现性”“可用性”及“好用性”问题，提出了相应的解决措施。

关键词：宽速域气动热风洞；管风洞；叠加驱动；层流双喷管

中图分类号：V211.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.008

可重复使用高超声速巡航飞行器是航空航天领域发展的重要方向，具有重要的战略意义。其宽速域大包线的飞行特性，相比于一次性使用的助推滑翔飞行器和巡航飞行器，在诸多领域面临更大的技术挑战，包括推进、机体/推进一体化、尺寸、材料等。特别是长航时性能要求，对飞行器结构轻量化设计提出挑战，需要全机结构系数有量级上降低[1]。由于气动加热现象存在，当飞行器速度为马赫数3时，其驻点温度为600～700K，速度进一步提升到马赫数6时，其驻点温度可到1700K，宽速域飞行使得载荷条件更为严酷，会显著增加飞行器需要进行热防护或热管理的面积，导致重量和成本增加。因此，准确预测飞行器宽速域气动热特性变得极其重要。

气动热风洞是从事高马赫数飞行器研制和气动热力学研究最基本的试验设备，作用是在尽可能复现飞行环境条件下，结合先进测试技术，获得飞行器模型表面气动力/热参数，从运行方式上可以分为连续型（如AEDC VKF Tunnel C等）、暂冲型（如AEDC Tunnel 9等）和脉冲型（如DLR-HEG、LHD JF-12、CALSPAN LENS系列等）。从设备构成看，脉冲型设备结构简单、驱动功率小、具有宽广的马赫数和雷诺数运行范围等已成为高超声速飞行器气动热研究的理想设备。主要体现在：无须单独配备供排气系统，其固有运行方式有效降低了对附属系统要求，同时可避免管道、阀门等造成的附加损失；易于将试验介质加热、加压到高状态且调节方便；设备本体结构耐热时间要求短（一般在十几到百毫秒量级），无须专门冷却或防隔热系统。

脉冲型风洞运行方法主要由其驱动形式决定，典型的有激波风洞、炮风洞、管风洞以及激波膨胀管等几类，其中激波风洞还可以进一步分为爆轰驱动、自由活塞驱动以及加热轻气体等[2]。随着光电科学、传感器及采集技术发展，国内外在脉冲型风洞设计及试验技术上均取得了长足进展，其中最具代表性的是美国卡尔斯潘（CALSPAN）的LENS系列风洞，形成了覆盖宽速域大空域的试验包线。随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加，亟须脉冲型风洞具备中低马赫数段运行能力，特别是需要具有跨多个马赫数（马赫数3～6）运行能力。本文概述了宽速域脉冲型风洞发展现状，探讨了宽速域高超声气动热风洞能力要求及其运行方式，对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战。

1宽速域高超声速气动热风洞运行方式

1.1宽速域脉冲型风洞发展现状

为了满足宽速域飞行器对试验能力的要求，国内外研究机构开展了大量研究工作，特别是在拓展脉冲型风洞运行包线方面取得了系列研究成果。

（1）JF-12长时间爆轰驱动激波风洞

常规激波风洞能提供的有效试验时间极其有限，一般为几毫秒到几十毫秒。为了满足超燃冲压发动机试验需求，实现高超声速地面推进模拟，中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室（LHD）开展了系列延长激波风洞试验时间的技术探索。基于爆轰理论，提出正/反向爆轰驱动技术：成功研制了JF-12反向爆轰驱动激波风洞（见图1），获得有效试验时间长达100ms，具有复现25～50km高空，马赫数为5.0～9.0范围高超声速飞行条件的能力[3]；目前基于正向爆轰驱动超高速激波风洞JF-22正在建设中。

（2）LENS II风洞能力扩展

在国家研究计划的推动下，美国的高超声速高焓设备逐渐向中低马赫数段扩展，如AEDC Tunnel C、LENS II等。能力提升的主要特点是针对原有试验马赫数下限在6.0以上的设备，补充或新建马赫数3.0～5.0喷管。最具代表性的是基于Ludwieg管原理对LENSⅡ激波风洞（见图2）进行改造，使其运行马赫数下限拓展到2.7，通过同时对驱动段与被驱动段加热使得直至马赫数7的运行时间延长至300ms[4]。

（3）CARDC脉冲燃烧风洞

为了满足超燃冲压发动机性能和流动机理研究的需求，中国空气动力研究与发展中心（CARDC）提出并发展了一种脉冲燃烧式风洞（见图3）。采用Ludwieg管或活塞挤压方式提供氧化剂和燃料，混合燃烧并经喷管膨胀加速到所需流动状态，能够满足马赫数4.0～6.0范围内发动机和飞行器试验的需求，试验时间可达500ms[5-6]。

（4）FL-63组合式宽马赫数风洞

基于激波管原理发展起来的脉冲型风洞运行范围向中低马赫数拓展时，均需以牺牲设备有效运行时间及流场品质为代价，且重复性差。而以Ludwieg管原理运行的管风洞对喷管收缩比要求相对较低，在中低马赫数运行条件下具有明显优势。结合两种运行模式优势，航空工业空气动力研究院提出了一种激波风洞与Ludwieg管组合运行模式（见图4），可复现马赫数3.0～4.5的飞行条件总温，有效试验时间150ms，同时具备马赫数3.0～10.0大范围的气动热测试能力[7]。

1.2宽速域高超声速气动热风洞能力要求

边界层流态及其转捩位置的准确预测对气动热载荷的高精度评估具有重要影响。因此，宽速域高超声速气动热风洞更多需要考虑宽速域转捩问题研究的需要。首先要求能复现飞行条件的总温，对于欠温运行的风洞，其得到的气动力/热特性及规律，可能与真实情形存在一定偏差，尤其是转捩对气动热的影响特性偏差更大[8-9]。其次试验气体必须是纯净空气，不能有因燃烧、离解等造成的成分污染。再者，飞/发匹配等含内流的试验，对风洞的运行时间有一定要求，运行时间过短可能导致模拟结果失真，因此模拟设备应有尽可能长的有效试验时间。还有最重要的一点就是要求试验设备能再现飞行环境的背景扰动水平。

再现低的背景扰动水平，即是要控制试验段的来流脉动，包括速度、压力和温度脉动，但通常由于速度和温度脉动难以直接测量，而压力脉动较容易测量得到，故而，一般对于该类风洞，都直接体现为控制试验段来流压力脉动量。然而，在当前无论数量还是规模都占有绝对优势的常规超/高超声速风洞及激波风洞中，试验段来流脉动量级可达5%[10]，通常比实际飞行环境高出1～2个数量级，对模型表面边界层流态及气动力/热特性有显著影响。试验结果与飞行数据的对比分析结果表明，试验段背景扰动对模型壁面转捩雷诺数影响较大，且不同风洞由于扰动水平存在差异，试验结果不一致。

再现宽速域飞行环境，即要求设备能够复现高马赫数真实流动参数（温度、压力等）的同时又具备中低马赫数模拟能力，实现在一座设备上尽可能的模拟宽范围流动条件，从而最大限度地保证试验数据的一致性。此外，对于脉冲型风洞，洞体振动对流场品质，特别是压力脉动量的影响不容忽视，缩短驱动段/被驱动段管体长度会影响有效试验时间，因此在保证一定的有效运行时间下，尽可能缩短洞体的长度具有重要意义。

综上所述，对宽速域高超声速气动热风洞能力的具体要求为：低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间。

1.3运行方式对比分析

分析国内外宽速域脉冲型风洞和高马赫数低湍流度风洞研究进展[11]，可以看出：

（1）宽速域脉冲型风洞多基于激波风洞改进发展而来，虽然在复现高焓流动方面体现出了巨大吸引力，但由于存在“大喉道效应”，被驱动管径与喷管喉道尺寸不匹配，使得基于激波管原理发展起来的激波风洞很难运行到马赫数5以下，为了扩大风洞使用范围，需以牺牲有效运行时间或喷管尺寸及流动品质为代价。同时，运行过程中管体内部存在着非定常波系流动结构与管体的耦合作用、高压破膜等强干扰现象，使得流场扰动较大，通常高于常规暂冲式高马赫数风洞，且很难降低湍流度。

（2）目前发展的高马赫数噪声风洞设计技术重点针对驻室中的速度脉动、压力脉动以及喷管壁面湍流边界层产生的随机小扰动等，分别建立了高性能稳定段和层流喷管设计方法。由于吹-吸式风洞不可避免的供气扰动，使得喷管尺寸较小，且实际运行雷诺数较低。同时，现有的高马赫数低噪声风洞多为“欠温运行”，来流气体加温仅为了防止试验段气体出现冷凝，并不能复现实际飞行环境下的总温。复现飞行环境的高温条件下，由于温度不均匀产生的熵波变得重要，现有的设计方法或消扰措施均未考虑温度效应的影响。

表1给出了不同运行方式风洞的性能对比。可以看出，Ludwieg管类风洞作为一种特殊的脉冲型设备，在有效试验时间、介质纯净度、流场湍流度三方面均具有较好的表现，但受到加热及驱动形式的影响，很难复现高马赫数的总温。

综上所述，基于Ludwieg管风洞原理发展同时满足低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染、长的有效运行时间等多方面要求的脉冲型风洞具有明显优势，但需要重点解决以下问题。

（1）“可实现性”问题

“可实现性”问题，即如何复现宽马赫数范围内的飞行总温，以工作马赫数范围在3.0～6.0为例，要求能模拟来流空气总温在400～1700K之间，對加热形式有较高的要求。

（2）“可用性”问题

“可用性”问题，即如何保证宽马赫数范围内尺寸匹配条件，喷管设计必须考虑到宽马赫数风洞实际运行使用过程中的尺寸匹配：一方面是洞体管径与喷管尺寸匹配。不同运行马赫数对流量和总压要求不一样，使得对管径尺寸需求相差较大，如何采用相同的管径适应不同马赫数所对应喷管的喉道尺寸成为设计难点；另一方面是喷管口径与模型尺寸匹配。减小低马赫数喷管的出口尺寸是目前脉冲型风洞拓展运行包线范围最常用的方法，由于模型最大允许堵塞比随运行马赫数上升而增大，给试验模型缩比尺度的确定造成困难。

（3）“好用性”问题

“好用性”问题，即如何实现喷管层流化，同时抑制温度扰动。由于Ludwieg管风洞特有的结构形式和运行原理，使得压力扰动和速度扰动量级均不大，从而使温度扰动成为影响流场性能的主要因素。已有研究表明，温度扰动对转捩的起始位置、湍流/化学反应相互作用等物理化学现象均有较大影响，如直接数值模拟和试验均显示5%量级的温度扰动可造成反应产物质量约30%的脉动。

2基于叠加驱动的宽速域高超声速气动热风洞

借鉴激波风洞的驱动形式（加热轻气体驱动和自由活塞驱动），发展了两种Ludwieg管风洞加热技术：管外加热和活塞压缩[12-13]。但是气体加热温度仅为了防止试验段气体发生冷凝，不能满足复现飞行总温的需求。

基于上述两种加热方式，针对宽马赫数范围对焓值的要求不同，提出一种管外预加热[14]与慢活塞绝热压缩叠加组合式加热驱动技术[15-16]。风洞驱动管体分为三部分，包括慢活塞驱动段、冷管段和管外预加热段。电阻式管外预加热段靠近下游喷管一侧，慢活塞驱动段位于管体的最上游。设备运行过程如下：低马赫数运行时（Ma3～4.5），慢活塞驱动段用隔离膜片封闭，仅使用冷管段和管外预加热段部分管体。根据运行温度和压力（Tmax≤900K；pmax≤1.5MPa），关闭高温隔离装置，分别向冷管段和管外预加热段充入不同压力的常温气体（压力比由初、末状态温比确定）。对热管内气体进行外部加热，当管内气体达到运行温度要求时（热管内压力自动与冷管压力匹配），快速开启隔离装置（秒量级），并完成破膜，流动开始，如图5（a）所示。

高马赫数运行时（Ma4.5～6），同时使用三段管体（无隔离膜片），先开启管外预加热，当管内气体温度达到一定值，同步开启高温隔离装置和调压阀，在压差作用下活塞释放，通过非定常绝热压缩进一步提升试验气体温度（Tmax≤1750K），当活塞恰好在驱动段下游停止时（理想活塞运行），完成下游膜片破裂，流动开始，如图5（b）所示。

3基于双喷管的宽速域风洞尺寸匹配技术

3.1双喷管原理与设计准则[17]

在传统喷管设计方法基础上，提出一种串列喷管结构形式。图6给出了串列喷管与管风洞连接示意图，其中串列喷管由上下游两个设计马赫数不同的型面喷管（喉道面积分别为A1*和A2*）和过渡段组成，根据喉道面积比不同可以对其内部流动状态进行分类。

3.2双喷管工作特性[18]

双喷管工作原理实际上是通过牺牲压力换取管径，从而弥补低马赫数大口径时流量不足。双喷管工作流态建立时间约为20ms，过程中存在复杂波系干扰。

在初始高压比条件下，第一喉道处首先达到声速，在后续压缩波系和喷管壁面曲率共同作用下，头道压缩波面的曲率逐渐变小，当进入等直段后，前缘压缩面脱离了主体波系结构，以更快的速度向下游运动，并演变成平面波，整个流场中波系结构的演变与单喷管Ludwieg管风洞类似。

当头道压缩波离开上游喷管进入等直段后，仍然以平面波的形式向下游喷管传播，直到经过收缩段后，在收缩段壁面出现波系的绕射与平面激波形成干扰，中心区域开始弯曲，并向四周扩散，使得头道波与主体波系合并，并未形成明显的头波向试验段传播（见图7）。

与激波风洞双波结构、单喷管Ludwieg管风洞单波结构不同，双喷管出现了起动激波弱化现象：没有出现明显的头波进入试验段，整个主体波系结构连续过渡。该现象有利于基于动态天平的测力信号高精度提取及辨识。

4基于层流双喷管的宽速域风洞低扰动实现技术

4.1基于喉道边界层抽吸的层流化喷管[10]

喉部上游边界层抽吸槽设计是低噪声风洞喷管的关键技术之一。抽吸槽设计主要有三个方面考虑：一是由于边界层抽吸装置的存在使得亚声速收缩段型面和喉部是断开的，需要进行型面匹配；二是抽吸槽入口构型选择，决定了在抽吸通道内是否会出现分离泡等，一旦分离泡出现将给下游流场带来严重影响。根据经验，抽吸槽抽吸情况可以分为强抽吸、弱抽吸和适度抽吸，其中适度抽吸可以抑制分离泡产生；三是排移通道设计。因此层流化喷管设计需同时考虑跨声速段、抽吸口位置和形状以及排移通道形式，并进行适当匹配，保证喷管性能最优。

4.2层流双喷管结构

综合考虑层流喷管和双喷管优势，将层流化喷管的设计思路引入到双喷管的设计中，发展新的层流化双喷管设计方法，利用双喉道之间的稳定空间发展扰动消除技术，总体设计分为三段（见图8）：一是稳定前段，包括大角度扩散段、消音隔板和吸声段，用于减小噪声；二是稳定中段，用于减小涡扰动；最后是稳定后端，用于流場自然过渡，进一步降低进入喷管收缩段前的总扰动。稳定空间内部阻尼及消扰结构的设计不同于常规风洞稳定段（低速流动环境），由于处于激波串下游，流速快且不均匀，为了抑制温度扰动，需要对应布置非对称结构，利用摩擦管长度上的差异增强掺混，降低非均匀梯度。图9为层流双喷管示意图。

5结束语

宽速域高超声速气动热风洞独特性能优势已使其成为可重复使用高超声速巡航飞行器研制中不可或缺的试验设备。Ludwieg管风洞作为一种特殊形式的脉冲设备，由于运行原理简单、拓展性强等特点，已在亚/跨/超/高超声速领域得到了应用，体现出了宽马赫数运行能力。但要在满足宽速域高超声速气动热风洞的性能要求，需要在设计方法上有所突破：

（1）叠加驱动理论。能够满足宽速域范围内复现飞行环境总温的要求。

（2）双喷管技术。解决风洞宽速域运行问题，并存在特殊的起动激波弱化现象。

（3）层流双喷管技术。结合层流喷管与双喷管的优势，可保证宽速域运行条件下低扰动特性。

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作者简介

高亮杰（1987-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：高速实验空气动力学。

Tel：024-86566766

E-mail：gaolj002@avicari.com

钱战森（1983-）男，博士，研究员。主要研究方向：高速空气动力学。

Tel：024-86566518

E-mail：qianzs@avicari.com

王璐（1987-）女，硕士，工程师。主要研究方向：流动控制技术。

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

辛亚楠（1985-）男，硕士，工程师。主要研究方向：试验设备设计。

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