加州理工学院对高超声速飞行的早期研究

在前不久举行的十一国庆阅兵式上，我国展示的“东风-17”导弹吸引了世人的目光，其搭载的外形独特的“高超声速滑翔飞行器”战斗部更是引发了无数的讨论和热议。客观地说，我国在高超声速飞行器方面的研究取得了举世瞩目的成果，甚至可以说是已经跻身于世界第一梯队。然而，我们也不应忘记，在这一研究领域与我们同处第一梯队的还有俄罗斯和美国等科技强国。尤其是美国，其对高超声速飞行方面的研究早在上世纪50年代就开始了。下面，笔者就根据整理的资料，和大家一起看看半个多世纪前美国加州理工学院对高超声速飞行研究的几个侧面。

上图：前不久的十一国庆阅兵式上展出的解放军火箭军部队装备的“东风-17”高超声速导弹。

早在1956年，在亨利·永松（Henry T. Nagamatsu，日裔美国人）博士的指导下，加州理工学院的古根海姆航空实验室就在高超声速飞行这一空气动力学的最新研究领域之一进行了开拓性的工作。亨利·永松研究团队从实验和理论上研究了空气在高超声速状态下如何在物体周围流动。单从字面上看，“高超声速”意味着“比超声速更快”，现在学界普遍将飞行速度为5倍声速或更高者定义为高超声速。亨利·永松研究团队在研究中使用了两条高超声速风洞回路，其中一条曾达到过11马赫的空气流速，即声速的11倍（速度为声速的多少倍，就称为多少马赫）。

之所以要对该领域进行广泛的研究，是因为当时人们对高超声速流动的基础理论和基本知识的需求正在迅速增长，这些理论知识将被用于高超声速飞行器的设计之中。这一时期，美国军方装备和在研的约有18种不同类型的导弹，其中许多种都具有很高的飞行马赫数。早在1949年春，在白沙导弹靶场进行的测试中，在德国制造的V-2导弹基础上改进得到的一种两级火箭就达到了约7.5马赫的飞行速度。随着新型导弹设计工作的不断铺开，需要更高马赫数的空气动力学数据。例如，射程为6000多千米的远程弹道导弹在发动机关机时飞行速度约为13马赫，而设计中用来挣脱地球引力的运载火箭在发动机关机时飞行速度将高达35马赫。不过，此时加州理工学院开展的高超声速研究暂时与导弹或航天器的设计无关，他们测试的模型还只是一些简单的圆锥体、球体和楔形体，因为从这些形状上获得的空气动力学数据更为基础。

与低速流动相比，高超声速流动在多个方面都是不同的，其中许多在空气低速流动时无关紧要的现象对高超声速飞行却是不利的，如极端的空气动力加热。也就是说，当飞行器在大气中高速飞行时，通过空气的快速压缩，在飞行器表面前部附近的区域会产生大量的热，并向飞行器内部传递；当空气流过飞行器表面时，后半部分也会因摩擦而产热，即使在高空较为稀薄的空气中也是这样。当时的研究结果是，这两个过程会产生几乎相同的最终温度，但在飞行器表面的不同部位，传热速率通常差异很大。最终的温度主要取决于空气流动的马赫数。

举例来说，假如空气温度约为20摄氏度，那么两枚分别以5马赫和10马赫速度飞行的导弹将分别被加热到约1500摄氏度和6000摄氏度。由于钢的熔点约为1430摄氏度，因此很明显，此类导弹只能承受短时间的高速飞行，时间过长就会因空气加热而超过弹体材料的熔点。同时，要想压缩大气层内的飞行时间，意味着飞行速度的进一步提高。当导弹以5马赫的速度飞行时，从海平面垂直向上，不用10秒钟即可飞出地球大气层。

压力分布

第二个不利的影响是，在高速飞行中，物体周围压力的前后分布是高度不对称的，从而会产生较大的阻力。当飞行器的前部将空气“推开”时，会产生高压，就像钉子穿透木板时那样；而最粗部分的后部表面会进入近似真空的状态，因为空气很难向侧面“加速”到足够高的速度以继续“覆满”飞行器的表面。通过产生的激波的耗散作用，用于抵抗压力推动飞行器向前飞行的动力会转化为热量，如下图所示：

上图：高超声速气流中物体的激波和边界层，其中阻力主要来自高压区和边界层。

激波面是不受约束的自由气流与运动产生的高压区的分界面。激波会延伸到距飞行器很远的地方，同时“强度”不断降低。激波面可使空气向外偏转，更重要的是，飞行马赫数越高，产生的激波面越靠近飞行器表面，而且其“强度”也越大。这一系列特性产生了高超声速飞行所特有的微妙效果。

与空气动力学的大多数其他研究一样，对高超声速飞行研究来说，实验的基本工具也是风洞。早在1885年，英国科学家霍雷肖·菲利普斯（Horatio Phillips）就建成了人类历史上第一座风洞，并将其用于空气动力学实验。从那时起，风洞得到了越来越广泛的使用。设计合理的风洞实验通常会降低飞行器的研制成本。上世纪50年代，对新式飞行器的研制需要开展大量研究，其成本可能高达数百万甚至上千万美元，并且需要花费数月甚至数年的时间。可通过风洞测试按照一定比例缩小的模型，以减少花费的时间和成本；而且对高超声速研究而言，风洞测试还能在一定程度上简化数据收集工作。

上图：英国科学家霍雷肖·菲利普斯。

相似参数

在风洞中获得的数据与实际工程应用所需的数据之间的比较是基于所谓的“相似参数”进行的。“相似参数”是些无量纲的数字，其值取决于各种重要的物理量，如密度、粘度和速度等。在相似参数中，最重要的两个是马赫数和雷诺数。马赫数前面已经介绍过，是空气速度与声音速度之比；雷诺数取决于空气的粘度、密度和速度，以及飞行器的几何尺寸。从某种意义上说，相似参数为整个物理过程提供了一定程度的衡量，整个物理过程取决于流体的粘性效应，如传热速率和空气与飞行器表面的摩擦。

在这里，相似参数可以用物体的阻力系数来表达，例如，飞行器的阻力系数是马赫数和雷诺数的函数，如果在风洞测试中将这两个相似参数（马赫数和雷诺数）调整为与不受约束的自由气流的条件下相同，那么就可以测得正确的阻力系数值。正是基于这种相似性，人们可以使用对缩比模型的风洞实验来预测全尺寸飞行器的性能。

加州理工学院高超声速研究团队的实验是围绕着风洞的两条回路展开的，这两条回路分别被称为“Leg 1”和“Leg 2”，横截面积均为12.7厘米×12.7厘米。高超声速风洞的主要部分是组成喷口的一组外形设计独特的钢制构件，高压空气以低马赫数进入喷口，当到达最窄的部分（即喉部）时，速度可达到1马赫。

上图：高超声速风洞的主要部分是组成喷口的一组外形设计独特的钢制构件。

当空气以高超声速流动时，伯努利原理中“面积越大，流速越慢”这一我们熟悉的定律就会反过来，也就是说，空气会因压力差的存在而加速，直到在风洞的最宽部分（即测试部分）达到最终的高马赫数和低压为止。

当空气从高压区向低压区膨胀时，温度会急剧下降。例如，5马赫气流的温度会下降6倍，10马赫气流的温度会下降21倍。此外，与温度成正相关函数关系的声速值也会相应降低，因此，由于声速比预期的要低一些，故马赫数会更高一些，也就是说可以通过较低的空气流速获得高马赫数。例如，在以11马赫运行的Leg 2回路中，若按声速340米/秒计算，气流速度应为3740米/秒，但实际测得的空速约为1350米/秒。

热与高马赫数

为防止空气的温度降至其液化点甚至凝固点以下，必须先加热空气。正是这种加热导致无法在风洞中获得更高的马赫数。蒸汽热交换器可将Leg 1回路中的空气温度升高到150摄氏度，功率为300千瓦的电加热器可将Leg 2回路中的空气温度升高到600摄氏度，因此任一风洞的测试段温度均不会低于零下232摄氏度，也就是空气的液化点温度。高速空气流过测试模型后，一系列激波会将气流降低到很低的速度，同时温度恢复到最初加热时的温度，这样的高温空气必须先通过以水为吸热介质的冷却装置，然后才能回到压缩机。

对Leg 1和Leg 2回路来说，在未加热空气的情况下运行时，空气会变得极为低温，以至于凝结出微小的液态空气滴，如果被穿过观察窗口的强光束照射，则看起来会像雾。这种冷凝的空气完全无法提供令人满意的数据，因此大多数实验都需要对空气进行加热。

流动条件

风洞喷口的轮廓具有精确的形状，这取决于所需的马赫数。对于在设计上仅产生一种马赫数的喷口，其特定的形状会在测试段的整个风洞截面上产生均匀的气流。然而，由于喷口产生的马赫数仅取决于喉部和测试段的横截面积之比，因此可通过改变喉部的横截面积来改变马赫数。对于相当大范围内的马赫数，整个测试段的空气流动仍能维持在可接受的均匀流动状态。Leg 1回路的喉部直径为2.03毫米时，可产生5.8马赫的气流；对于Leg 2回路，其以8马赫的流速运行时，喉部直径为0.51毫米。对于高超声速气流而言，喷口喉部是如此地狭窄，所以通过它的空气流量也相对较低，故驱动压缩机所需的功率也不需要太大。加州理工学院的这台高超声速风洞共有16台压缩机，包含7个压缩段，由总功率约1000马力的电动机驱动。

上图：加州理工学院的高超声速风洞的基本组成部分。缩比测试模型的风洞实验提供了一种减少开发新飞行器的时间和成本的方法。

如前所述，高超声速风洞产生的马赫数仅取决于喉部与测试段的面积比，而不取决于可用压力。但是，为了使测试段的压力与导弹在实际飞行环境中遇到的压力值差不多，应提高进气压力。回路Leg 1和Leg 2的进气压力都可以提高到6.895兆帕。尽管进行了这种程度的压缩，但在测试段，气压仍会降至大气压的百分之一或更小。

通过使用纹影仪，可以观察被测模型上的空气流动情况及激波分布。纹影仪使用来自汞蒸气电弧的平行光束，光束可穿过风洞的测试段，打到受测模型上。模型所在区域和激波中空气密度的变化会使光线发生折射，从而导致在用于观察的磨砂玻璃或照相板上形成的图案的亮度发生改变。

上图：光线发生折射显示出了激波面的形状。

运行时间表

研究人员会尽可能地合理安排回路的运行时间，以便在运行一条回路时，对另一条回路进行检修并使之做好运行的准备。这样一来，就可以最大限度地利用压缩机设备。Leg 2回路的准备工作耗时比Leg 1回路更长，因为前者较高的工作温度会带来其他问题。例如，Leg 1中连接压力探头使用的是医用塑料管，而Leg 2中必须改用不锈钢材质的医用皮下注射针管，所有用这种不锈钢针管制成的接头都必须用金属银进行焊接，因为普通的焊料会在高温气流中熔化。

上图：高超声速风洞的Leg 2回路。移开了风洞的侧壁后，可以看到中间横截面积为12.7厘米×12.7厘米的测试区域。

对于高超声速气流，人们希望研究的主要有两个方面：一是围绕物体的压力分布及其相应的激波分布；二是粘性效应，也称为“边界层现象”。但是，由于采用了更为经典的可压缩流体理论，因此压力分布已经得到了很好的理解。实际上，激波方程早在1870年就被推导出来了，此时大多数高超声速研究都集中在对边界层现象的理解上，这是非常令人感兴趣的。

边界层

边界层是由于空气的粘性而附着在物体表面上的空气层，它可以产生粘性阻力和气动加热，并且可以呈现出两种形式：层流和湍流。呈层流形式时，边界层中的空气在物体表面上平滑地流动，速度梯度在物体表面和边界层的外边缘之间有序变化。在风洞测试模型上，层流边界层的厚度约为3.2毫米。呈湍流形式时，边界层中空气的流动高度不规则。不难想象，这种混乱的流动会比流线型的层流产生更多的阻力和热量。

研究人员观察到，随着物体表面在空气中前进，层流边界层会在物体前部形成并延伸到后部，具体位置重点取决于雷诺数和表面粗糙度。在物体后部的某一位置，边界层中的流动开始变得不稳定，经过另一段称为“过渡区”的流动后，气流完全发展为湍流。

湍流、阻力和加热

上世纪50年代，在加州理工学院开展的高超声速风洞研究中，一大重点问题就是湍流的发生在多大程度上改变了阻力和产热，以及哪些因素会影响“过渡区”。使用平板风洞模型（其表面上有一小部分与测力计相连）可以直接测量物体表面与空气的摩擦力。平板风洞模型上的边界层通常是层流状态，但可通过从穿透其表面的一系列小孔注入空气来干扰层流，制造湍流。这些小孔靠近平板前缘，沿着前缘宽度分布。研究发现，当层流转变为湍流时，表面摩擦力增加了4至5倍。但是，应注意的是，层流边界层在高马赫数下发展为湍流的趋势要比低马赫数下小得多。其结果就是，导弹在高速下会比在低速下具有更大的层流边界层区域，因此其受到的粘滞阻力不会像低速时测量到的那么高。

上图：高超声速风洞的Leg 1回路。图中的工作人员正在检查平板模型，然后将其安装在风洞中进行实验。

激波效应

加州理工学院的另一项研究涉及激波对平板前边缘处的边界层的密度的影响。研究人员已经发现，从前缘向后很短的一段距离内，激波后面的高压区会影响边界层的形成方式，并伴有摩擦力和热传导的增加。虽然这听起来似乎只有学术上的价值，但对人们理解导弹头部附近的高热传导环境却很重要。

还有一项研究是探索一种冷却暴露于高超声速气流中的物体表面的方法，以试图克服气动加热的不利影响。待冷却的表面将由多孔材料制成，制冷气体可通过压力从该表面向外喷射。从某种意义上讲，这些冷却气体将充当绝热体。需要研究的是该方法的有效性及其对“过渡区”的影响。

亨利·永松研究团队还提出了另外两种产生高马赫数气流的方法：激波管和氦气风洞。激波管（见下图）主要由几米长的钢管组成，一端封闭，另一端通入管口。通过用金属箔制成的隔膜封闭，将靠近封闭端的一段管子分隔成一个腔室，并将高压空气泵入该腔室。当隔膜被气压爆开时，超声速气流将随着激波朝另一端运动，直至到达管口。就像在风洞中一样，气流在那里膨胀，并产生大约6马赫的流速。这一流速仅能维持几千分之一秒，因此当气流流过测试模型时，必须通过高速摄影技术来观察。激波管的优势在于其温度更接近自由飞行条件下的温度，而不是风洞中的约零下196摄氏度的低温。

上图：激波管也是产生高马赫数气流的一种手段，其是采用一根钢管，一端封闭，另一端通入管口。金属箔隔膜封闭了钢管末端，高压空气被泵入该腔室。当隔膜因气压而爆开时，管口处会产生约6马赫的“高温”气流。

氦气风洞

加州理工学院在上世纪50年代还测试过氦气风洞，旨在产生20马赫的流速。与普通风洞一样，氦气风洞也是通过让气体在喷口中膨胀来产生高马赫数。氦气相对于空气的优势在于其液化温度非常低，即使不加热也不会发生冷凝。氦气是通过工业化生产的，储存在钢瓶中。尽管风洞实验在短短几分钟之内就会将三个钢瓶的氦气用尽，但仍可获得有关激波模式和模型上压力分布的许多有价值的信息。

对于高超声速的研究，上面讨论的这些加州理工学院在上世纪50年代的研究项目大多为实验性质，但我们需要认识到，理论研究应受到同等程度的重视。理论研究和实验工作具有很强的协调性，要开展理论研究离不开实验，而理论反过来也会给实验提出修改建议，并依靠实验来指导问题的提出。

总之，管中窥豹，可见一斑，美国在高超声速研究领域有长期的雄厚积累，对此我们不能妄自尊大，当然也不必妄自菲薄。阅兵式上的“东风-17”无疑是令人鼓舞的，但我们同样应认识到，与美国相比，我国在高超声速研究领域还有很多差距，这需要我们继续保持追赶态势，才能最终实现超越。

— THE END —

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