朱浩，畢志獻(xiàn)，陳星，宮建，蔣博，張冰冰，江海南，李辰，吳健，宋可卿，諶君謀，孫日明

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074

0 引 言

航空航天領(lǐng)域的先進(jìn)性依賴于技術(shù)先進(jìn)、高效、經(jīng)濟(jì)上可負(fù)擔(dān)的試驗(yàn)?zāi)芰?。這種試驗(yàn)?zāi)芰Πǖ孛婺M能力和飛行試驗(yàn)?zāi)芰?。在過去的幾十年中，隨著CFD技術(shù)和超級(jí)計(jì)算機(jī)的發(fā)展，已有一部分地面試驗(yàn)被CFD技術(shù)所取代。例如，1980—2003年間，用于翼型研究的風(fēng)洞數(shù)目從77個(gè)減少到5個(gè)。當(dāng)前航空航天工業(yè)向縱深發(fā)展，特別是以高超聲速飛行器為代表的新一代飛行器的興起，反而增加了對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的依賴。這是因?yàn)楦叱曀亠w行器面臨的飛行環(huán)境嚴(yán)酷而復(fù)雜，飛行范圍內(nèi)的不確定性顯著增加。在此飛行環(huán)境下，試圖通過CFD技術(shù)去發(fā)現(xiàn)或者認(rèn)識(shí)這些不確定性目前仍不現(xiàn)實(shí)。雖然高超聲速地面模擬環(huán)境與用戶要求存在一定差距，但風(fēng)洞試驗(yàn)依然被工業(yè)界視為高超聲速飛行器研發(fā)過程中最大最詳盡的數(shù)據(jù)源。這一共識(shí)使得風(fēng)洞試驗(yàn)在一些重點(diǎn)項(xiàng)目上反而獲得更為持久的增長。另外，高超聲速地面設(shè)備的內(nèi)在完備性也要求研究者尋求新的范式來彌補(bǔ)上一代地面設(shè)備的欠缺?？傊@種復(fù)雜的內(nèi)外消長態(tài)勢(shì)為發(fā)展新的高超聲速地面模擬設(shè)備既提供了契機(jī)，也帶來了挑戰(zhàn)。

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院2.0 m高能激波風(fēng)洞（以下簡稱FD-21風(fēng)洞）就是這種復(fù)雜態(tài)勢(shì)下的產(chǎn)物。FD-21風(fēng)洞是一座自由活塞驅(qū)動(dòng)的反射型激波風(fēng)洞，簡稱自由活塞激波風(fēng)洞，本文主要討論該風(fēng)洞的研制歷程和若干關(guān)鍵技術(shù)。

1 自由活塞激波風(fēng)洞的基本特征

自由活塞激波風(fēng)洞主要由以下幾個(gè)部分組成：高壓空氣貯室、壓縮管（含活塞）、激波管、噴管、試驗(yàn)段和真空箱。圖1是澳大利亞昆士蘭大學(xué)T4風(fēng)洞的輪廓圖，該圖很好地顯示了這類風(fēng)洞的組成和各個(gè)部件的空間關(guān)系。高壓空氣貯室、壓縮管和活塞構(gòu)成了風(fēng)洞的活塞壓縮器。經(jīng)典的激波管理論表明：采用熱的輕質(zhì)氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體更容易獲得強(qiáng)激波。為了模擬更高的參數(shù)，激波風(fēng)洞需要對(duì)輕質(zhì)的驅(qū)動(dòng)氣體進(jìn)行“加熱加壓”，這些不同的“加熱加壓”方式是激波風(fēng)洞分類的重要標(biāo)志。自由活塞壓縮器是自由活塞激波風(fēng)洞獨(dú)特的加熱加壓設(shè)備，它成就了自由活塞激波風(fēng)洞的優(yōu)勢(shì)，但也帶來了一些不足之處。

圖1 T4自由活塞激波風(fēng)洞輪廓[6]Fig.1 Sketch of T4 free piston shock tunnel[6]

自由活塞激波風(fēng)洞的工作原理是采用高壓空氣推動(dòng)活塞對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體進(jìn)行快速壓縮，實(shí)現(xiàn)對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體（主要是氦氣與氬氣的混合氣體）的加熱加壓，以便在激波管中獲得更為強(qiáng)勁的激波。自由活塞激波風(fēng)洞的詳細(xì)運(yùn)行過程如圖2所示。自由活塞激波風(fēng)洞是承襲炮風(fēng)洞或者長射風(fēng)洞的設(shè)計(jì)思路去獲得高溫氣體效應(yīng)的設(shè)備。隨著高超聲速技術(shù)的發(fā)展，這類風(fēng)洞日益受到重視，澳大利亞的T4、美國的T5、德國的HEG和日本的HIEST等自由活塞激波風(fēng)洞相繼出現(xiàn)，承擔(dān)了大量的高超聲速試驗(yàn)研究課題。關(guān)于自由活塞激波風(fēng)洞系統(tǒng)而詳細(xì)的研究，可參見文獻(xiàn)[9-11]。

圖2 自由活塞激波風(fēng)洞的運(yùn)行過程Fig.2 Operation process of free piston shock tunnels

自由活塞激波風(fēng)洞是產(chǎn)生高焓值、高密度試驗(yàn)氣流的重要設(shè)備。在實(shí)際運(yùn)行中，自由活塞激波風(fēng)洞的滯止焓上限約為25 MJ/kg，滯止壓力上限約為100 MPa，自由流速度上限約為6.5 km/s。自由活塞激波風(fēng)洞可以獲得的Re范圍為 1 0～ 1 0m，可以覆蓋不少高超飛行器的飛行環(huán)境。圖3展示了HIEST自由活塞激波風(fēng)洞的單位Re和滯止焓的關(guān)系，可以看到在高滯止焓下很難獲得高Re。圖4展示了不同高超聲速地面設(shè)備的滯止溫度，這個(gè)參數(shù)體現(xiàn)了試驗(yàn)氣體的離解水平和從事高溫氣體研究的能力?，F(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞的比較和分析，可參見文獻(xiàn)[5]。

圖3 HIEST自由活塞激波風(fēng)洞單位Re和滯止焓的關(guān)系[12]Fig.3 Reynolds number vs.enthalpy in the HIEST shock tunnel[12]

圖4 從事真實(shí)氣體研究的不同高超聲速地面設(shè)備[13]Fig.4 Different hypersonic facilities for real gas research[13]

逼真的氣動(dòng)熱環(huán)境模擬需要產(chǎn)生與飛行條件相接近的熱/化學(xué)反應(yīng)。特別是在給定速度下模擬離解流場(chǎng)時(shí)，高超聲速風(fēng)洞需要雙尺度參數(shù)（流動(dòng)密度和特征長度的乘積）的匹配。在多數(shù)情況下，風(fēng)洞模型比實(shí)際飛行器尺寸要小，因此，相比飛行條件，風(fēng)洞流場(chǎng)需要更高的壓力（或密度）。以雙尺度參數(shù)作為模擬基礎(chǔ)，可以實(shí)現(xiàn)或者部分實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞自由流的化學(xué)組分與實(shí)際飛行狀態(tài)的匹配，使得流場(chǎng)的若干細(xì)節(jié)得以保留。自由活塞激波風(fēng)洞獲得雙尺度參數(shù)范 圍在 10～ 10量級(jí)。相比于其他類型的風(fēng)洞，自由活塞激波風(fēng)洞可以獲得更高的滯止壓力。因此，在相同的特征長度下，自由活塞激波風(fēng)洞在雙尺度參數(shù)模擬上具有明顯優(yōu)勢(shì)。

活塞壓縮器與氦氣的配合使用成就了自由活塞激波風(fēng)洞強(qiáng)大的模擬能力。但是，自由活塞激波風(fēng)洞存在兩處不足：一是激波衰減，二是驅(qū)動(dòng)氣體對(duì)試驗(yàn)氣體的污染。文獻(xiàn)[14]的研究結(jié)果表明，在自由活塞激波風(fēng)洞中，邊界層黏性導(dǎo)致的激波衰減往往是次要的，而反射膨脹波的影響可能更為主要。導(dǎo)致這一情況出現(xiàn)的原因是：在主膜片打開時(shí)刻，活塞距離主膜片的位置過于靠近，除非對(duì)活塞實(shí)施過操作，否則就會(huì)使得激波管實(shí)際驅(qū)動(dòng)段過短，膨脹波反射過快。驅(qū)動(dòng)氣體對(duì)試驗(yàn)氣體的污染在反射激波風(fēng)洞中普遍存在，而自由活塞激波風(fēng)洞采用輕質(zhì)氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體，這一問題會(huì)更加突出。當(dāng)滯止焓達(dá)到25 MJ/kg以上，有效試驗(yàn)時(shí)間將因污染變得特別短暫。這兩個(gè)因素嚴(yán)重影響了自由活塞激波風(fēng)洞的性能，還需再進(jìn)一步深入研究。

傳統(tǒng)自由活塞激波風(fēng)洞，通過活塞的“過操作”技術(shù)維持驅(qū)動(dòng)段的壓力，延遲膨脹波的反射和傳播。這就要求活塞在主膜片打開時(shí)刻具有相當(dāng)高的速度（通常約為驅(qū)動(dòng)氣體聲速的1/10），以補(bǔ)償驅(qū)動(dòng)氣體的下泄，但其效果有限。這主要是因?yàn)樵谥髂て蜷_時(shí)刻，活塞已經(jīng)十分靠近主膜片，活塞速度不能過快，否則無法在此距離內(nèi)完成軟著陸，所以常壓力驅(qū)動(dòng)時(shí)間受到很大的限制。

傳統(tǒng)自由活塞激波風(fēng)洞的常壓力驅(qū)動(dòng)時(shí)間和常壓力驅(qū)動(dòng)時(shí)間內(nèi)活塞行進(jìn)的距離滿足:

式中，L為壓縮管長度，d為激波管內(nèi)徑，為壓縮管內(nèi)徑，為壓縮比，為主膜片打開時(shí)刻驅(qū)動(dòng)氣體的聲速，為活塞在常壓力階段起點(diǎn)和終點(diǎn)處速度的比值。在軟著陸的要求下，通常約大于0.5。式（1）表明：為了保證活塞的軟著陸，當(dāng)活塞速度減半時(shí)，常壓力驅(qū)動(dòng)時(shí)間宣告結(jié)束，此時(shí)約1/4的驅(qū)動(dòng)氣體沒有得到利用。

2 FD-21風(fēng)洞的研制經(jīng)過

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院研制FD-21的最初目的是承擔(dān)航天探月工程中相關(guān)氣動(dòng)力/熱試驗(yàn)。當(dāng)時(shí)該單位所擁有的脈沖風(fēng)洞的總焓相對(duì)較低，無法有效模擬3 km/s以上的高超（或超高）聲速飛行環(huán)境。在這樣的背景下，發(fā)展FD-21風(fēng)洞就變得十分迫切。

FD-21風(fēng)洞的預(yù)先研究發(fā)軔于2010年6月。在充分調(diào)研的基礎(chǔ)上，結(jié)合單位在脈沖風(fēng)洞領(lǐng)域的專長和積淀，最終選擇自由活塞作為FD-21風(fēng)洞的驅(qū)動(dòng)方式。事實(shí)上，中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院在活塞類的脈沖風(fēng)洞上具有相對(duì)系統(tǒng)的技術(shù)儲(chǔ)備。早在20世紀(jì)70年代中后期就已經(jīng)完成炮風(fēng)洞FD-20的研制，它是在原氫氣驅(qū)動(dòng)的激波風(fēng)洞基礎(chǔ)上改建完成的。另一座尺寸更大的炮風(fēng)洞FD-20a也服役達(dá)20年之久。這兩座在運(yùn)行的炮風(fēng)洞，為活塞類的脈沖風(fēng)洞的研究、設(shè)計(jì)、建造和運(yùn)行提供了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。在20世紀(jì)70年代，為獲得更高的總溫和總壓，中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院著手研制重炮風(fēng)洞FD-22，并參考比利時(shí)馮卡門流體力學(xué)研究所的長射風(fēng)洞進(jìn)行相關(guān)設(shè)計(jì)，直到90年代才完成初步調(diào)試。

FD-21風(fēng)洞項(xiàng)目初步審批在2012年完成。在此之前，自由活塞激波風(fēng)洞的相關(guān)研究也逐步開展。早期的研究工作主要集中在活塞壓縮器的氣動(dòng)建模、激波管性能以及風(fēng)洞的氣動(dòng)設(shè)計(jì)。2013年完成風(fēng)洞的初步設(shè)計(jì)，這一時(shí)期的氣動(dòng)設(shè)計(jì)更側(cè)重于探月三期返回器的再入飛行環(huán)境。2014年上半年FD-21風(fēng)洞項(xiàng)目正式獲得批復(fù)。2014年下半年，風(fēng)洞研制的“兩總”體系成立，風(fēng)洞總體設(shè)計(jì)進(jìn)一步完善。隨后，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、風(fēng)洞土建、控制系統(tǒng)等設(shè)計(jì)陸續(xù)開展。2015年FD-21風(fēng)洞的驗(yàn)證性平臺(tái)搭建完成（圖5），并進(jìn)行了多個(gè)車次的試驗(yàn)。該平臺(tái)主要是驗(yàn)證物理模型的預(yù)測(cè)效果和活塞壓縮器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。試驗(yàn)結(jié)果表明：導(dǎo)氣-釋放裝置的設(shè)計(jì)可能會(huì)消弱活塞后臉壓力，導(dǎo)致活塞加速不充分，速度未達(dá)到理論值（圖6）。這個(gè)驗(yàn)證性平臺(tái)對(duì)掌握活塞發(fā)射和止停技術(shù)具有不可估量的價(jià)值。

圖5 活塞壓縮器驗(yàn)證性研究平臺(tái)Fig.5 Photographic view of the free piston compression tube

圖6 活塞速度位移曲線[22]Fig.6 Velocity and displacement of piston[22]

2016年，F(xiàn)D-21風(fēng)洞安裝完成。2017年初開始相關(guān)調(diào)試的準(zhǔn)備工作，第一狀態(tài)（低狀態(tài)）校測(cè)完畢并開展相關(guān)試驗(yàn)。同年，風(fēng)洞被正式命名為FD-21，進(jìn)入科研生產(chǎn)序列。該風(fēng)洞進(jìn)行了多次校測(cè)和多項(xiàng)氣動(dòng)力/熱試驗(yàn)，獲得大量可用數(shù)據(jù)。2018年，為了開展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型自由射流試驗(yàn)，風(fēng)洞還增添了氫燃料供應(yīng)及噴注時(shí)序控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了燃料有效輸送與噴注。目前，F(xiàn)D-21風(fēng)洞已經(jīng)安全運(yùn)行146車次。

3 FD-21風(fēng)洞的基本情況

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-21風(fēng)洞是當(dāng)今世界上尺寸最大的自由活塞激波風(fēng)洞，包括風(fēng)洞本體（高壓儲(chǔ)氣室、壓縮管、夾膜機(jī)構(gòu)、激波管、噴管、試驗(yàn)段和迎角機(jī)構(gòu)），高壓空氣/特殊氣體供氣系統(tǒng)，真空系統(tǒng)，軌道系統(tǒng)，激波速度測(cè)量系統(tǒng)，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，示意如圖7所示。圖8為FD-21風(fēng)洞的實(shí)物照片。FD-21風(fēng)洞總長約160 m，總重約600 t。風(fēng)洞本體采用全鋼臥式結(jié)構(gòu)和全浮動(dòng)設(shè)置，可以有效緩解活塞巨大的沖擊載荷，風(fēng)洞主要部件參數(shù)見表1。

圖7 FD-21風(fēng)洞子系統(tǒng)Fig.7 Subsysytems of FD-21 tunnel

圖8 FD-21風(fēng)洞照片F(xiàn)ig.8 Photographic view of FD-21 tunnel

表1 FD-21風(fēng)洞主要部件參數(shù)Table 1 Parameters of FD-21 tunnel

FD-21風(fēng)洞的設(shè)計(jì)總焓為23 MJ/kg，設(shè)計(jì)總壓為90 MPa，有效試驗(yàn)時(shí)間約5～10 ms。表2顯示了風(fēng)洞當(dāng)前運(yùn)行的三個(gè)狀態(tài)，表中p為高壓儲(chǔ)氣室的初始?jí)毫?，p為壓縮管中氦氣和氬氣混合氣體的初始?jí)毫?，M為活塞質(zhì)量，p為激波管初始?jí)毫?，p和T分別為風(fēng)洞滯止條件下的壓力和溫度, p、T、v、Ma分別為噴管出口自由流靜壓、靜溫、速度和馬赫數(shù)。在這三個(gè)狀態(tài)中氦氣和氬氣的質(zhì)量比都為1∶9。狀態(tài)1-1和狀態(tài)1-2所使用的活塞質(zhì)量M都為205 kg，狀態(tài)1-3所使用的活塞質(zhì)量M為275 kg，雖然活塞質(zhì)量不同，但在壓縮管中均可實(shí)現(xiàn)軟著陸。在激波管末端，三個(gè)狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的入射激波馬赫數(shù)分別為5.0、7.4和7.0。這三個(gè)狀態(tài)采用同一只型面噴管，出口直徑1.2 m，喉道直徑42 mm，長度約8.0 m。

表2 FD-21風(fēng)洞的運(yùn)行狀態(tài)Table 2 Flow conditions of FD-21 tunnel

為了精確獲得活塞的位移和速度，壓縮管壁面安裝了多個(gè)壓力傳感器或光電傳感器，這些傳感器所采集的時(shí)序信號(hào)對(duì)應(yīng)活塞的通過時(shí)刻，以此得到活塞速度。在主夾膜機(jī)構(gòu)處也布置若干壓力傳感器，用以監(jiān)控破膜后驅(qū)動(dòng)氣體的壓力演化，分析活塞末端運(yùn)行狀態(tài)和活塞止停機(jī)構(gòu)的工作效果。圖9顯示了基于傳感器信號(hào)獲得活塞速度的試驗(yàn)值與計(jì)算值對(duì)比（第11車次），可以看到理論模型和活塞實(shí)際速度吻合很好。激波管壁面上同樣也布置了多個(gè)壓力傳感器，如圖10所示。這些壓力傳感器可以反映出激波行進(jìn)過程中的速度變化和衰減情況，尤其是在激波管末端安裝多只壓阻傳感器后可實(shí)現(xiàn)相互校驗(yàn)，得到更準(zhǔn)確的滯止壓力值。

圖9 活塞速度的試驗(yàn)值與計(jì)算值對(duì)比（第11車次）[27]Fig.9 Comparison of piston velocity (Shot 11)[27]

圖10 壓力傳感器布置Fig.10 Placement of pressure sensors

作為大型高超聲速設(shè)備，F(xiàn)D-21風(fēng)洞的研制周期相對(duì)漫長，本著穩(wěn)健安全、循序漸進(jìn)的發(fā)展思路，風(fēng)洞調(diào)試優(yōu)先考慮馬赫數(shù)8以上的超燃飛行環(huán)境，以便早日具備吸氣式推進(jìn)的試驗(yàn)?zāi)芰?。于是，風(fēng)洞當(dāng)前的運(yùn)行狀態(tài)參照氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案中的低焓模擬點(diǎn)加以實(shí)施并拓展。圖11顯示了FD-21風(fēng)洞推進(jìn)試驗(yàn)的2個(gè)模擬點(diǎn)。由于自由活塞激波風(fēng)洞有效試驗(yàn)時(shí)間短暫，在進(jìn)行推進(jìn)試驗(yàn)時(shí)氫燃料需要在噴管起動(dòng)之前提前噴注，為此研發(fā)噴注時(shí)序控制系統(tǒng)（圖12）實(shí)現(xiàn)可控延遲觸發(fā)。通過壓縮管末端附近的壁面壓力信號(hào)控制時(shí)序控制器的啟動(dòng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)氫氣噴注的精確時(shí)間控制。

圖11 FD-21風(fēng)洞推進(jìn)試驗(yàn)的模擬點(diǎn)Fig.11 Propulsion test simulation points of FD-21 tunnel

圖12 FD-21風(fēng)洞的燃料控制系統(tǒng)Fig.12 Fuel supply system for FD-21 tunnel

目前，F(xiàn)D-21風(fēng)洞所模擬的自由流密度和焓值仍然較低，與氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案的最高指標(biāo)仍有差距，尚未充分體現(xiàn)自由活塞激波風(fēng)洞的技術(shù)特點(diǎn)。氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案的高焓模擬點(diǎn)還有待進(jìn)一步調(diào)試。

4 設(shè)計(jì)原則與運(yùn)行策略

風(fēng)洞是進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)的基本設(shè)備，空氣動(dòng)力學(xué)中大量的重要成果是在風(fēng)洞中完成的。風(fēng)洞設(shè)計(jì)應(yīng)當(dāng)以空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)為歸旨，并在每一個(gè)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)中加以貫徹。為了行文的方便，暫將風(fēng)洞設(shè)計(jì)劃分為氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)兩部分。但需要指出的是，這兩個(gè)部分本是密不可分、相輔相成的。沒有風(fēng)洞氣動(dòng)設(shè)計(jì)，整個(gè)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)無從開始。沒有結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，再好的氣動(dòng)設(shè)計(jì)也只能停留在書面階段。風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要根據(jù)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的要求設(shè)計(jì)各個(gè)部件。如果建造的風(fēng)洞仍然不能達(dá)到或者接近所需要的工作狀態(tài)，那很有可能是氣動(dòng)設(shè)計(jì)的錯(cuò)誤，因此氣動(dòng)設(shè)計(jì)是一項(xiàng)嚴(yán)謹(jǐn)?shù)墓ぷ鳌?/p>

現(xiàn)代化的風(fēng)洞涉及眾多系統(tǒng)，以FD-21風(fēng)洞為例，整個(gè)風(fēng)洞體系包含了風(fēng)洞本體設(shè)備、供氣系統(tǒng)、真空系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等多個(gè)系統(tǒng)，而每個(gè)系統(tǒng)又由若干子系統(tǒng)構(gòu)成。因此風(fēng)洞設(shè)計(jì)需要不同學(xué)科的專業(yè)知識(shí)，是一個(gè)很復(fù)雜的系統(tǒng)工程，必須吸收各種專業(yè)技術(shù)人員共同參與。風(fēng)洞的功能決定了氣動(dòng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)性地位，它是整個(gè)風(fēng)洞設(shè)計(jì)的靈魂，是關(guān)聯(lián)各個(gè)學(xué)科的紐帶。

FD-21風(fēng)洞的設(shè)計(jì)始終堅(jiān)持面向用戶，以提供精確可靠的試驗(yàn)環(huán)境為最終目的。風(fēng)洞設(shè)計(jì)全程考慮多種因素，平衡各種矛盾，實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞效益、造價(jià)和性能的平衡。FD-21風(fēng)洞在設(shè)計(jì)過程中逐步形成并遵循如下2個(gè)指導(dǎo)原則：

1）均衡性原則。將風(fēng)洞的模擬能力、尺寸、當(dāng)前技術(shù)局限以及后期運(yùn)行維護(hù)成本等諸多因素加以綜合考慮，追求綜合效益。

2）側(cè)重性原則?；谧杂苫钊?qū)動(dòng)方式的特點(diǎn)與經(jīng)驗(yàn)，以及高超聲速試驗(yàn)需求，設(shè)計(jì)方案優(yōu)先考慮以中高焓值（≤20 MJ/kg）范圍運(yùn)行，兼顧不同運(yùn)行模式，以便風(fēng)洞在漫長的服務(wù)周期中保持優(yōu)勢(shì)。

上述指導(dǎo)原則增加了FD-21風(fēng)洞的兼容性和可擴(kuò)展性。通過科研人員在氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面的共同努力，F(xiàn)D-21風(fēng)洞可以根據(jù)不同試驗(yàn)任務(wù)和具體模擬需求，在如下3種運(yùn)行模式下進(jìn)行切換：1）自由活塞驅(qū)動(dòng)的反射型激波風(fēng)洞；2）自由活塞驅(qū)動(dòng)的炮風(fēng)洞；3）常規(guī)反射型激波風(fēng)洞。第一種運(yùn)行模式主要是滿足高焓值模擬需要，后兩種運(yùn)行模式主要針對(duì)低焓值模擬。

5 氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)

假定外部需求和空間限制是風(fēng)洞氣動(dòng)設(shè)計(jì)的先決條件，氣動(dòng)設(shè)計(jì)在這些約束下進(jìn)行。FD-21風(fēng)洞的氣動(dòng)設(shè)計(jì)采用逆向設(shè)計(jì)思路，其設(shè)計(jì)流程如圖13所示。風(fēng)洞噴管自由流條件根據(jù)高超聲速飛行器的飛行彈道（速度-高度圖）得到，接下來依次逆向推算風(fēng)洞的噴管貯室狀態(tài)、激波管的運(yùn)行狀態(tài)、壓縮管的運(yùn)行狀態(tài)。然后再采用正向計(jì)算進(jìn)行迭代，將風(fēng)洞的運(yùn)行參數(shù)確定下來。

圖13 自由活塞激波風(fēng)洞氣動(dòng)設(shè)計(jì)流程圖[11]Fig.13 The aerodynamic design process for free pist on shock tu nnels[11]

氣動(dòng)設(shè)計(jì)者需要對(duì)空氣動(dòng)力學(xué)、激波管以及高焓噴管流動(dòng)具有較系統(tǒng)性的知識(shí)儲(chǔ)備，同時(shí)也需要積累一些風(fēng)洞運(yùn)行的相關(guān)經(jīng)驗(yàn)，以便于處理氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的具體問題。FD-21風(fēng)洞中內(nèi)流演化復(fù)雜，且這些流動(dòng)現(xiàn)象和具體設(shè)備存在一定程度的相關(guān)性。鑒于目前的認(rèn)知水平，氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案有時(shí)和實(shí)際運(yùn)行狀態(tài)有稍許偏差。氣動(dòng)設(shè)計(jì)者應(yīng)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)和實(shí)際情況，盡可能減少或者規(guī)避潛在因素的影響。

在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，構(gòu)建可行的氣動(dòng)設(shè)計(jì)流程、開發(fā)滿足設(shè)計(jì)需要的快速計(jì)算程序是最為重要的系統(tǒng)級(jí)關(guān)鍵技術(shù)。高溫氣體效應(yīng)的存在使得氣動(dòng)設(shè)計(jì)變得復(fù)雜而困難，為此發(fā)展了理論計(jì)算程序FPST-thc，該理論計(jì)算程序具有良好的物理直觀性。在保證一定精度的前提下，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)大量數(shù)據(jù)的快速分析和評(píng)估，有效地降低氣動(dòng)設(shè)計(jì)過程中的時(shí)間成本。FPST-thc程序主要由COMPRESS、SHOCKTUBE和NOZ-FAST模塊構(gòu)成，可以給出壓縮管、激波管和噴管等3個(gè)主要區(qū)域流場(chǎng)的參數(shù)信息，其合理性和可靠性已經(jīng)通過大量的試驗(yàn)和對(duì)比研究得到確認(rèn)。這個(gè)系統(tǒng)級(jí)的技術(shù)，由眾多具體的關(guān)鍵技術(shù)凝練而成，現(xiàn)將這些具體技術(shù)分別陳述如下：

5.1 活塞動(dòng)力學(xué)建模

自由活塞激波風(fēng)洞的氣動(dòng)設(shè)計(jì)面臨的首要任務(wù)是掌握重型活塞的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，并根據(jù)模擬要求選擇穩(wěn)妥的活塞控制策略。通過巧妙地安排氣動(dòng)參數(shù)，使活塞獲得合理的加速和減速，實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)氣體的高效壓縮，并確保設(shè)備安全?；钊麆?dòng)力學(xué)建模將在2種不同場(chǎng)景下使用：一是在參數(shù)空間獲得活塞軟著陸的可行集，并篩選出使活塞接近調(diào)諧操作的參數(shù)點(diǎn)；二是針對(duì)具體的設(shè)備和運(yùn)行情況，選擇經(jīng)驗(yàn)參數(shù)對(duì)活塞運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行精準(zhǔn)預(yù)測(cè)。對(duì)于第二個(gè)場(chǎng)景，為了提升預(yù)測(cè)精度，不同的能量損失（壓力損失、摩擦損失和氣體泄漏等）應(yīng)當(dāng)予以考慮。對(duì)于活塞運(yùn)動(dòng)的細(xì)致研究，可參考文獻(xiàn)[11, 29]。

5.2 膜片的動(dòng)態(tài)打開過程刻畫

利用主膜片的剪切-應(yīng)變模型和活塞動(dòng)力學(xué)模型，可以得到主膜片漸開-活塞運(yùn)動(dòng)的耦合方程組。這組方程反映了主膜片動(dòng)態(tài)打開和活塞運(yùn)動(dòng)之間的相互影響。研究顯示，由于活塞前臉處氣體壓力和活塞速度之間存在“博弈”，主膜片打開的快慢對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體壓力峰值、活塞的末端速度和激波的末端強(qiáng)度均影響微弱，在壓縮管末端，活塞仍然可以實(shí)現(xiàn)軟著陸。但是主膜片打開的快慢對(duì)驅(qū)動(dòng)氣體壓力的演化過程影響較大，這將導(dǎo)致常壓力驅(qū)動(dòng)時(shí)間的變化，以及激波（或接觸面）形成與演化上的差異。

5.3 變截面激波管中的激波強(qiáng)度和波后氣體狀態(tài)計(jì)算

在自由活塞激波風(fēng)洞中，壓縮管末段充當(dāng)了傳統(tǒng)激波管驅(qū)動(dòng)段（高壓段）的角色，而風(fēng)洞激波管僅相當(dāng)于傳統(tǒng)激波管的被驅(qū)動(dòng)段（低壓段）。因此，自由活塞激波風(fēng)洞可以簡單地視為一種截面突然收縮的激波管。主膜片處截面積變化產(chǎn)生的波系和等截面激波管所產(chǎn)生的波系不同，截面突然變化會(huì)為驅(qū)動(dòng)氣體帶來額外的定常加速效果，從而獲得更強(qiáng)的入射激波。在強(qiáng)激波作用下，波后氣體狀態(tài)必須考慮高溫氣體效應(yīng)。在激波管中，波系的形成、傳播和相互作用與氣體本身的熱/化學(xué)模型存在不同程度的依賴關(guān)系，并且氣體的熱/化學(xué)模型通常是理論和經(jīng)驗(yàn)綜合的產(chǎn)物，所以這種情況增加了計(jì)算激波管各個(gè)區(qū)域氣體狀態(tài)的不確定性，相關(guān)研究可參見文獻(xiàn)[7, 11, 31, 32]。

5.4 激波的衰減及其影響分析

如前所述，在自由活塞激波風(fēng)洞中，壓縮管末段充當(dāng)了傳統(tǒng)激波管驅(qū)動(dòng)段（高壓段）的角色，其長度比傳統(tǒng)激波風(fēng)洞短很多，這會(huì)使膨脹波快速反射和傳播，成為激波衰減最主要的因素，而邊界層黏性導(dǎo)致的激波衰減往往處于次要位置。在風(fēng)洞設(shè)計(jì)和運(yùn)行中，在主膜片破裂時(shí)可適度增加活塞前臉與主膜片之間的距離，有助于風(fēng)洞的運(yùn)行。

5.5 縫合接觸面操作

縫合接觸面操作是延長激波風(fēng)洞有效試驗(yàn)時(shí)間的重要方式。高溫氣體效應(yīng)通過改變氣體的熱力學(xué)性質(zhì)顯著影響縫合接觸面條件。當(dāng)激波馬赫數(shù)大于4時(shí)，激波后面的真實(shí)氣體平衡流參數(shù)開始與量熱完全氣體結(jié)果偏離，并且馬赫數(shù)越大，偏離越顯著。

在高溫氣體效應(yīng)下，縫合馬赫數(shù)依賴于試驗(yàn)氣體壓力的初始填充壓力，需要多次數(shù)值迭代才能獲得高溫氣體效應(yīng)下的縫合馬赫數(shù)，計(jì)算頗為麻煩。文獻(xiàn)[11]借鑒Reddy無量綱化速度分析理論獲得真實(shí)氣體效應(yīng)下的變截面激波管的縫合馬赫數(shù)約束方程，避免迭代求解的繁瑣。另外，關(guān)于激波衰減情況下的縫合操作研究，可參考文獻(xiàn)[33]。

5.6 利用速度-高度圖推算噴管貯室條件

逆向的風(fēng)洞氣動(dòng)設(shè)計(jì)思路需要根據(jù)飛行器的飛行彈道（速度-高度圖）來確定風(fēng)洞噴管貯室的總溫和總壓。在低焓值條件下，可以采用Berthlot狀態(tài)方程（適用于雙原子氣體）考察振動(dòng)激發(fā)帶來的偏離，該方法適用的溫度在3 000 K以下。在更高的溫度和焓值條件下，試驗(yàn)設(shè)備在模擬飛行速度時(shí)無法兼顧馬赫數(shù)，此時(shí)利用飛行彈道推算噴管貯室條件也變得復(fù)雜。其原因有2點(diǎn)：一是比熱比已經(jīng)不再是溫度（或其他熱力學(xué)參數(shù)）的單變量函數(shù)；二是試驗(yàn)氣體有一部分內(nèi)能因?yàn)榛瘜W(xué)反應(yīng)凍結(jié)而被“鎖住”，不易估計(jì)。文獻(xiàn)[11]提供了一個(gè)近似公式，在給定的噴管膨脹比條件下，可以根據(jù)噴管出口試驗(yàn)氣體靜壓、靜溫和速度求解得到對(duì)應(yīng)的總壓、總溫和焓值。

5.7 高焓流動(dòng)及高焓噴管設(shè)計(jì)

噴管是產(chǎn)生高超聲速或超高速流場(chǎng)的重要部件。在自由活塞激波風(fēng)洞中，高焓試驗(yàn)氣體快速膨脹通過噴管，時(shí)常伴隨著熱/化學(xué)非平衡現(xiàn)象。以空氣為例，化學(xué)反應(yīng)以氧原子和氮原子的復(fù)合為主，振動(dòng)激發(fā)則可接近平衡態(tài)。采用CFD技術(shù)求解流場(chǎng)參數(shù)已相對(duì)成熟，但計(jì)算值和測(cè)量值之間仍可能存在較大差異（如靜壓），這意味著復(fù)合反應(yīng)速率仍不完善。在FPST-thc程序中，NOZ-FAST模塊采用的是平衡-凍結(jié)理論形成的半經(jīng)驗(yàn)算法。

對(duì)型面噴管設(shè)計(jì)而言，特征線方法（MOC）中使用的Prandtl-Meyer函數(shù)是氣體比熱比和聲速的函數(shù)，必須和變比熱比條件相容。對(duì)型面噴管而言，需盡可能使得化學(xué)反應(yīng)在徑向流區(qū)域（錐段）附近發(fā)生凍結(jié)，錐段后的噴管型線可以采用傳統(tǒng)的MOC方法獲得。噴管邊界層修正通常選擇經(jīng)驗(yàn)公式來實(shí)施。但需注意的是，這些經(jīng)驗(yàn)公式通常是低焓值條件下的結(jié)果，因此這方面的研究工作還需深化。

上述7個(gè)技術(shù)中，每一個(gè)都包含大量的系統(tǒng)工作，都可作為獨(dú)立的專題加以呈現(xiàn)，本文限于篇幅不具體展開。

6 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)

風(fēng)洞主體中結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜的部件有活塞發(fā)射機(jī)構(gòu)、活塞止停裝置、支撐機(jī)構(gòu)和試驗(yàn)段等。以下對(duì)這4個(gè)部件中的關(guān)鍵技術(shù)略加說明。

6.1 活塞發(fā)射機(jī)構(gòu)

在自由活塞激波風(fēng)洞中，活塞發(fā)射機(jī)構(gòu)和高壓儲(chǔ)氣室是一體的，它們快速可靠地執(zhí)行發(fā)射動(dòng)作是風(fēng)洞性能的重要保證。根據(jù)風(fēng)洞設(shè)計(jì)需要以及驗(yàn)證平臺(tái)的運(yùn)行經(jīng)驗(yàn)，活塞發(fā)射機(jī)構(gòu)需考慮如下要求：容積、承壓和下泄流量；快速、大開度的聯(lián)通儲(chǔ)氣空間和發(fā)射腔體；活塞的重量和結(jié)構(gòu)不影響發(fā)射動(dòng)作；活塞裝填方便，發(fā)射動(dòng)作操控簡單可靠。

為了達(dá)到上述技術(shù)要求，風(fēng)洞發(fā)射機(jī)構(gòu)采用后裝活塞高壓自驅(qū)的發(fā)射形式，其原理如圖14所示。發(fā)射管用于連接風(fēng)洞的壓縮管段?；钊y體前部壁面設(shè)置通氣孔，可容納活塞閥芯在其中順暢滑動(dòng)，實(shí)現(xiàn)快速聯(lián)通和隔開功能?；钊y底蓋上分別設(shè)置了充氣、放氣控制閥，分別連接高壓供氣系統(tǒng)和大氣環(huán)境，實(shí)現(xiàn)對(duì)活塞閥芯的控制?；钊y芯上的單向閥在充氣時(shí)形成通氣管路，在發(fā)射時(shí)封閉通氣管路。在最高壓力20 MPa下，為實(shí)現(xiàn)活塞閥的快速鎖緊、打開，設(shè)置了雙層快開螺紋，且全部開合過程由液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)自動(dòng)完成。圖15為正在進(jìn)行總裝調(diào)試的高壓儲(chǔ)氣室部件。

圖14 發(fā)射機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)原理Fig.14 Structure of piston launching device

圖15 高壓儲(chǔ)氣室部件總裝調(diào)試照片F(xiàn)ig.15 Photographic view of high pressure chamber

6.2 活塞止停裝置

活塞止停裝置的結(jié)構(gòu)如圖16、17所示。活塞止停裝置的主要功能是吸收活塞剩余動(dòng)能，確保風(fēng)洞結(jié)構(gòu)安全。為了達(dá)到這一目的，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)主要通過如下3個(gè)途徑來實(shí)現(xiàn)：

圖16 活塞止停裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.16 Structure of piston and stop device

1）增加活塞密封圈與壓縮管壁面之間的摩擦力?；钊芊馊榭擅浗Y(jié)構(gòu)，采用尼拉特?。╪ylatron）纖維材料，其上分布“V”字形開口槽，其壓力通過壓力平衡孔和驅(qū)動(dòng)氣體壓力保持一致。當(dāng)活塞運(yùn)行到壓縮管末端時(shí)，輕質(zhì)驅(qū)動(dòng)氣體的高壓力使得活塞密封環(huán)發(fā)生膨脹，從而緊貼著壓縮管內(nèi)壁，活塞受到的摩擦力隨著驅(qū)動(dòng)氣體壓力的增大而增大。這種技術(shù)增加了活塞的摩擦力，防止了活塞兩側(cè)氣體的泄漏，避免了高壓空氣污染輕質(zhì)驅(qū)動(dòng)氣體。

圖17 止停結(jié)構(gòu)圖Fig.17 Structure of stop device

2）設(shè)置緩沖腔。當(dāng)活塞運(yùn)行到壓縮管末端時(shí)，會(huì)套入止停機(jī)構(gòu)。此時(shí)，活塞外套前端面、止停機(jī)構(gòu)的外周面和底座內(nèi)周面將形成一個(gè)封閉的環(huán)狀空間。隨著活塞的移動(dòng)，此環(huán)狀空間內(nèi)的壓力隨體積減小而急劇升高，對(duì)活塞產(chǎn)生極大的反向作用，使得活塞充分減速，減小撞擊概率。

3）設(shè)置硅橡膠緩沖墊。當(dāng)活塞在緩沖腔中減速不理想，具有20 m/s左右的速度時(shí)，止停機(jī)構(gòu)前端面的硅橡膠緩沖墊可吸收活塞動(dòng)能，保證活塞和止停機(jī)構(gòu)的安全。

6.3 支撐系統(tǒng)

據(jù)估算，活塞施加的最大瞬態(tài)軸向沖擊為848.6 t，如圖18所示，因此風(fēng)洞本體的全浮動(dòng)結(jié)構(gòu)可以有效緩解軸向沖擊載荷，保證風(fēng)洞的安全運(yùn)行。在全浮動(dòng)狀態(tài)下，風(fēng)洞最大軸向位移約為100.1 mm，所以支撐系統(tǒng)不僅需要支撐風(fēng)洞洞體，還需要在風(fēng)洞本體高速位移時(shí)不產(chǎn)生卡滯。另外，為了確保運(yùn)行模式切換，支撐系統(tǒng)需具有高直線度和高度一致性。

圖18 FD-21風(fēng)洞的軸向沖擊載荷[21]Fig.18 Axial impact load of FD-21 tunnel[21]

全浮動(dòng)風(fēng)洞支撐系統(tǒng)采用兩層可調(diào)的高剛度組合軌道系統(tǒng)，保證軌道面的直線度誤差，如圖19所示。圖中位置1為軌道支架和地基面之間的高度調(diào)節(jié)點(diǎn)，通過斜鐵對(duì)各支撐點(diǎn)的高度進(jìn)行精細(xì)調(diào)整，使軌道支架上表面達(dá)到水平，滿足100 m距離的高度差小于0.50 mm。位置2為軌道和軌道支架上表面之間的高度調(diào)節(jié)點(diǎn)，此處使用最小厚度為0.1 mm的銅皮配合壓板，使軌道相對(duì)風(fēng)洞水平基準(zhǔn)面的高度差小于0.05 mm。位置3為精調(diào)結(jié)構(gòu)，保證在安裝時(shí)壓縮管和激波管水平-高度雙向的高效調(diào)節(jié)。

圖19 FD-21風(fēng)洞的軌道&壓縮管支架結(jié)構(gòu)圖Fig.19 Structure of track and support for FD-21 tunnel

上、下表面的精細(xì)加工使得軌道上、下表面的粗糙度達(dá)到Ra3.2，感應(yīng)淬火技術(shù)使得軌道表面硬度達(dá)到HRC40以上。這兩項(xiàng)技術(shù)確保了高精度軌道系統(tǒng)的加工和安裝，實(shí)現(xiàn)了FD-21風(fēng)洞的順暢運(yùn)行，調(diào)節(jié)完成后的軌道系統(tǒng)如圖20所示。

圖20 調(diào)節(jié)完成的軌道系統(tǒng)Fig.20 Photographic view of the adjusted tract system

6.4 試驗(yàn)段

FD-21風(fēng)洞的試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)如圖21所示。試驗(yàn)段包括試驗(yàn)段本體和迎角機(jī)構(gòu)兩個(gè)部分。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要滿足以下要求：模型安裝、接線方便；模型支撐的隔振、高剛度及高精度變姿態(tài)角；抗電磁干擾；多角度的觀察窗和較大的光學(xué)視場(chǎng)；大頂部模型吊裝門和自動(dòng)側(cè)門；限位結(jié)構(gòu)和位置傳感器。

圖21 FD-21風(fēng)洞的試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)圖Fig.21 Structure of test section for FD-21 tunnel

為了消除測(cè)力試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞本體的振動(dòng)對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠绊懀菣C(jī)構(gòu)獨(dú)立與地基固定連接。同時(shí)為保證風(fēng)洞本體的全浮動(dòng)要求，試驗(yàn)段本體整體支撐在直線導(dǎo)軌組上，試驗(yàn)段本體與迎角機(jī)構(gòu)之間設(shè)置波紋管以保證試驗(yàn)段內(nèi)部的密封，減小振動(dòng)帶來的干擾。試驗(yàn)段設(shè)置限位裝置和位置檢測(cè)裝置防止運(yùn)動(dòng)超限。在試驗(yàn)結(jié)束后，復(fù)位液壓缸執(zhí)行復(fù)位動(dòng)作。

FD-21風(fēng)洞的模型采用尾部支撐方式，可以滿足試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥詣?dòng)變姿態(tài)的要求，其結(jié)構(gòu)參見圖22。支撐系統(tǒng)能進(jìn)行四軸聯(lián)動(dòng)和高精度定位。迎角機(jī)構(gòu)系統(tǒng)主要由迎角機(jī)構(gòu)、側(cè)滑角機(jī)構(gòu)、X軸機(jī)構(gòu)、Y軸機(jī)構(gòu)、液壓系統(tǒng)和伺服控制系統(tǒng)組成。在試驗(yàn)準(zhǔn)備時(shí)，各運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)在伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)下運(yùn)動(dòng)并定位。在運(yùn)動(dòng)到位后，液壓柔性鎖緊機(jī)構(gòu)啟動(dòng)。液壓系統(tǒng)設(shè)置了保壓結(jié)構(gòu)，可以保證試驗(yàn)時(shí)系統(tǒng)斷電運(yùn)行，并消除對(duì)試驗(yàn)不利的電磁干擾。

圖22 FD-21風(fēng)洞的攻角機(jī)構(gòu)Fig.22 Structure of attack angle system for FD-21 tunnel

7 經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)

雖然在FD-21風(fēng)洞研制周期內(nèi)很多技術(shù)問題逐步得到解決，但仍然存在一些問題。作為經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)，我們將其分享出來供國內(nèi)外同行參考，列舉如下：

1）自由活塞激波風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間一般在10 ms以內(nèi)，為了適應(yīng)這個(gè)不利因素，風(fēng)洞設(shè)備（包括各個(gè)分系統(tǒng)）的運(yùn)行需要具有高度的同步、精密化和自動(dòng)化水平。為了適應(yīng)這一要求，需要我們?cè)谘芯可疃?、廣度，以及運(yùn)行管理等諸多方面做出調(diào)整。

2）就建成的風(fēng)洞而言，風(fēng)洞技術(shù)仍是一門動(dòng)態(tài)發(fā)展的學(xué)問。風(fēng)洞設(shè)計(jì)需要為后期的改造留有方便之門，盡可能模塊化。這樣不僅可以為風(fēng)洞性能的拓展帶來便利，還可以減少相應(yīng)的成本。

3）建造風(fēng)洞的目的是為用戶提供經(jīng)濟(jì)上可負(fù)擔(dān)的試驗(yàn)環(huán)境，并借此發(fā)現(xiàn)空氣動(dòng)力學(xué)新問題、發(fā)展空氣動(dòng)力學(xué)新技術(shù)。但過度追求風(fēng)洞性能（特別是風(fēng)洞尺寸）可能會(huì)帶來額外的負(fù)擔(dān)，甚至妨礙對(duì)試驗(yàn)技術(shù)的深入探索。

4）大型高超聲速風(fēng)洞通常需要相當(dāng)長的準(zhǔn)備、研制和建設(shè)周期，這有可能導(dǎo)致風(fēng)洞投產(chǎn)進(jìn)度落后于實(shí)際試驗(yàn)需求。因此各類大型高超風(fēng)洞的研究和發(fā)展要有足夠的提前量。在以空氣動(dòng)力學(xué)為主，多學(xué)科協(xié)同的思路指導(dǎo)下，圍繞風(fēng)洞搭建的科學(xué)研究、技術(shù)發(fā)展和人才培養(yǎng)生態(tài)體系，也應(yīng)該與風(fēng)洞的研發(fā)同步。

8 結(jié) 論

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院建設(shè)的2.0 m量級(jí)FD-21風(fēng)洞是一座自由活塞激波風(fēng)洞。經(jīng)過近十年的研發(fā)，已經(jīng)具備了多個(gè)狀態(tài)的試驗(yàn)?zāi)芰?，未來還將進(jìn)一步拓展風(fēng)洞潛力，開展深入而系統(tǒng)的氣動(dòng)研究。FD-21風(fēng)洞在研制過程中，形成了具有完全自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的風(fēng)洞設(shè)計(jì)體系和研究成果，逐步解決了活塞發(fā)射、活塞止停、全浮動(dòng)風(fēng)洞支撐等工程技術(shù)難題。FD-21風(fēng)洞填補(bǔ)了我國在自由活塞激波風(fēng)洞上的空白，完善了高焓地面模擬體系，對(duì)提升我國高超聲速領(lǐng)域的研究水平具有重要意義。