高超聲速靜風洞

高超聲速靜風洞，相對於普通高超聲速風洞噪音低一個量級，可以達到飛行器真實的飛行環境噪音水平。一般而言，實驗段皮托壓力脈動與平均皮托壓力的比值達到千分之一量級，這是國際上靜風洞基本評價標準。

對於高超聲速風洞而言，實驗噪音主要來源於風洞壁面湍流邊界層產生的聲波擾動。而聲波擾動在高超聲速邊界層轉捩中占主導作用。因此，高超聲速靜風洞與普通高超聲速風洞的主要區別在於控制風洞噴管為層流邊界層，這樣就大大降低了由噴管壁面湍流邊界層引起的聲擾動，從而減少聲波擾動對實驗模型的干擾。目前世界上主要有三座高超聲速靜風洞：分別位於美國Purdue University，美國Texas A&M University，中國北京大學。

基本介紹

• 中文名：高超聲速靜風洞
• 外文名：Hypersonic wind tunnel
• 闡述：達到飛行器真實的飛行環境噪音
• 相關：高超聲速風洞

研究意義

邊界層轉捩的準確預測一直是飛行器設計所關心的重要問題，對於未來先進飛行器研製更有著特別重要的意義。如果空天飛機的前體大部分表層保持層流，則有效載荷可比完全湍流增加60%-70%；如果高亞聲速巡航商用機的機身、機翼、尾翼、短艙等主要部件採用層流控制技術，則總阻力可以減少24%。

邊界層的轉捩是一個十分複雜的動力學過程，雖然長時間來這方面研究受到廣泛關注，但深入的理解還很不夠，其初步成果線形穩定性理論只能局限於小擾動環境，離自主控制和有效利用的目標還有很大的距離。當前，對於型號研製，我們能做的時利用飛行試驗、數值計算和風洞試驗相結合的方法提出一些數據作為飛行器設計的初步依據。

在我國，上述三大手段中的主要支柱，風洞試驗面臨的困難很大：由於嚴重的噪聲，普通風洞的轉捩起始點總是比理論法靠前。由於噴管壁面湍流邊界層的聲幅射擾動，嚴重的影響平板和尖錐的轉捩結果，平板的轉捩Re數甚至比靜環境小一個量級，不僅如此，它還影響其它因素的作用方向。

因此，當前數量與規模均占絕對優勢的普通風洞，很難進行有效的邊界層轉捩特性的試驗研究，為了提高試驗數據特別是邊界層轉捩結果的可信度，必須有相應的低湍流度結果與其對照，提供修正依據。此外，廣泛開展的噪聲對邊界層轉捩過程影響的數值方法，其Codes的檢驗也迫切需要低湍流度風洞提供支持。早在1954年，J.Laufer就指出，如果要在風洞進行轉捩現象機理的定量研究，則消除或者弄清楚其擾動信息是一個基本問題。總之，針對高超聲速流動發展靜風洞是十分必要的。

基本概念

常規風洞試驗段測到的噪聲由駐室傳來的噪聲、噴管壁面的馬赫數震盪以及噴管壁面的紊流邊界層的隨機小渦噪聲（沿當地馬赫線傳播）散播分構成。高超聲速靜風洞聲學特性的改進，即是採取有效的技術措施儘可能降低這三部分噪聲對氣動試驗的影響。

國內而言，由於靜風洞研究非常少（尤其在高速這一塊），因此在國軍標里，根本沒有提到靜風洞概念。根據國外高超聲速靜風洞發展的經驗和成果，總結起來，靜風洞有以下典型指標：

1、噴管試驗區流場均勻性好，如按照我國超聲速風洞流場的指標，應達到風洞流品質的先進指標。

2、較低的湍流度。

3、靜試驗區噪聲很低。靜試驗區壓力脈動均方根值與平均壓力值只比比常規風洞低1到2個量級。

發展情況

國外發展

根據型號發展的需要和高度民用運輸機，自上世紀70年代以來，美國NASA LangLey中心就一直開展在風洞中獲得可靠的邊界層轉捩數據的研究工作。Iven E.Beckwith等研究人員進行了幾十年的研究，主要的成果是成功地發展了超聲速和高超聲速兩座低紊流度模型靜風洞，此後又建設了三座大尺寸靜風洞，形成了完成的靜風洞系列，並進行了大量試驗研究工作。20世紀80年代進行的一些先導性試驗表明：只有噴管壁面為層流流動的情況下才能達到很低的流動噪聲水平。因此，在儘可能高的試驗雷諾數下實現噴管層流流動是靜風洞中的一大技術關鍵。LangLey中心在層流化噴管的研究中做了系統的工作，探索了穩定段設定、上游邊界層抽吸、噴管類型、膨脹速率、壁面曲率、壓力梯度、拐點的壁面角、壁面光潔度、清潔度、流動污染和駐室噪聲等許多因素對噴管層流化的影響關係，這些系統廣泛的研究，形成了靜風洞概念的基本思想，並在LangLey靜風洞設計和運行中發揮了重要作用。

我國發展

隨著我國若干與飛行器相關的重大科技專項的實施，國家迫切需要湍流實驗研究的最新成果支撐一系列重大裝備的研製。為服務這一重大需求，重點實驗室實驗研究研究團隊改變研究方式，積極投身到國家戰略裝備與高超聲速靜風洞的研製和相關實驗技術的開發，把基礎研究、套用基礎研究與套用研究結合起來，形成了以國家重大需求牽引基礎和套用基礎研究的格局。

靜風洞能真實模擬高超聲速飛行器真實飛行環境，其要求來流湍流度小於0.1%。因而其建造十分困難，連航天大國俄羅斯至今都沒有同類設備。隨著航天飛行器的發展，靜風洞成為必須研製的關鍵裝備之一。在科技部973計畫和國家重大科技專項的支持下，建成了目前世界第三座高超聲速靜風洞。世界上第一個完成Mach 6靜風洞的專家Schneider 在美國空軍科研辦公室成立60周年舉辦的研討會上多次提到“世界上只有三座正在運行的高超聲速靜風洞”。這座靜風洞的建成不僅使我國在高超聲速轉捩研究領域在國際上占有一席之地，更重要的是使我國具備了高超聲速飛行器轉捩實驗預測能力，在我國高超聲速飛行器的設計中發揮了不可替代的作用。目前這座風洞正在承擔我國主要高超聲速飛行器的轉捩研究任務，獲得了大量的轉捩基準數據，同時為發動機進氣道的外形最佳化、飛行器防熱提供了關鍵技術支持。

研究團隊圍繞國家對發動機、高超聲速流動的重要需求，發展了近壁測量方法，攻克了旋轉邊界層、高超邊界層測量等技術難題。高速流場光學近壁測量方法一直受三大問題的困擾：光學邊界污染、大速度梯度引起速度場測不準，大速度變化（1000 m/s）引起的相關誤差。研究團隊經過努力，發明了靜態粒子加權法等一系列方法和基於視窗變形的多尺度疊代的查詢算法等數據處理技術，擁有了從低速到高超聲速的近壁流場的全套PIV 測量技術。Measurement Sci. and Tech.雜誌的審稿人認為我們發明的方法是“…Unique originality…” 。在國際上我們率先獲取了高超聲速轉捩的空間流場數據，同時我們發展了高超聲速流動顯示方法，獲得了迄今為止高超聲速轉捩最清晰的流場結構。