在前不久舉行的十一國慶閱兵式上，我國展示的“東風(fēng)-17”導(dǎo)彈吸引了世人的目光，其搭載的外形獨特的“高超聲速滑翔飛行器”戰(zhàn)斗部更是引發(fā)了無數(shù)的討論和熱議。客觀地說，我國在高超聲速飛行器方面的研究取得了舉世矚目的成果，甚至可以說是已經(jīng)躋身于世界第一梯隊。然而，我們也不應(yīng)忘記，在這一研究領(lǐng)域與我們同處第一梯隊的還有俄羅斯和美國等科技強國。尤其是美國，其對高超聲速飛行方面的研究早在上世紀50年代就開始了。下面，筆者就根據(jù)整理的資料，和大家一起看看半個多世紀前美國加州理工學(xué)院對高超聲速飛行研究的幾個側(cè)面。

上圖：前不久的十一國慶閱兵式上展出的解放軍火箭軍部隊裝備的“東風(fēng)-17”高超聲速導(dǎo)彈。早在1956年，在亨利·永松（Henry T. Nagamatsu，日裔美國人）博士的指導(dǎo)下，加州理工學(xué)院的古根海姆航空實驗室就在高超聲速飛行這一空氣動力學(xué)的最新研究領(lǐng)域之一進行了開拓性的工作。亨利·永松研究團隊從實驗和理論上研究了空氣在高超聲速狀態(tài)下如何在物體周圍流動。單從字面上看，“高超聲速”意味著“比超聲速更快”，現(xiàn)在學(xué)界普遍將飛行速度為5倍聲速或更高者定義為高超聲速。亨利·永松研究團隊在研究中使用了兩條高超聲速風(fēng)洞回路，其中一條曾達到過11馬赫的空氣流速，即聲速的11倍（速度為聲速的多少倍，就稱為多少馬赫）。之所以要對該領(lǐng)域進行廣泛的研究，是因為當時人們對高超聲速流動的基礎(chǔ)理論和基本知識的需求正在迅速增長，這些理論知識將被用于高超聲速飛行器的設(shè)計之中。這一時期，美國軍方裝備和在研的約有18種不同類型的導(dǎo)彈，其中許多種都具有很高的飛行馬赫數(shù)。早在1949年春，在白沙導(dǎo)彈靶場進行的測試中，在德國制造的V-2導(dǎo)彈基礎(chǔ)上改進得到的一種兩級火箭就達到了約7.5馬赫的飛行速度。隨著新型導(dǎo)彈設(shè)計工作的不斷鋪開，需要更高馬赫數(shù)的空氣動力學(xué)數(shù)據(jù)。例如，射程為6000多千米的遠程彈道導(dǎo)彈在發(fā)動機關(guān)機時飛行速度約為13馬赫，而設(shè)計中用來掙脫地球引力的運載火箭在發(fā)動機關(guān)機時飛行速度將高達35馬赫。不過，此時加州理工學(xué)院開展的高超聲速研究暫時與導(dǎo)彈或航天器的設(shè)計無關(guān)，他們測試的模型還只是一些簡單的圓錐體、球體和楔形體，因為從這些形狀上獲得的空氣動力學(xué)數(shù)據(jù)更為基礎(chǔ)。與低速流動相比，高超聲速流動在多個方面都是不同的，其中許多在空氣低速流動時無關(guān)緊要的現(xiàn)象對高超聲速飛行卻是不利的，如極端的空氣動力加熱。也就是說，當飛行器在大氣中高速飛行時，通過空氣的快速壓縮，在飛行器表面前部附近的區(qū)域會產(chǎn)生大量的熱，并向飛行器內(nèi)部傳遞；當空氣流過飛行器表面時，后半部分也會因摩擦而產(chǎn)熱，即使在高空較為稀薄的空氣中也是這樣。當時的研究結(jié)果是，這兩個過程會產(chǎn)生幾乎相同的最終溫度，但在飛行器表面的不同部位，傳熱速率通常差異很大。最終的溫度主要取決于空氣流動的馬赫數(shù)。舉例來說，假如空氣溫度約為20攝氏度，那么兩枚分別以5馬赫和10馬赫速度飛行的導(dǎo)彈將分別被加熱到約1500攝氏度和6000攝氏度。由于鋼的熔點約為1430攝氏度，因此很明顯，此類導(dǎo)彈只能承受短時間的高速飛行，時間過長就會因空氣加熱而超過彈體材料的熔點。同時，要想壓縮大氣層內(nèi)的飛行時間，意味著飛行速度的進一步提高。當導(dǎo)彈以5馬赫的速度飛行時，從海平面垂直向上，不用10秒鐘即可飛出地球大氣層。

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壓力分布

第二個不利的影響是，在高速飛行中，物體周圍壓力的前后分布是高度不對稱的，從而會產(chǎn)生較大的阻力。當飛行器的前部將空氣“推開”時，會產(chǎn)生高壓，就像釘子穿透木板時那樣；而最粗部分的后部表面會進入近似真空的狀態(tài)，因為空氣很難向側(cè)面“加速”到足夠高的速度以繼續(xù)“覆滿”飛行器的表面。通過產(chǎn)生的激波的耗散作用，用于抵抗壓力推動飛行器向前飛行的動力會轉(zhuǎn)化為熱量，如下圖所示：

上圖：高超聲速氣流中物體的激波和邊界層，其中阻力主要來自高壓區(qū)和邊界層。激波面是不受約束的自由氣流與運動產(chǎn)生的高壓區(qū)的分界面。激波會延伸到距飛行器很遠的地方，同時“強度”不斷降低。激波面可使空氣向外偏轉(zhuǎn)，更重要的是，飛行馬赫數(shù)越高，產(chǎn)生的激波面越靠近飛行器表面，而且其“強度”也越大。這一系列特性產(chǎn)生了高超聲速飛行所特有的微妙效果。與空氣動力學(xué)的大多數(shù)其他研究一樣，對高超聲速飛行研究來說，實驗的基本工具也是風(fēng)洞。早在1885年，英國科學(xué)家霍雷肖·菲利普斯（Horatio Phillips）就建成了人類歷史上第一座風(fēng)洞，并將其用于空氣動力學(xué)實驗。從那時起，風(fēng)洞得到了越來越廣泛的使用。設(shè)計合理的風(fēng)洞實驗通常會降低飛行器的研制成本。上世紀50年代，對新式飛行器的研制需要開展大量研究，其成本可能高達數(shù)百萬甚至上千萬美元，并且需要花費數(shù)月甚至數(shù)年的時間。可通過風(fēng)洞測試按照一定比例縮小的模型，以減少花費的時間和成本；而且對高超聲速研究而言，風(fēng)洞測試還能在一定程度上簡化數(shù)據(jù)收集工作。

上圖：英國科學(xué)家霍雷肖·菲利普斯。

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相似參數(shù)

在風(fēng)洞中獲得的數(shù)據(jù)與實際工程應(yīng)用所需的數(shù)據(jù)之間的比較是基于所謂的“相似參數(shù)”進行的。“相似參數(shù)”是些無量綱的數(shù)字，其值取決于各種重要的物理量，如密度、粘度和速度等。在相似參數(shù)中，最重要的兩個是馬赫數(shù)和雷諾數(shù)。馬赫數(shù)前面已經(jīng)介紹過，是空氣速度與聲音速度之比；雷諾數(shù)取決于空氣的粘度、密度和速度，以及飛行器的幾何尺寸。從某種意義上說，相似參數(shù)為整個物理過程提供了一定程度的衡量，整個物理過程取決于流體的粘性效應(yīng)，如傳熱速率和空氣與飛行器表面的摩擦。在這里，相似參數(shù)可以用物體的阻力系數(shù)來表達，例如，飛行器的阻力系數(shù)是馬赫數(shù)和雷諾數(shù)的函數(shù)，如果在風(fēng)洞測試中將這兩個相似參數(shù)（馬赫數(shù)和雷諾數(shù)）調(diào)整為與不受約束的自由氣流的條件下相同，那么就可以測得正確的阻力系數(shù)值。正是基于這種相似性，人們可以使用對縮比模型的風(fēng)洞實驗來預(yù)測全尺寸飛行器的性能。加州理工學(xué)院高超聲速研究團隊的實驗是圍繞著風(fēng)洞的兩條回路展開的，這兩條回路分別被稱為“Leg 1”和“Leg 2”，橫截面積均為12.7厘米×12.7厘米。高超聲速風(fēng)洞的主要部分是組成噴口的一組外形設(shè)計獨特的鋼制構(gòu)件，高壓空氣以低馬赫數(shù)進入噴口，當?shù)竭_最窄的部分（即喉部）時，速度可達到1馬赫。

上圖：高超聲速風(fēng)洞的主要部分是組成噴口的一組外形設(shè)計獨特的鋼制構(gòu)件。當空氣以高超聲速流動時，伯努利原理中“面積越大，流速越慢”這一我們熟悉的定律就會反過來，也就是說，空氣會因壓力差的存在而加速，直到在風(fēng)洞的最寬部分（即測試部分）達到最終的高馬赫數(shù)和低壓為止。當空氣從高壓區(qū)向低壓區(qū)膨脹時，溫度會急劇下降。例如，5馬赫氣流的溫度會下降6倍，10馬赫氣流的溫度會下降21倍。此外，與溫度成正相關(guān)函數(shù)關(guān)系的聲速值也會相應(yīng)降低，因此，由于聲速比預(yù)期的要低一些，故馬赫數(shù)會更高一些，也就是說可以通過較低的空氣流速獲得高馬赫數(shù)。例如，在以11馬赫運行的Leg 2回路中，若按聲速340米/秒計算，氣流速度應(yīng)為3740米/秒，但實際測得的空速約為1350米/秒。

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熱與高馬赫數(shù)

為防止空氣的溫度降至其液化點甚至凝固點以下，必須先加熱空氣。正是這種加熱導(dǎo)致無法在風(fēng)洞中獲得更高的馬赫數(shù)。蒸汽熱交換器可將Leg 1回路中的空氣溫度升高到150攝氏度，功率為300千瓦的電加熱器可將Leg 2回路中的空氣溫度升高到600攝氏度，因此任一風(fēng)洞的測試段溫度均不會低于零下232攝氏度，也就是空氣的液化點溫度。高速空氣流過測試模型后，一系列激波會將氣流降低到很低的速度，同時溫度恢復(fù)到最初加熱時的溫度，這樣的高溫空氣必須先通過以水為吸熱介質(zhì)的冷卻裝置，然后才能回到壓縮機。對Leg 1和Leg 2回路來說，在未加熱空氣的情況下運行時，空氣會變得極為低溫，以至于凝結(jié)出微小的液態(tài)空氣滴，如果被穿過觀察窗口的強光束照射，則看起來會像霧。這種冷凝的空氣完全無法提供令人滿意的數(shù)據(jù)，因此大多數(shù)實驗都需要對空氣進行加熱。

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流動條件

風(fēng)洞噴口的輪廓具有精確的形狀，這取決于所需的馬赫數(shù)。對于在設(shè)計上僅產(chǎn)生一種馬赫數(shù)的噴口，其特定的形狀會在測試段的整個風(fēng)洞截面上產(chǎn)生均勻的氣流。然而，由于噴口產(chǎn)生的馬赫數(shù)僅取決于喉部和測試段的橫截面積之比，因此可通過改變喉部的橫截面積來改變馬赫數(shù)。對于相當大范圍內(nèi)的馬赫數(shù)，整個測試段的空氣流動仍能維持在可接受的均勻流動狀態(tài)。Leg 1回路的喉部直徑為2.03毫米時，可產(chǎn)生5.8馬赫的氣流；對于Leg 2回路，其以8馬赫的流速運行時，喉部直徑為0.51毫米。對于高超聲速氣流而言，噴口喉部是如此地狹窄，所以通過它的空氣流量也相對較低，故驅(qū)動壓縮機所需的功率也不需要太大。加州理工學(xué)院的這臺高超聲速風(fēng)洞共有16臺壓縮機，包含7個壓縮段，由總功率約1000馬力的電動機驅(qū)動。

上圖：加州理工學(xué)院的高超聲速風(fēng)洞的基本組成部分。縮比測試模型的風(fēng)洞實驗提供了一種減少開發(fā)新飛行器的時間和成本的方法。如前所述，高超聲速風(fēng)洞產(chǎn)生的馬赫數(shù)僅取決于喉部與測試段的面積比，而不取決于可用壓力。但是，為了使測試段的壓力與導(dǎo)彈在實際飛行環(huán)境中遇到的壓力值差不多，應(yīng)提高進氣壓力。回路Leg 1和Leg 2的進氣壓力都可以提高到6.895兆帕。盡管進行了這種程度的壓縮，但在測試段，氣壓仍會降至大氣壓的百分之一或更小。通過使用紋影儀，可以觀察被測模型上的空氣流動情況及激波分布。紋影儀使用來自汞蒸氣電弧的平行光束，光束可穿過風(fēng)洞的測試段，打到受測模型上。模型所在區(qū)域和激波中空氣密度的變化會使光線發(fā)生折射，從而導(dǎo)致在用于觀察的磨砂玻璃或照相板上形成的圖案的亮度發(fā)生改變。

上圖：光線發(fā)生折射顯示出了激波面的形狀。

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運行時間表

研究人員會盡可能地合理安排回路的運行時間，以便在運行一條回路時，對另一條回路進行檢修并使之做好運行的準備。這樣一來，就可以最大限度地利用壓縮機設(shè)備。Leg 2回路的準備工作耗時比Leg 1回路更長，因為前者較高的工作溫度會帶來其他問題。例如，Leg 1中連接壓力探頭使用的是醫(yī)用塑料管，而Leg 2中必須改用不銹鋼材質(zhì)的醫(yī)用皮下注射針管，所有用這種不銹鋼針管制成的接頭都必須用金屬銀進行焊接，因為普通的焊料會在高溫氣流中熔化。

上圖：高超聲速風(fēng)洞的Leg 2回路。移開了風(fēng)洞的側(cè)壁后，可以看到中間橫截面積為12.7厘米×12.7厘米的測試區(qū)域。對于高超聲速氣流，人們希望研究的主要有兩個方面：一是圍繞物體的壓力分布及其相應(yīng)的激波分布；二是粘性效應(yīng)，也稱為“邊界層現(xiàn)象”。但是，由于采用了更為經(jīng)典的可壓縮流體理論，因此壓力分布已經(jīng)得到了很好的理解。實際上，激波方程早在1870年就被推導(dǎo)出來了，此時大多數(shù)高超聲速研究都集中在對邊界層現(xiàn)象的理解上，這是非常令人感興趣的。

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邊界層

邊界層是由于空氣的粘性而附著在物體表面上的空氣層，它可以產(chǎn)生粘性阻力和氣動加熱，并且可以呈現(xiàn)出兩種形式：層流和湍流。呈層流形式時，邊界層中的空氣在物體表面上平滑地流動，速度梯度在物體表面和邊界層的外邊緣之間有序變化。在風(fēng)洞測試模型上，層流邊界層的厚度約為3.2毫米。呈湍流形式時，邊界層中空氣的流動高度不規(guī)則。不難想象，這種混亂的流動會比流線型的層流產(chǎn)生更多的阻力和熱量。研究人員觀察到，隨著物體表面在空氣中前進，層流邊界層會在物體前部形成并延伸到后部，具體位置重點取決于雷諾數(shù)和表面粗糙度。在物體后部的某一位置，邊界層中的流動開始變得不穩(wěn)定，經(jīng)過另一段稱為“過渡區(qū)”的流動后，氣流完全發(fā)展為湍流。

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湍流、阻力和加熱

上世紀50年代，在加州理工學(xué)院開展的高超聲速風(fēng)洞研究中，一大重點問題就是湍流的發(fā)生在多大程度上改變了阻力和產(chǎn)熱，以及哪些因素會影響“過渡區(qū)”。使用平板風(fēng)洞模型（其表面上有一小部分與測力計相連）可以直接測量物體表面與空氣的摩擦力。平板風(fēng)洞模型上的邊界層通常是層流狀態(tài)，但可通過從穿透其表面的一系列小孔注入空氣來干擾層流，制造湍流。這些小孔靠近平板前緣，沿著前緣寬度分布。研究發(fā)現(xiàn)，當層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鲿r，表面摩擦力增加了4至5倍。但是，應(yīng)注意的是，層流邊界層在高馬赫數(shù)下發(fā)展為湍流的趨勢要比低馬赫數(shù)下小得多。其結(jié)果就是，導(dǎo)彈在高速下會比在低速下具有更大的層流邊界層區(qū)域，因此其受到的粘滯阻力不會像低速時測量到的那么高。

上圖：高超聲速風(fēng)洞的Leg 1回路。圖中的工作人員正在檢查平板模型，然后將其安裝在風(fēng)洞中進行實驗。

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激波效應(yīng)

加州理工學(xué)院的另一項研究涉及激波對平板前邊緣處的邊界層的密度的影響。研究人員已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，從前緣向后很短的一段距離內(nèi)，激波后面的高壓區(qū)會影響邊界層的形成方式，并伴有摩擦力和熱傳導(dǎo)的增加。雖然這聽起來似乎只有學(xué)術(shù)上的價值，但對人們理解導(dǎo)彈頭部附近的高熱傳導(dǎo)環(huán)境卻很重要。還有一項研究是探索一種冷卻暴露于高超聲速氣流中的物體表面的方法，以試圖克服氣動加熱的不利影響。待冷卻的表面將由多孔材料制成，制冷氣體可通過壓力從該表面向外噴射。從某種意義上講，這些冷卻氣體將充當絕熱體。需要研究的是該方法的有效性及其對“過渡區(qū)”的影響。亨利·永松研究團隊還提出了另外兩種產(chǎn)生高馬赫數(shù)氣流的方法：激波管和氦氣風(fēng)洞。激波管（見下圖）主要由幾米長的鋼管組成，一端封閉，另一端通入管口。通過用金屬箔制成的隔膜封閉，將靠近封閉端的一段管子分隔成一個腔室，并將高壓空氣泵入該腔室。當隔膜被氣壓爆開時，超聲速氣流將隨著激波朝另一端運動，直至到達管口。就像在風(fēng)洞中一樣，氣流在那里膨脹，并產(chǎn)生大約6馬赫的流速。這一流速僅能維持幾千分之一秒，因此當氣流流過測試模型時，必須通過高速攝影技術(shù)來觀察。激波管的優(yōu)勢在于其溫度更接近自由飛行條件下的溫度，而不是風(fēng)洞中的約零下196攝氏度的低溫。

上圖：激波管也是產(chǎn)生高馬赫數(shù)氣流的一種手段，其是采用一根鋼管，一端封閉，另一端通入管口。金屬箔隔膜封閉了鋼管末端，高壓空氣被泵入該腔室。當隔膜因氣壓而爆開時，管口處會產(chǎn)生約6馬赫的“高溫”氣流。

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氦氣風(fēng)洞

加州理工學(xué)院在上世紀50年代還測試過氦氣風(fēng)洞，旨在產(chǎn)生20馬赫的流速。與普通風(fēng)洞一樣，氦氣風(fēng)洞也是通過讓氣體在噴口中膨脹來產(chǎn)生高馬赫數(shù)。氦氣相對于空氣的優(yōu)勢在于其液化溫度非常低，即使不加熱也不會發(fā)生冷凝。氦氣是通過工業(yè)化生產(chǎn)的，儲存在鋼瓶中。盡管風(fēng)洞實驗在短短幾分鐘之內(nèi)就會將三個鋼瓶的氦氣用盡，但仍可獲得有關(guān)激波模式和模型上壓力分布的許多有價值的信息。對于高超聲速的研究，上面討論的這些加州理工學(xué)院在上世紀50年代的研究項目大多為實驗性質(zhì)，但我們需要認識到，理論研究應(yīng)受到同等程度的重視。理論研究和實驗工作具有很強的協(xié)調(diào)性，要開展理論研究離不開實驗，而理論反過來也會給實驗提出修改建議，并依靠實驗來指導(dǎo)問題的提出。總之，管中窺豹，可見一斑，美國在高超聲速研究領(lǐng)域有長期的雄厚積累，對此我們不能妄自尊大，當然也不必妄自菲薄。閱兵式上的“東風(fēng)-17”無疑是令人鼓舞的，但我們同樣應(yīng)認識到，與美國相比，我國在高超聲速研究領(lǐng)域還有很多差距，這需要我們繼續(xù)保持追趕態(tài)勢，才能最終實現(xiàn)超越。

—?THE END —

總結(jié)

以上是生活随笔為你收集整理的加州理工学院对高超声速飞行的早期研究的全部內(nèi)容，希望文章能夠幫你解決所遇到的問題。

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