典型气动问题试验方法研究的综述

罗金玲，周 丹，康宏琳，王济康

（北京空天技术研究所，北京 100074）

典型气动问题试验方法研究的综述

罗金玲，周 丹，康宏琳，王济康

（北京空天技术研究所，北京 100074）

吸气式高超声速飞行器机体与推进系统高度一体化，飞行器内外流场复杂及相互影响，地面试验模拟技术难度大，有必要开展风洞试验方法研究。本文简要分析了吸气式高超声速飞行器的主要气动问题和试验需求。针对机体／推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型试验，梳理了国内外相关风洞试验的研究思路，提出了上述三类典型风洞试验应模拟的参数，对地面试验难以模拟的重要参数进行了影响分析。根据现有试验设施的模拟能力，总结了三类典型风洞试验方法，并提出了机体／推进一体化性能数据准确获取的有效方法。

高超声速飞行器；气动性能；尖锐前缘；边界层强制转捩；风洞试验方法

0 引 言

高超声速飞行在近些年来受到了广泛的关注。特别是2004年，美国吸气式高超声速飞行器X-43A取得马赫数7和马赫数10飞行演示验证试验的成功［1］，实现了8s和10s超燃冲压发动机推动下的高超声速飞行器自由飞行。2013年，X-51A飞行演示验证试验实现了以马赫数4．8～5．1有动力飞行时间达240s的历史性突破［2］。这三次高超声速飞行演示验证试验的成功，标志着超燃冲压发动机、机体／推进一体化等关键技术的研究取得了重大进展，同时也推动了高超声速试验设施与试验技术的发展。

超燃冲压发动机、机体／推进一体化、结构热防护等关键技术研究都离不开地面试验的支撑，地面试验研究是高超声速技术和关键数据来源的最重要研究手段。由于飞行器内外流高度耦合，高超声速飞行力学环境恶劣，地面试验模拟难度较大，对地面试验技术提出了新的挑战。根据国内外的研究情况［3］，目前高超声速气动试验面临的诸多难题都是由于风洞试验设备模拟能力不足，试验方法也不成熟。例如洁净空气介质中超声速燃烧研究是因为人们采用了燃烧风洞的污染试验气体；高温气体效应的影响是由于试验气流温度低，难以模拟壁温比以及气体组分不同；机体／推进一体化试验的外流和燃烧内流模拟要求足够大的试验流场；边界层转捩试验需要模拟“安静”的流场；尖锐前缘试验需要模拟沿弹道飞行的热环境。这些关键问题研究的不足将影响超燃冲压发动机、机体／推进一体化、结构热防护等关键技术的突破。

以美国为代表的军事强国高度重视高超声速试验设施的建设与试验技术的研究，经过50余年的发展，美国建成了一大批先进地面试验设施，形成了比较完备的高超声速试验研究体系［4］，如最成功、最有代表的NASA兰利研究中心的8英尺高温高超声速风洞（8-Ft HTT风洞）、CUBRC研究中心的LENS系列激波风洞及适应于高超声速边界层转捩研究的静音风洞等，这些地面设施对X-43A和X-51A飞行试验的成功发挥了重要作用。

X-43A和X-51A这两类飞行器代表了当今世界吸气式高超声速技术的先进水平，飞行器研制过程中开展了大量地面试验研究［5-8］，有些试验方法值得我们借鉴。本文首先梳理吸气式高超声速飞行器存在的主要气动问题和试验需求，针对机体／推进一体化、边界层强制转捩及尖锐前缘等关键问题，通过分析国内外相关地面试验研究思路，并结合现有试验设施能力，总结上述关键问题的试验方法，最后给出地面试验应模拟的参数，并提出一体化气动试验性能数据的获取方法，这对后续开展高超声速飞行器气动力、热试验研究具有一定参考价值。

1 主要气动问题及试验需求

吸气式高超声速飞行器最大特点是以超燃冲压发动机为动力，能在大气层内实现长时间的高超声速飞行，其气动问题主要包括：机体／推进一体化气动设计、气动力／热特性的预测、热气动弹性、力／热／结构多场耦合的动载荷、气动热／热防护、高动压下非对称外形的分离等问题，多学科强耦合是一体化高超声速飞行器的典型特征。

涉及的主要气动基础科学问题有：边界层自然转捩与强制转捩问题、激波／边界层干扰与激波／激波干扰、发动机内流道的超声速燃烧流动、前体／进气道激波振荡等非定常与非线性流动，流场结构复杂，如图1所示［9］。

图1 发动机工作时机体／推进一体化流动特征Fig.1 Typical flows configurations for airframeintegrated scramjet operation

与以往的再入高超声速飞行器和助推滑翔式高超声速飞行器相比，吸气式高超声速飞行器其气动热力学设计完全不同，将面临机体／推进一体化设计、边界层强制转捩、尖锐前缘热结构设计等新的气动核心难点问题，同时对地面试验设施与试验技术均提出了新的需求。

1.1 主要气动问题

1.1.1 机体／推进一体化

由于超燃冲压发动机给飞行器提供的推力裕度较小，采用机体／推进一体化的气动外形，以实现飞行器推阻平衡。如图1所示，该类腹部进气升力体飞行器，将超燃冲压发动机布置在机身的下方，利用前机身作为进气道的压缩面，后机身下表面作为一个自由膨胀面，以获得较大的推力。可见，这种布局形式使得气动与发动机的性能高度耦合，直接影响飞行器的推力、阻力、升力、力矩配平、操稳特性匹配及总体性能，机体与推进系统一体化设计是实现吸气式高超声速飞行的关键。

此外，由于飞行器机体与发动机高度一体化，机体与发动机没有明显的分界线，为了研究飞行器的气动与发动机性能，并获得其性能数据，需进行气动／发动机力界面划分，力的界面划分方法主要有两种［10］：cowl-to-tail力的算法与nose-to-tail力的算法，如图2、图3所示，前者是从飞行器气动研究外流的角度划分的，后者是从发动机研究推力的角度划分的。不同的计算系统划分方法实际上反映了一体化设计与分析方法的复杂性与难度，无论哪种划分方法，气动和发动机性能数据都无法采用以往常规风洞试验方法直接获取。必须开展机体／推进一体化试验，准确预测机体／推进一体化性能，对解决一体化设计问题尤为重要。

图2 cowl-to-tail力的算法Fig.2 Cowl-to-tail forc eaccounting system

图3 nose-to-tail力的算法Fig.3 Nose-to-tail force accounting system

1.1.2 边界层强制转捩

在以往航空航天飞行器设计领域，人们关注边界层转捩对飞行器的阻力和气动热环境的影响，而对于吸气式高超声速飞行器来讲，更加关注边界层转捩对超燃冲压发动机进气道起动和发动机性能的影响。主要原因是，由于前体／进气道存在复杂的激波-边界层干扰，当进气道的流动为层流时，容易在进气道压缩面的拐角和隔离段入口激波反射区产生分离，严重时会导致进气道不起动。在前体／进气道压缩面上加装强制转捩装置，可使流动从层流变为湍流，减少流动分离，提高流动抗反压能力，确保进气道的起动和超燃冲压发动机正常工作。同时，进入发动机的流动为湍流时，也有利于发动机稳定燃烧，进而提高发动机的性能。由此可见，强制转捩对吸气式高超声速飞行器设计非常重要，但由于强制转捩装置流动复杂，几何尺寸也较小，要模拟飞行条件下的“静音”环境，给地面试验研究带来很大困难。

1.1.3 尖锐前缘

吸气式高超声速飞行器长时间在大气层中飞行，气动加热严酷，相对以往高超声速再入飞行器而言，它面临的气动热环境具有低焓、中等热流、加热时间长、动压高的特点。超燃冲压发动机工作时，飞行器面临内外交困的燃烧热和气动热环境。为了实现飞行器长航时精确控制，飞行器需采用微烧蚀、维型式的防热设计；为了确保发动机进气道正常起动和提高飞行器升阻比，飞行器的头部、翼舵前缘等局部外形需要进行尖锐化设计，如X-43A以马赫数7短时飞行的头部尖锐前缘半径为0．75mm，以马赫数10短时飞行时的头部尖锐前缘半径仅为1．2mm［11］，尖锐前缘是飞行器受热最严酷的部位，温度梯度大，热应力影响大，尖锐前缘设计与考核评估是关键。对于高温及大温度梯度的尖锐前缘，面对现有风洞试验能力制约情况下，如何综合考虑模拟耐高温性、抗氧化性、抗冲刷性以及结构热应力等因素，实现尖锐前缘热结构的合理考核，给地面试验研究提出了新的挑战。

1.2 主要试验需求

高超声速飞行器风洞试验主要分为常规高超声速风洞和高温高超声速风洞试验。利用常规高超声速风洞可以开展飞行器气动布局研究，进行常规气动力、测压、动导数及其多体分离等相关地面模拟试验。而针对机体／推进一体化性能预测、尖锐前缘及边界层强制转捩等气动难点问题的研究，需要在高动压、高焓、更长有效试验时间、大尺寸的高温高超声速风洞以及静音风洞中开展试验研究。按加热方式的不同高温高超声速风洞可分为以下几种：激波加热风洞、蓄热加热风洞、电弧加热风洞和燃烧加热风洞等。从文献资料［12］可以看出，围绕X-43A超燃冲压发动机演示验证目的，利用燃烧加热风洞（如GASL Leg IV、高温高超声速风洞8-Ft H HT）、电弧风洞（AHSTF）开展了大量地面试验研究。如图4所示，给出了X-43A发动机流道地面试验研究的技术途径，对试验设备效应、模型效应、污染效应及边界层等的影响进行了系统地研究，并在8英尺高温高超声速风洞中开展了全尺寸模型的验证试验，以支撑飞行试验。

通过对X-43A地面试验研究思路的分析，可以得出，为了验证机体／推进一体化设计方法及获得性能数据，需要在常规高超声速风洞中开展气动性能试验，在燃烧加热风洞中开展发动机性能试验，以及在大尺寸燃烧加热风洞中开展一体化性能预测试验；为了研究边界层转捩的影响，需要在常规高超风洞、激波风洞及静音风洞中开展试验研究；而针对尖化前缘问题的研究需要在激波风洞和电弧加热风洞开展试验研究。

图4 Ma=7 X-43A地面试验验证技术途径Fig.4 Ma=7 X-43 ground test-verification roadmap

综上所述，机体／推进一体化性能试验、边界层强制转捩和尖锐前缘试验是高超声速飞行器关键的地面试验，涉及高超声速常规风洞与高温高超声速风洞以及静音风洞，单座风洞试验难以满足研究需求，如何利用地面气动设施开展试验研究，试验方法非常关键。

2 气动典型问题试验方法研究

2.1 机体／推进一体化性能试验

与航空飞行器、运载火箭等一般类型的飞行器相比，吸气式高超声速飞行器并不存在一个独立的“发动机”部件，机体与发动机高度一体化，以往建立的风洞试验方法不能完全适用于吸气式高超声速飞行器。由于吸气式高超声速飞行器力系划分复杂，使得地面试验准确获得气动和发动机性能数据有一定困难。主要原因是：对于气动试验，面临扣除风洞试验模型内阻的问题，内阻测量难度大；对于发动机试验，需采用数值计算方法扣除发动机冷态内阻，而在试验中无法对冷态内阻的数值计算结果进行直接验证。可见，气动与发动机性能数据的不确定度会影响飞行器推阻匹配的评估，为了提高数据获取的准确度，开展机体／推进一体化性能试验尤为重要。

2.1.1 试验模拟

机体／推进一体化性能试验是在地面评估超燃冲压发动机是否能提供足够推力克服飞行器阻力的最直接方法。如图5所示［9］，给出了发动机推力随燃油流量的变化规律，图中实线分别为马赫数Ma＝4、7的理论预测结果，离散点为美国NASA兰利研究中心8-Ft HTT风洞试验结果，由此可以评估飞行器推阻匹配特性。

燃烧加热风洞是目前进行高超声速飞行器一体化性能研究中实现大流量和模拟焓值的首选风洞，8-Ft HTT风洞为目前世界上最大的燃烧加热风洞［13］，X-43A、X-51A在该风洞中开展了全尺寸发动机自由射流试验和一体化性能试验，获得了飞行器在发动机不同工况下的推阻、升力和力矩特性［14］。理论上，燃烧加热风洞试验应该同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求。气动试验的模拟准则要求，除了试验模型几何相似外，需保证马赫数、雷诺数、比热比、普朗特数、壁温比（壁面温度与恢复温度的比值）TW／Tr相等，那么在受热条件下流过物体的所有粘性运动都相似。但由于燃烧加热风洞存在污染组分，如碳氢燃料的燃烧［15］，不可避免的在试验气流中混入大量的水和二氧化碳等污染组分，试验气体介质区别于飞行条件的纯空气，不可能全面模拟真实飞行的所有参数条件。工程实际中，一体化性能试验模拟准则优先考虑满足发动机试验的模拟需求，气动试验只能模拟重要的参数，如马赫数和雷诺数。

Fig.5 NASA兰利研究中心超燃冲压发动机性能试验评估Fig.5 Performance summary of NASA Langley scramjet test results

常用的燃烧加热风洞发动机试验模拟来流参数主要有两种：一种是模拟马赫数、静压、静温；另一种是模拟马赫数、静压、总焓［9］。两种模拟参数的差别主要在于，模拟总焓还是模拟静温，目前没有统一的试验模拟准则。主要原因是：燃烧加热风洞气流中存在污染组分的影响，与飞行条件相比，模拟总焓时，总温偏低，可能低估了高温效应，使飞行器前体压缩面的激波角偏大；模拟静温时，对于污染空气，模拟的总温偏高，可能高估了高温效应，使得前体压缩面的激波角偏小，从而影响发动机内流道的流场特征，导致发动机性能存在天地差异。因此，为了准确评估吸气式高超声速飞行器推阻匹配特性，需要采用纯净空气的高温高超声速试验设备来研究污染组分对发动机性能的影响。从文献［16］看出，美国利用CUBRC研究中心的LENS II激波风洞开展了X-51A全尺寸模型的推力、阻力测量试验研究，如图6所示，利用张线支撑方法直接获得了飞行器的推阻性能，支架干扰小。LENS II激波风洞［4］可以模拟的飞行马赫数范围为4～7，喷管直径1．55mm，最长有效时间30ms，可以复现X-51A飞行高度范围。利用激波风洞开展一体化性能试验优点是，采用纯净空气，可完全复现飞行条件的马赫数、雷诺数、静压、总焓，但其缺点是由于试验时间短，壁温比无法复现飞行条件，壁温比较低，对飞行器阻力有影响。另外，由于激波风洞试验时间非常短，发动机点火燃烧及推力测量等试验技术难度大。国内科学院力学所已建成φ2．5m长试验时间JF12激波风洞，试验时间为100ms［3］，如何利用该风洞开展一体化性能试验研究，后续相关试验技术还需要攻克。

图6 悬挂在LENS II风洞中全尺寸X-51A模型的推力与阻力测量试验Fig.6 Thrust and Drag Measurements with Full-scale X-51A model suspended in LENS II

2.1.2 脉冲风洞一体化试验的影响因素

燃烧脉冲风洞具有流量大、焓值高和经济实用等不可比拟的优势，在高超声速飞行器研究中发挥着重要作用。国内中国空气动力学研究发展中心φ600mm燃烧脉冲风洞可以模拟的飞行马赫数为4～6，试验时间大于0．3s，文献资料［17］介绍了利用该风洞开展了小尺度飞行器的机体／推进一体化试验情况，研究了一体化试验推阻测量技术。该类风洞的不足在于试验来流中污染组分（主要是水蒸汽和二氧化碳）对机体／推进一体化飞行器性能试验结果有一定影响。另外，由于脉冲风洞试验时间偏短，壁温比对阻力影响不可忽略，而且是主要影响因素。

图7给出了典型吸气式高超声速飞行器试验模型在马赫数Ma＝6发动机不工作条件下（即内流道为冷通气情况）的气动力试验结果，在燃烧脉冲风洞获得的阻力系数与常规高超声速风洞获得的结果不同，阻力偏大约为29%，产生试验结果差异大的原因可能有两种：试验来流污染组分和模型壁温比的影响。

图7 不同风洞的阻力系数随迎角的变化Fig.7 Variation of drag coefficient with angles of attack for different wind tunnel tests

为了更好地分析影响的原因，本文采用数值模拟方法，针对发动机不工作条件下的飞行器阻力预测问题，开展燃烧脉冲风洞、常规高超声速风洞、真实飞行条件下壁温比对阻力影响的研究，模拟飞行来流条件为马赫数Ma＝6、迎角为0°，来流计算条件见表1。采用完全气体模型，基于N-S方程求解，湍流模型为k-ωSST。

表1 来流计算条件Table 1 The conditions of freestream for calculation

对于长时间飞行条件，物面边界层内无热交换，可近似认为绝热壁面。针对飞行条件下绝热壁计算状态，飞行器前体压缩面的壁温比为Tw/Tr＝0．83，对于飞行条件下等温壁900K时的Tw/Tr＝0．6；常规高超声速风洞的壁温比为Tw/Tr＝0．78；燃烧脉冲风洞的壁温比为Tw/Tr＝0．19。可见，燃烧脉冲风洞的壁温比与飞行条件相差较大，常规高超声速风洞的壁温比接近真实飞行条件。

飞行器阻力包括压差阻力与摩擦阻力两部分，图8给出了不同风洞与飞行条件下飞行器内外流总阻力系数和压差阻力系数随壁温比的变化曲线，图中符号A1表示飞行条件绝热壁计算结果，A2表示飞行条件等温壁900K的计算结果，B表示常规高超声速风洞的计算结果，C表示燃烧脉冲风洞条件的计算结果。从图中可以看出，壁温比对阻力系数影响较大，飞行器总阻力系数与压差阻力系数均随壁温比的增大而减小，压差阻力约占总阻力的57%；常规高超声速风洞的阻力与飞行条件的基本相等，燃烧脉冲风洞的总阻力与压差阻力均比常规风洞的增大约23%，这与两个风洞试验对比结果是基本一致的。由此可见，壁温比是造成常规高超声速风洞与燃烧脉冲风洞阻力差别的主要原因。

图8 阻力系数随壁温比的变化Fig.8 Variation of drag coefficient with the ratios of wall temperature to recovery temperature

此外，为了揭示壁温比对阻力的影响机理，针对飞行条件和燃烧脉冲风洞的条件进行了流场特征对比分析，图9给出了不同壁温条件下发动机内流道压力云图，可见飞行条件与脉冲风洞条件下获得的发动机内流道流场特征不同。下面从压差阻力与粘性阻力两个方面来分析壁温比的影响原因。

图9 不同壁温条件内流道压力云图Fig.9 Pressure contours of vehicle flowpath for different wall temperature conditions

不同壁温比对压差阻力影响的原因是：发动机内流道气流压缩后静温较高，飞行条件下壁面温度高，而燃烧脉冲风洞壁温低，带来两者的边界层有差异，壁温比高，边界层厚。按照nose-to-tail力的划分，不同壁温条件下，边界层厚度对飞行器外流的压力影响较小，引起的压力差异不显著；而边界层厚度对内流道的压力影响较大，使得压力有显著差异。壁温比越低，内流道压力越低，压差阻力增大。

不同壁温比对摩擦阻力影响的原因是：壁面摩擦力为粘性系数与剪切速度的乘积。由于燃烧脉冲风洞等温壁面条件物面附近静温较低，因此粘性系数减小，其壁面剪切速度增大，剪切速度增大量比粘性系数减小量更大，最终导致燃烧脉冲风洞所得摩擦阻力大于飞行条件。

2.1.3 一体化性能数据的预测方法

飞行器设计的重要任务之一是获取气动和发动机性能数据，作为飞行器控制、总体设计的必要输入参数。由于气动与发动机性能高度耦合，从气动／发动机力系划分来看，无论采用哪种力系划分方法，都无法直接从地面试验单独获得气动性能数据。要获得气动和发动机耦合性能，一般有三种获取方法：第一种是采用常规高超声速风洞、高温高超声速风洞试验（或发动机自由射流试验台）与数值模拟相结合的方法，再按照nose-to-tail力的算法，可以得到整个飞行器在发动机工作状态下的气动性能与发动机性能数据；第二种是地面试验直接测量方法，即在大尺度高温高超声速风洞中，进行带动力的一体化性能试验，通过天平测量，直接获得飞行器在发动机工作状态下的净推力和飞行器的升力、力矩等性能数据；第三种是通过常规高超声速风洞、高温高超声速风洞试验分别获得冷通流的气动性能和发动机冷热态性能的变化量，两者再相加，即可得到整个飞行器一体化性能数据。

美国研制X-43A飞行器时，在NASA兰利研究中心8-Ft HTT风洞开展了1∶1尺寸的超燃冲压发动机（Vehicle Flowpath Simulator，VFS）试验，从图10可见［18］，X-43A采用了第三种方法获取一体化性能数据，进行了三种典型状态试验：进气道关闭风洞试验（cowl closed）；进气道打开的无动力风洞试验（cowl open unfueled）；进气道打开的有动力试验（cowl open fueled，燃油当量比φ＝1．2）。通过进气道打开时有、无动力两种状态的试验，可以得到飞行器带动力的推力增量，再结合飞行器冷态测力试验，即可获得一体化性能数据。

图10 X-43A进气道开／关、冷／热态的纵向力和力矩（包括8英尺风洞验证结果）Fig.10 X-43A longitudinal forces and moments inlet open unpowered and powered modes（including validation results from the 8-ft HTT）

总之，采用试验与CFD相结合的第一种预测方法，适用于飞行器方案研究阶段，气动专业与发动机专业按照力系划分原则可单独开展研究工作。第二种与第三种数据获取方法适用于飞行器工程研制阶段，直接通过地面试验获取飞行器一体化性能数据，精度较高。相对第二种方法，第三种获取数据方法其优点是，对高温高超声速试验设施的尺度需求较低，是现阶段实现对带动力一体化飞行器性能准确预测的最佳途径。

2.2 边界层强制转捩试验

高超声速领域中边界层转捩是一个最重要的基础问题，前体/进气道边界层状态与发动机进气道性能、燃烧稳定性和推进效率密切相关，其边界层转捩预测和控制关系到飞行器整个项目研制的成败，边界层强制转捩是高超声速飞行器需重点研究的关键问题。高超声速边界层转捩的影响因素很多，转捩雷诺数与气动外形、来流参数、壁面条件等众多因素相关，给地面试验模拟带来了很大难度，需要综合利用常规高超风洞、激波风洞及静音风洞开展相关试验研究。

2.2.1 试验模拟

在边界层强制转捩地面试验中，影响转捩的主要因素包括来流马赫数、雷诺数、来流湍流度、姿态角、壁温比、前缘钝度、粗糙度、凸起物高度等。模拟真实飞行条件，理论上应遵循几何相似、流动相似和动力相似准则要求。但实际上，地面试验很难完全满足要求。下面根据相似准则对上述转捩影响因素进行分析。

对于一般风洞试验，若采用较大尺度的缩比模型，可以满足几何相似条件。但对于吸气式高超声速飞行器，前体／进气道的尖锐前缘半径很小（如X-43A前缘半径为0．75mm），前体压缩面上强制转捩装置凸起的高度也只有几毫米，对于缩比试验，前缘钝度、粗糙度和凸起物高度这几个参数按照缩比尺度进行缩小，尺寸太小后，难以满足试验模拟要求，如果凸起物的高度低于当地边界层厚度，会使得流动特征与真实飞行条件不同。

从理论上来讲，姿态角、来流湍流度、壁温比这些因素在流动控制方程中属于边界条件，称为流动相似条件。姿态角在风洞试验中属于试验状态参数，可以完全模拟。而地面试验难以模拟来流湍流度、壁温比参数。一般认为天上的环境非常安静，扰动幅值很小，地面试验来流湍流度大。对于模拟壁温比参数，常规高超声速风洞试验时，壁温比接近飞行条件，脉冲风洞试验时间短时，壁温比低于飞行条件，而且飞行条件下，壁温比是随时间变化的，且飞行器不同位置壁温比不同。因此，风洞试验很难模拟飞行条件下的壁温比。

来流马赫数与雷诺数为动力相似参数，是气动力试验中必须模拟的两个主要来流参数，地面试验中容易实现来流马赫数的模拟，对于缩比模型，当尺度较小时，雷诺数模拟有一定困难，或者模拟高马赫数和高动压时，地面设备难以实现雷诺数的模拟。

2.2.2 试验方法

根据上面分析可知，转捩试验需要模拟来流马赫数、雷诺数、壁温比、模型尺寸及来流湍流度或噪声等参数，模拟的参数较多，仅利用一座风洞是难以满足试验要求的。如何利用地面试验设施进行边界层强制转捩研究，技术途径或试验方法非常重要。

高超声速强制转捩装置最成功的研究和应用首先是在美国的X-43A项目上，在X-43A、X-51A研制过程中，针对强制转捩装置在常规高超声速风洞、激波风洞和静音风洞开展了大量的试验研究，从缩比试验到全尺寸的地面试验模拟。

常规高超声速风洞、激波风洞与静音风洞最大的不同在于来流噪声水平的不同。常规风洞模拟来流条件的噪声水平通常比飞行条件高出1～2个量级。根据资料报道［19］，美国Purdue大学马赫数6静音风洞，喷管尺寸为240mm，是目前世界上公布的最大尺寸静音风洞，可以用“安静”和“常规”两种状态运行，“安静”运行模式的噪音水平0．05%，“常规”运行模式噪音水平3%（一般常规风洞噪声水平1%～3%）。由此可见，静音风洞能够在一定程度上可以模拟比较安静的飞行环境，是转捩研究的一个重要研究手段。但由于现有静音风洞尺寸较小，雷诺数较低，难以实现飞行条件下的动力学相似。而常规高超声速风洞因尺寸规模大，配套试验技术成熟，马赫数、雷诺数可实现飞行条件下的完全动力学模拟，对边界层强制转捩的研究发挥了重要作用。

根据国外资料报道［20-21］，X-43A、X-51A强制转捩试验主要在NASA兰利研究中心20英寸马赫数6和31英寸马赫数10的常规高超声速风洞、CUBRC研究中心激波风洞LENS II和Purdue大学的静音风洞进行的。对于地面缩比试验时，强制转捩装置几何缩比原则是，保证边界层强制转捩装置粗糙元的高度与边界层厚度的比值与飞行条件相等，地面试验的单位雷诺数与飞行条件相似，可认为这种试验方法是合理可行的。从文献［21］研究结果表明，静音风洞条件下强制转捩带的转捩雷诺数大于噪声风洞的，静音风洞结果可用于确定转捩带的高度。

图11给出了X-51A前体模型在CUBRC的LENS激波风洞的试验结果与静音风洞的对比［22］。试验结果表明，LENS激波风洞的转捩区域与Purdue大学静音风洞的“安静”模式转捩区域比较一致，静音风洞转捩位置稍微延后。因此，在强制转捩研究中，起主导因素是扰流装置，噪声是次要因素，LENS激波风洞可以用来研究强制转捩。

此外，从图11还可以看出，与Purdue大学静音风洞“噪声”模式运行的试验结果相比，转捩区域大大延后，说明激波风洞LENS来流噪声比静音风洞“噪声”模式运行时的低，静音风洞可用于研究噪声效应的影响。

图11 X-51A LENS风洞与Purdue静音风洞试验结果的对比Fig.11 Comparisons of results from the LENS tunnels and purdue quiet tunnel for X-51A

综上所述，需采用常规高超声速风洞、激波风洞和静音风洞相结合的试验方法开展边界层强制转捩试验，静音风洞可用于确定转捩带的高度，并研究噪声效应的影响；常规高超声速风洞与激波风洞可以完全模拟来流参数与几何尺寸，进一步确认转捩带的转捩效果。

2.3 尖锐前缘风洞试验

机体尖锐前缘（以下简称尖锐前缘）是高超声速飞行器最关键的部件之一，其外形和尺寸对飞行器的气动性能和超燃冲压发动机的性能有显著影响。而尖锐前缘面临的力学环境非常恶劣，要求在高温、强氧化、强气流冲刷条件下满足非烧蚀维形要求，在高温、大温度梯度、高噪声、强振动、大动压等载荷共同作用下前缘结构必须保持完整。由此可见，尖锐前缘热结构地面试验要完全模拟高热载荷／复杂力学环境，试验技术难度大。需要根据现有的地面试验设备能力，制定合理试验方法，开展尖锐前缘试验研究。

2.3.1 试验模拟

电弧风洞试验条件对飞行条件的模拟一般从耐高温性、抗氧化性、抗冲刷性等方面考虑。耐高温性方面，进行电弧风洞试验首先应模拟飞行状态下表面温度分布、以及温度随时间快速上升和下降的速率，即需要模拟前缘表面的热流密度、热流密度随时间、空间的变化情况，以及试验时间。抗氧化性方面，应模拟试验件表面温度、表面的压力、试验时间等。抗冲刷性方面，应模拟试验件表面温度、表面的切应力、冲刷时间等。因此，要实现耐高温、抗氧化、抗冲刷性的模拟，对于电弧风洞试验来讲［23］，一般需模拟的参数为：热流、压力、壁面剪切力、恢复焓值、加热时间，而对于尖化前缘来讲还需要模拟温度梯度。由于壁面剪切力、温度梯度和恢复焓值在地面试验无法直接测量，需通过来流总焓、驻点热流、驻点压力和来流马赫数计算获得。

对于尖锐前缘电弧风洞试验，主要考核热应力的影响，试验件不能缩比，需要较大的喷管口径，就目前电弧风洞试验的能力，能模拟的马赫数最大为5，对于吸气式高超声速飞行器来讲，难以完全模拟飞行马赫数。理论上，当来流总焓一定时，马赫数决定气流速度的大小，将影响试验件表面的壁面剪切力、温度梯度参数的模拟，为降低影响量，需要合理设计试验状态。

2.3.2 试验方法

尖锐前缘电弧风洞试验以温度、强度和刚度考核为目标，必须使用全尺寸试验件模拟大温升速率与极端温度梯度等瞬时温度场特征。根据飞行热环境和现有电弧风洞试验能力，合理设计试验状态，确定模拟的马赫数；再设计异型喷管，使尖锐前缘试验件位于流场均匀区。

试验状态包括：驻点热流和驻点压力的设计以及来流总焓、来流马赫数的确定。类似于X-51A的飞行器常采用后掠前缘，前缘曲面复杂，需要采用激波风洞与数值模拟相结合的方法获得驻点热流和驻点压力，作为电弧风洞流场调试的输入参数。设计的总焓、驻点热流、驻点压力和加热时间以台阶式覆盖飞行条件来实现试验状态的模拟。

以往再入飞行器端头的电弧风洞试验，重点模拟驻点焓值、驻点压力和驻点热流密度［24］，由于试验设备能力的限制，很难模拟马赫数，考虑到马赫数对飞行器端头的防热材料烧蚀影响小。所以，一般不要求模拟马赫数。但对于尖锐前缘电弧风洞试验，需要研究结构热应力问题，而马赫数对结构热应力有影响，因此，尖锐前缘试验需模拟马赫数。

为了分析马赫数对试验的影响，针对前缘倒圆半径1．5mm、半楔角6°的典型尖楔，进行了数值模拟研究。采用完全气体模型，基于N-S方程求解，壁温条件为等温壁，温度为288K，按层流状态计算。针对Ma＝6．5、H＝30km飞行条件，在保证总焓、驻点热流、驻点压力不变情况下，仅改变马赫数，来研究风洞条件下不同来流马赫数对剪切力及热流分布的影响规律。计算结果见图12和图13，图中横坐标为尖楔前缘倒圆角的圆心角θ，图12中的纵坐标为壁面热流与驻点热流的比值Qw／Qs，图13中的纵坐标为剪切力τ。由图可知，来流马赫数越小，温度梯度小，剪切力也小，当Ma≥4后影响量减小。原因是：马赫数越小，驻点处的正激波与驻点附近的斜激波强度差别越小，由于试验中保证了驻点热流不变，所以温度梯度小，热流大。剪切力为粘性系数与速度梯度的乘积，由于马赫数减小，激波强度弱，波后速度大，温度低，导致速度梯度大，粘性系数减小，综合结果：马赫数越小，使得剪切力减小，当马赫数大于4后，对剪切力影响不大。

当马赫数在4～6．5范围内，前缘剪切力及热流分布随马赫数变化缓慢，即影响量小。所以，试验来流马赫数应尽量接近飞行马赫数，从计算结果看，最好Ma≥4。

图12 不同马赫数下Qw／Qs随θ的变化Fig.12 Variation of Qw／Qswithθ for different Mach numbers

图13 不同马赫数下τ随θ的变化Fig.13 Variation of τwithθfor different Mach numbers

电弧风洞试验中试验件表面参数测量技术非常关键，是判断模拟飞行条件的重要手段。由于尖锐前缘驻点附近空间小且温度梯度大，电弧风洞试验无法采用传统的接触式温度测量方法进行测量，需采用非接触测温方法，实现试验件表面温度的监测，以确认风洞试验模拟了飞行条件。

3 结 论

机体／推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞试验是吸气式高超声速飞行器研究中非常重要的典型试验项目，由于气动与发动机高度耦合、边界层转捩与尖锐前缘试验模拟参数多，如何模拟飞行条件，试验方法是关键。本文通过梳理吸气式高超声速飞行器主要气动问题及其试验需求，分析了一体化性能试验、边界层强制转捩与尖锐前缘三种典型试验的模拟参数，结合目前地面试验能力，给出了可行的试验方法，并获得以下主要结论：

（1）机体／推进一体化性能试验是地面评估飞行器推阻匹配的重要试验，需综合利用大尺度的高温高超声速风洞、燃烧脉冲风洞和长试验时间的激波风洞来开展一体化性能试验；一体化性能试验难以同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求，应优先考虑发动机试验的模拟准则；利用激波风洞可研究燃烧加热风洞试验污染组分对一体化性能的影响，但相关试验技术还需进一步攻关；脉冲风洞试验获得的阻力偏大，壁温比是影响阻力的主要参数。

（2）采用地面试验、数值模拟相结合的方法可获得机体／推进一体化性能数据，但得到的气动与发动机性能数据的不确定度较大；而通过常规高超声速风洞、高温高超声速风洞试验分别获得冷通流状态下的气动性能和发动机冷热态性能的变化量，两者再相加，该方法是现阶段准确预测飞行器一体化性能的最佳技术途径。

（3）边界层强制转捩试验需模拟的参数较多，利用一座风洞难以满足试验要求。静音风洞可模拟比较安静的飞行环境，由于现有静音风洞尺寸较小，雷诺数较低，难以实现飞行条件下的动力学模拟，可用于机理研究和计算结果的确认。常规高超声速风洞、激波风洞因尺寸规模大，马赫数、雷诺数可实现飞行条件下的完全动力学模拟，但难以模拟来流湍流度。采用常规高超声速风洞、激波风洞和静音风洞相结合的试验方法是现阶段边界层强制转捩研究的重要手段。

（4）尖锐前缘热环境恶劣，温度梯度大，热应力高，电弧风洞试验必须使用全尺寸尖锐前缘试验件，喷管尺寸大，来流马赫数难以模拟飞行条件。依据尖锐前缘试验应满足耐高温、抗氧化、抗冲刷性的要求，提出了电弧风洞试验中需模拟热流、压力、壁面剪切力、温度梯度、恢复焓值、加热时间等参数；为了实现试验件壁面剪切力、温度梯度的模拟，试验来流马赫数应尽量接近飞行马赫数，最小不低于马赫数4；尖锐前缘驻点附近空间小且温度梯度大，必须采用非接触测温来实现试验件表面温度参数模拟程度的监测。

致谢：本文编写过程中得到李新亚、吴宁宁、王胜一等同志的帮助，在此一并致谢。

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Summarization of experimental methods associated with typical aerodynamic issues

LUO Jinling，ZHOU Dan，KANG Honglin，WANG Jikang
（Beijing Aerospace Technology Institute，Beijing 100074，China）

Air-breathing hypersonic flight vehicles are highly airframe／propulsion integrated，especially the outer and inner flows of the flight vehicles are very complicated and interact strongly with each other，considerable difficulties should be solved rationally in ground testing．Therefore，it is of great necessity to conduct researches on the related experimental methodology．This paper presents a brief analysis of main aerodynamic issues concerned with air-breathing hypersonic flight vehicles as well as associated experimental testing requirements，in which three typical types of experimental testing are focused on，they are performance testing of airframe／propulsion integrated vehicles，experiment of boundary layer transition with trips，and arc-heated facility testing of sharp leading edges．Besides，an overview of wind tunnel research methodologies both in China and abroad is included．This paper also provides critical similarity parameters that need to be ensured for the three types of experiments mentioned above，followed by an influence analysis of those key parameters that are difficult to achieve in ground testing．Based on the testing capability of the current test facilities，three typical wind tunnel experimental methods have been put forward，along with an effective method of acquiring accurate aerodynamic performance of the airframe／propulsion integrated vehicles in particular．The research materials presented should provide a useful guideline on the aerothermal and aerodynamic experimental research on hypersonic flight vehicles．

hypersonic vehicle；aerodynamic performance；sharp leading edges；boundary layer trip transition；wind tunnel experimental methods

V211.7

Adoi:10.7638／kqdlxxb-2014.0086

0258-1825（2014）05-0600-10

2014-08-20；

2014-09-10

罗金玲（1964-），女，博士，研究员。主要研究方向为飞行器设计．E-mail：13601293188＠139．com

罗金玲，周 丹，康宏琳，等．典型气动问题试验方法研究的综述［J］．空气动力学学报，2014，32（5）：600-609．

10．7638／kqdlxxb-2014．0086． LUO J L，ZHOU D，KANG H G，et al．Summarization of experimental methods associated with typical aerodynamic issues［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（5）：600-609．