高超声速静风洞

高超声速静风洞，相对于普通高超声速风洞噪音低一个量级，可以达到飞行器真实的飞行环境噪音水平。一般而言，实验段皮托压力脉动与平均皮托压力的比值达到千分之一量级，这是国际上静风洞基本评价标准。对于高超声速风洞而言，实验噪音主要来源于风洞壁面湍流边界层产生的声波扰动。而声波扰动在高超声速边界层转捩中占主导作用。因此，高超声速静风洞与普通高超声速风洞的主要区别在于控制风洞喷管为层流边界层，这样就大大降低了由喷管壁面湍流边界层引起的声扰动，从而减少声波扰动对实验模型的干扰。目前世界上主要有三座高超声速静风洞：分别位于美国Purdue University，美国Texas A&M University，中国北京大学。

研究意义

边界层转捩的准确预测一直是飞行器设计所关心的重要问题，对于未来先进飞行器研制更有着特别重要的意义。如果空天飞机的前体大部分表层保持层流，则有效载荷可比完全湍流增加60%-70%；如果高亚声速巡航商用机的机身、机翼、尾翼、短舱等主要部件采用层流控制技术，则总阻力可以减少24%。

边界层的转捩是一个十分复杂的动力学过程，虽然长时间来这方面研究受到广泛关注，但深入的理解还很不够，其初步成果线形稳定性理论只能局限于小扰动环境，离自主控制和有效利用的目标还有很大的距离。当前，对于型号研制，我们能做的时利用飞行试验、数值计算和风洞试验相结合的方法提出一些数据作为飞行器设计的初步依据。

在我国，上述三大手段中的主要支柱，风洞试验面临的困难很大：由于严重的噪声，普通风洞的转捩起始点总是比理论法靠前。由于喷管壁面湍流边界层的声幅射扰动，严重的影响平板和尖锥的转捩结果，平板的转捩Re数甚至比静环境小一个量级，不仅如此，它还影响其它因素的作用方向。

因此，当前数量与规模均占绝对优势的普通风洞，很难进行有效的边界层转捩特性的试验研究，为了提高试验数据特别是边界层转捩结果的可信度，必须有相应的低湍流度结果与其对照，提供修正依据。此外，广泛开展的噪声对边界层转捩过程影响的数值方法，其Codes的检验也迫切需要低湍流度风洞提供支持。早在1954年，J.Laufer就指出，如果要在风洞进行转捩现象机理的定量研究，则消除或者弄清楚其扰动信息是一个基本问题。总之，针对高超声速流动发展静风洞是十分必要的。

基本概念

常规风洞试验段测到的噪声由驻室传来的噪声、喷管壁面的马赫数震荡以及喷管壁面的紊流边界层的随机小涡噪声（沿当地马赫线传播）散播分构成。高超声速静风洞声学特性的改进，即是采取有效的技术措施尽可能降低这三部分噪声对气动试验的影响。

国内而言，由于静风洞研究非常少（尤其在高速这一块），因此在国军标里，根本没有提到静风洞概念。根据国外高超声速静风洞发展的经验和成果，总结起来，静风洞有以下典型指标：

1、喷管试验区流场均匀性好，如按照我国超声速风洞流场的指标，应达到风洞流品质的先进指标。

2、较低的湍流度。

3、静试验区噪声很低。静试验区压力脉动均方根值与平均压力值只比比常规风洞低1到2个量级。

发展情况

国外发展

高超声速静风洞

根据型号发展的需要和高度民用运输机，自上世纪70年代以来，美国NASALangLey中心就一直开展在风洞中获得可靠的边界层转捩数据的研究工作。IvenE.Beckwith等研究人员进行了几十年的研究，主要的成果是成功地发展了超声速和高超声速两座低紊流度模型静风洞，此后又建设了三座大尺寸静风洞，形成了完成的静风洞系列，并进行了大量试验研究工作。20世纪80年代进行的一些先导性试验表明：只有喷管壁面为层流流动的情况下才能达到很低的流动噪声水平。因此，在尽可能高的试验雷诺数下实现喷管层流流动是静风洞中的一大技术关键。LangLey中心在层流化喷管的研究中做了系统的工作，探索了稳定段设置、上游边界层抽吸、喷管类型、膨胀速率、壁面曲率、压力梯度、拐点的壁面角、壁面光洁度、清洁度、流动污染和驻室噪声等许多因素对喷管层流化的影响关系，这些系统广泛的研究，形成了静风洞概念的基本思想，并在LangLey静风洞设计和运行中发挥了重要作用。

我国发展

高超声速静风洞

随着我国若干与飞行器相关的重大科技专项的实施，国家迫切需要湍流实验研究的最新成果支撑一系列重大装备的研制。为服务这一重大需求，重点实验室实验研究研究团队改变研究方式，积极投身到国家战略装备与高超声速静风洞的研制和相关实验技术的开发，把基础研究、应用基础研究与应用研究结合起来，形成了以国家重大需求牵引基础和应用基础研究的格局。

静风洞能真实模拟高超声速飞行器真实飞行环境，其要求来流湍流度小于0.1%。因而其建造十分困难，连航天大国俄罗斯至今都没有同类设备。随着航天飞行器的发展，静风洞成为必须研制的关键装备之一。在科技部973计划和国家重大科技专项的支持下，建成了目前世界第三座高超声速静风洞。世界上第一个完成Mach6静风洞的专家Schneider在美国空军科研办公室成立60周年举办的研讨会上多次提到“世界上只有三座正在运行的高超声速静风洞”。这座静风洞的建成不仅使我国在高超声速转捩研究领域在国际上占有一席之地，更重要的是使我国具备了高超声速飞行器转捩实验预测能力，在我国高超声速飞行器的设计中发挥了不可替代的作用。目前这座风洞正在承担我国主要高超声速飞行器的转捩研究任务，获得了大量的转捩基准数据，同时为发动机进气道的外形优化、飞行器防热提供了关键技术支持。

研究团队围绕国家对发动机、高超声速流动的重要需求，发展了近壁测量方法，攻克了旋转边界层、高超边界层测量等技术难题。高速流场光学近壁测量方法一直受三大问题的困扰：光学边界污染、大速度梯度引起速度场测不准，大速度变化（1000m/s）引起的相关误差。研究团队经过努力，发明了静态粒子加权法等一系列方法和基于窗口变形的多尺度叠代的查询算法等数据处理技术，拥有了从低速到高超声速的近壁流场的全套PIV测量技术。MeasurementSci.andTech.杂志的审稿人认为我们发明的方法是“…Uniqueoriginality…”。在国际上我们率先获取了高超声速转捩的空间流场数据，同时我们发展了高超声速流动显示方法，获得了迄今为止高超声速转捩最清晰的流场结构。