美国空气动力地面试验能力及发展趋势分析

孙宗祥; 李文佳; 唐志共; 郭楚微; 罗月培; 孙杭义

doi:10.7638/kqdlxxb-2022.0179

美国空气动力地面试验能力及发展趋势分析

doi: 10.7638/kqdlxxb-2022.0179

中国空气动力研究与发展中心，绵阳　621000

详细信息

作者简介:
孙宗祥（1968−），男，重庆人，正高级工程师，主要从事空天科技信息研究. E-mail：myszx@163.com

通讯作者:
唐志共^*（1965-），男，博士，研究员. 研究方向：高超声速空气动力学研究与应用. E-mail： tangzhigong@126.com

中图分类号: V211.74
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出版历程
- 收稿日期: 2022-11-03
- 修回日期: 2022-12-20
- 录用日期: 2022-12-22
- 网络出版日期: 2023-01-25
- 刊出日期: 2023-01-25

The capability of aerodynamic ground test in the USA and its development trend analysis

China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang　621000, China

摘要

摘要: 空气动力地面试验能力是衡量一个国家航空航天飞行器发展水平的重要因素。美国作为世界航空航天大国，其空气动力试验模拟能力、飞行器创新研究以及空气动力学学科发展等都处于世界领先水平。本文概述了美国空气动力相关研究机构基本情况，重点列举了11个主要机构的核心空气动力试验研究能力和技术支撑能力，分类阐述了美国空气动力试验设备与试验技术能力现状，简要分析了美国空气动力地面试验能力的优势与不足、经验与教训，最后综合研判了其未来发展趋势。
- 空气动力 /
- 风洞 /
- 地面试验 /
- 试验能力 /
- 试验技术 /
- 美国
Abstract: Aerodynamics-related ground test capability is an important metric of the current development of a country’s flight vehicles. The United States is the world leader in terms of aerodynamic test and research capability, aircraft innovative research and aerodynamics-related disciplines. This paper summarizes the basic informations of USA aerodynamic research institutions, offers a list of 11 major institutions including their core test & experiment and supporting capabilities, and a classification of the status quo of USA test research capability and experimental techniques. A brief analysis on the advantages and disadvantages of USA aerodynamic ground test capability, and lessons learned is given subsequently, and a prediction of its future development is made.
- aerodynamics /
- wind tunnel /
- ground test /
- test capability /
- test techniques /
- the United States

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图 1 美国空气动力相关试验研究机构分布图

Figure 1. Distribution of the USA aerodynamic test and research institutions

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图 2 AEDC主要试验设备发展历程^[35]（横条中的数字为论证建设时长）

Figure 2. History of the development of AEDC test facilities^[35]

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图 3 美国新兴航空航天需求和2025年风洞能力^[47]

Figure 3. Emerging aerospace needs of the USA and anticipated 2025 wind-tunnel capabilities^[47]

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表 1 美国11个气动试验研究能力核心机构

Table 1. Eleven core aerodynamic test and research institutions in the USA

序号	机构名称	归属类别	核心试验能力	支撑能力	备注
1	AEDC	国防部/ 空军	①世界最大的低速国家全尺寸空气动力综合体（NFAC）风洞设备（可进行波音737全尺寸风洞试验）； ②世界顶级的跨声速/超声速推进风洞16T和16S； ③世界顶级的高雷诺数、高马赫数的超高速9号风洞； ④世界一流的高流场品质超声速/高超声速冯·卡门气体动力学设备A、B、C风洞； ⑤世界一流的气动与推进试验设备（APTU）和航空推进系统试验设备（ASTF）C-1和C-2试验舱； ⑥世界一流的电弧加热器设备H1、H2和H3； ⑦美国最大的二级轻气炮系统的超高速弹道靶G靶； ⑧世界一流的火箭橇设备“霍洛曼高速试验轨道”（HHSTT）（世界上同类设备中最长）。	①优秀的建模与仿真团队，是计算研究与工程采办的工具和环境-航空器（CREATE-AV）计算工具的关键参与者； ②先进的测量与诊断以及设备与试验技术，可开展定量、空间可分辨流场测量和全频谱试验环境的定性流动显示测量； ③经验丰富的地面试验人才队伍； ④美军几乎所有的飞行武器都在此做过气动试验，积累了大量的气动数据。	近年来，美空军相继整合了多个试验基地的地面试验资源，集中由AEDC管理运行。气动设备整体试验能力已超越NASA，成为美国的气动试验中心。美国16座核心高超设备占6座。

2	AFRL	国防部/ 空军	①先进的直连式超声速燃烧设备（18号、22号）和连续式超声速风洞（19号），其中18号是部件级的缩比尺寸直连式超声速燃烧设备，而22号是全尺寸直连式超燃冲压发动机整机燃烧设备； ②先进的三声速气体动力学设备（TGF），可提供推进系统与武器一体化研究以及各种飞行器从亚声速到超声速（Ma = 3）的气动性能快速试验能力； ③美国国防部首个动态运动试验设备——立式风洞，能模拟高机动飞机运动及探究非线性空气动力学的物理机理。风洞试验段直径为3.7 m，高15 m。	①普渡大学运行管理的波音/空军科学研究办公室所属的Ma6静音风洞（BAM6Q）； ②配套的其他研究型设备，如水平自由面水洞（HFWT）、低速风洞设备（LSWTF）、亚声速气动研究实验设备（SARL）和高压燃烧室研究设备（HPCRF）； ③成体系的航空航天规划、项目管理和实验室； ④强大的科研人才队伍。	AFRL是美国空军唯一一个国防部综合性研究实验室，领导着美国空中、太空和网络空间领域实战技术创新、发展和集成；负责空军科学技术规划和执行。

3	兰利研究中心	NASA	①先进的14 ft × 22 ft亚声速风洞； ②世界一流的低温高雷诺数国家跨声速设备（NTF）； ③世界一流的跨声速动态风洞（TDT）； ④先进的4 ft超声速统一规划风洞； ⑤世界一流的高超声速气动热力学实验室设备：31 in马赫数10风洞、20 in马赫数6风洞、15 in马赫数6风洞； ⑥世界顶级的8 ft高温风洞（HTT）； ⑦先进的20 ft立式尾旋风洞（VST）； ⑧系列超燃冲压发动机研究的超声速燃烧和电弧加热设备。	①拥有先进的测量与诊断以及设备与试验技术； ②积累了大量X系列飞行器气动试验研究经验与气动数据库； ③CFD软件与数值模拟能力世界领先； ④经验丰富的地面试验与飞行器开发研究人才队伍。

4	阿姆斯研究中心	NASA	①性能优良的11 ft跨声速统一规划风洞； ②性能优良的9 ft × 7 ft超声速统一规划风洞； ③世界一流的电弧射流试验设备； ④性能优良、成体系的气动物理研究弹道靶综合设施：垂直靶（AVGR）、超高速自由飞设备（包括超高速自由飞气动设备（HFFAF）和超高速自由飞炮技术发展设备（HFFGDF））以及电弧激波管（EAST）； ⑤世界一流的高端计算环境和建模与仿真能力，Pleiades（昴宿星）超级计算机具有7.11PFlofs的计算能力（2022年世界500强名单中排名第90位）。	①拥有美国唯一的12 ft亚声速高雷诺数增压风洞； ②拥有先进的垂直运动模拟器； ③拥有先进的量子人工智能试验室； ④建有未来飞行中心。	NASA是美国乃至全球最权威的航空航天科学研究机构，引领了世界航空航天技术进步，但与AEDC相比，还缺乏大尺寸的超声速风洞和高马赫数的高超声速风洞。

5	格林研究中心	NASA	①先进的垂直起降研究低速推进声学风洞（2.7 m × 4.6 m）； ②先进的跨超声速推进风洞（2.4 m × 1.8 m）； ③大型超声速推进风洞（3.1 m × 3.1 m）； ④先进的发动机声学研究设备； ⑤美国最大的结冰研究风洞（1.8 m × 2.7 m），世界上唯一可在相关冰晶结冰条件下测试全尺寸发动机的设备； ⑥世界一流的推进系统实验室（PSL）设备：高空试验台PSL-3和PSL-4； ⑦一系列的发动机部件及整机全尺寸设备； ⑨先进的吸气式推进和空间推进试验设备（特别是无污染高超声速推进一体化风洞）。	①拥有世界先进的推进系统实验室（PSL）和优秀的人才队伍，能提供世界级的航空推进系统测试和评估服务，引领和推动美国发动机研究技术进步； ②拥有世界一流的发动机数值模拟能力，开发了一系列结冰/防除冰、发动机热力机械、控制系统数值仿真软件和分析工具； ③拥有世界先进的发动机研究测试技术。
6	波音公司	工业部门	①性能良好的跨声速风洞（BTWT）（8 ft × 12 ft × 22 ft）； ②性能优良的多声速风洞（PSWT）（被美国防部列为3座重要高超声速试验设施之一）； ③性能良好的大口径电弧风洞（LCAT)； ④配套的研究型气动结冰风洞（BRAIT）、低速气动声学设备（LSAF）、低速垂直/短距起降风洞（BVWT）、低速推进风洞（BPWT）等。	①拥有波音/空军科学研究办公室与圣母大学、波音/空军科学研究办公室与普渡大学联建的两座马赫数6的静音风洞； ②强大的数值模拟能力，构建有自己的专业软件工具，如BCFD解算器、GGNS流场解算器和EPIC网格自适应工具集等； ③强大的飞行器设计研发能力。	波音引领了利用CFD进行大型民机设计的潮流，大大缩短了新机研制周期并降低成本（大量采用CFD，尽量减少风洞试验）。

7	普渡大学	高校	①拥有世界一流的BAM6QT静音风洞； ②拥有先进的高超声速脉冲激波风洞（HYPULSE）（可模拟马赫数5～40，该风洞由NASA转给ATK-GASL，后诺斯罗普·格鲁曼公司收购ATK公司，2020年由诺斯罗普·格鲁曼公司捐赠给普渡大学）。 ③普渡大学马赫数8的静音风洞也在筹建中（空军投资，与圣母大学联建）。	①世界上最大的推进技术实验室Zucrow实验室，配套有6座燃烧研究试验设备； ②美国最大的流体动力技术实验室Maha流体动力研究中心，配套有一系列研究试验设备； ③旋转爆震发动机（RDE）、固液混合推进技术以及新型推进技术研究能力； ④先进的试验诊断和测试技术。	美国综合高超声速研究能力最强的单位之一，有一批世界知名的高超声速研究专家和20多年高超声速研究经验，开发了100多项高超声速飞行技术专利。旨在打造美国高超声速能力研究中心。

8	圣母大学	高校	①拥有世界顶级（最大，直径0.6 m）的ANDLM6QT静音风洞（空军科学研究办公室与圣母大学联建），它能够研究飞行器自然转捩。 ②圣母大学马赫数10的静音风洞也在筹建中（空军投资，与普渡大学联建），预计将于2023年初建成。	①拥有全球规模最大、最活跃的流体物理与控制研究所（FlowPAC），其下建有高焓电弧加热风洞、消声风洞、超声速风洞、3个跨声速风洞以及多个低湍流度亚声速风洞、线性叶栅风洞、大气边界层风洞和水洞等众多研究型设备； ②拥有2016年建成的世界一流涡轮机械实验室（NDTL），配套有世界级的涡轮机械测试设施以及大规模高性能计算（HPC）集群和软件工具。	气动研究领域主要聚焦在高超声速流动、气动光学、等离子体流动控制与辅助燃烧、流体-结构相互作用、多相流、航空声学以及变体和微型飞行器、风能等。2018年发起了高超声速系统倡议，以支持美军高超声速武器研制。

9	德克萨斯农工大学	高校	①拥有创新型的低湍流度马赫数6高超声速静音风洞（M6QT）； ②拥有独特的大尺度连续变马赫数主动控制膨胀（ACE）风洞，2007年建成，可在M5～8内连续动态变马赫数，风洞的重复性很好； ③新建了超高速膨胀风洞（HXT），2020年建成，由海军研究办公室（ONR）赞助，可提供高达马赫数15的飞行模拟条件，并具有大量先进激光诊断技术； ④2019年，美国宣布在该校新建高超声速武器试验中心“布什作战发展综合体”（BCDC），将建设一个“弹道、气动光学和材料”（BAM）试验场，并称其是一个世界级的工程壮举，将是一个进行高超声速和定向能研究的独一无二的设施。BAM试验场主要将建一座长1 km、直径2 m的M10地面风洞（或为弹道靶设备）。建成后，BAM试验场将是美国同类设备中尺寸最大、仪器设备最齐全的设施，拥有美国最大的高超声速和激光技术封闭管测试设施，以及飞行器测试实验室和高科技露天试验场，将填补美国实验室级别试验和开放试验场试验之间的空白； ⑤拥有高性能计算集群Grace超级计算机，其峰值性能高达6.2千万亿次/秒。	①配套有超声速高雷诺数风洞、脉冲高超声速试验设备、低速射频等离子体风洞、动态失速设备、低速风洞、系列激波管、定容燃烧器一系列小型研究设备； ②建有气动和流体动力学、高温气体动力学、国家气动热化学与高超声速、湍流和先进计算、高性能计算、超高速碰撞等系列实验室； ③2020年，美国国防部宣布将在该校成立一个由多所大学组成的“大学应用高超声速研究联盟”（UCAH），旨在促进学术界进一步探索和开发高超声速武器系统及组件相关技术。	美国开展高超声速研究的重要机构，高超声速研究能力首屈一指。2009年该校被指定为国家高超声速层流-湍流转捩研究中心。

10	桑迪亚国家实验室	能源部	①拥有性能优良的高超声速风洞（HWT），可模拟马赫数5、8、14； ②拥有美国唯一的国家太阳能热试验设备（NSTTF），用于高温材料试验和气动加热模拟。	①美国亿万级模拟软件组件技术中心CCTTSS的成员之一，开发有功能强大的求解复杂化学反应问题软件包CHEMKIN、开源多学科设计优化框架DAKOTA以及自适应多物理场工程计算力学应用框架SIERRA和Trilinos软件框架等； ②燃烧研究方面，具备深入的燃烧理论研究和系列燃烧基础研究设施，并开发了燃烧模拟软件工具； ③三声速风洞、多相激波管、用于超声速试验的火箭橇等研究设备。	与美国空军、NASA一道发起了美国国家高超声速基础研究计划（NHFRP），参与了多个高超声速武器项目，如高速系统试验（HSST）项目、先进高超声速武器（AHW）等，是美国高超声速助推滑翔导弹研制核心机构。

11	卡尔斯潘大学-布法罗研究中心（CUBRC）	高校/ 公司	①拥有世界顶级的国家高能激波风洞LENS I、II和X、XX（世界上最大膨胀管风洞），具备全尺寸及高马赫数试验模拟能力； ②拥有世界一流的8 ft跨声速风洞。	①美国气动热/气动光学评估中心； ②具有先进的气体动力学计算建模和仿真能力。	近期大力投资建设高超声速试验设施，旨在打造成为美国高超声速系统开发国家中心。

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表 2 美国部分有代表性的亚声速风洞设备^[2-4]

Table 2. Part of representative subsonic wind tunnels in the USA^[2-4]

序号	设备名称	所属单位	主要用途/能力	主要技术指标	重要程度
1	国家全尺寸空气动力综合体（NFAC）	AEDC	主要用于全尺寸和各种大型试验部件的气动试验研究；可开展全尺寸旋翼机试验研究，具备低噪声试验能力；主要开展军用飞行器研究。	试验段尺寸：40 ft × 80 ft，80 ft × 120 ft 最大试验风速：150 m/s 总功率：106 MW	非常重要

2	14 ft × 22 ft 亚声速风洞	NASA 兰利研究中心	在旋翼飞行器、无人作战飞行器和高速飞行器试验方面具有很强试验能力，装有可开展地面效应试验的活动地板，是NASA目前运行成本较低的唯一一座多用途亚声速风洞。	试验段尺寸：14.5 ft × 21.75 ft × 50 ft Ma：0～0.3 Re：（0～2.2） × 10⁶/ft	重要

3	兰利低湍流度压力风洞	NASA 兰利研究中心	具有特有的高雷诺数研究能力，能够提供2D翼型飞行雷诺数试验能力，可提供层流控制、转捩研究以及低阻翼型试验的低湍流度试验环境。	试验段尺寸：7.5 ft × 3 ft × 7.5 ft Ma：0.05～0.5 Re：（0.4～15） × 10⁶/ft	重要

4	20 ft立式风洞	NASA 兰利研究中心	可为飞机失速尾旋、滚转和自由降落特性提供最好的气动研究试验能力，主要开展军用飞行器研究。	试验段尺寸：直径20 ft，高25 ft Ma：0～0.08 Re：(0～0.15) × 10⁶/ft	重要

5	结冰研究风洞（IRT）	NASA 格林研究中心	重要的特种设备，具备大尺寸飞机及各部件结冰现象的基础研究，结冰预测的验证研究，防/除冰系统开发与研制。	试验段尺寸：6 ft × 9 ft，长20 ft Ma：0.05～0.50 Re：(0～3.6) × 10⁶/ft 总压：0～230 psf 总温：环境温度～–35 ℃ 过冷水滴：15～275 μm 含水量：0.15～4.0 g/m³ 结冰云：4.5 ft × 6 ft	非常重要

6	9 ft × 15 ft 低速风洞	NASA 格林研究中心	作为一座推进风洞，具有优异的推进模拟能力，可提供气动声学、低雷诺数和无动力测力试验能力。	试验段尺寸：9 ft × 15 ft × 33 ft Ma：0～0.23 Re：（0～1.4） × 10⁶/ft	重要

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表 3 美国部分有代表性的跨声速风洞设备^[2-5]

Table 3. Part of representative transonic wind tunnels in the USA^[2-5]

序号	设备名称	所属单位	主要用途/能力	主要技术指标	重要程度
1	16T	AEDC	气动与推进一体化、武器与机体一体化的试验；吸气式发动机和火箭发动机的性能试验；捕获轨迹试验；压敏漆试验。	试验段尺寸：16 ft × 16 ft × 40 ft Ma：0.05～1.6 Re：(0.03～7.2) × 10⁶/ft 动压：0.35～1161 psf 总压：200～3950 psf 总温：80～140ºF	非常重要

2	4T	AEDC	具备三声速能力，拥有轨迹捕获系统和变开孔壁板。主要用于小尺度的气动力和分离试验，也可用于一些特种的材料试验、结冰试验；可提供有限的压敏漆测试。	试验段尺寸：4 ft × 4 ft × 12.5 ft Ma：0.05～2.46 Re：(0.02～7.1) × 10⁶/ft 动压：0.17～1465 psf 总压：100～3400 psf 总温：80～140ºF	重要

3	国家跨声速设备（NTF）	NASA兰利研究中心	半模试验能力；稳定与控制试验；大迎角试验；喷流效应试验；高雷诺数航空声学试验；高雷诺数环量控制试验；层流控制试验和边界层转捩灵敏度试验。	试验段尺寸：8.2 ft × 8.2 ft × 25 ft Ma：0.1～1.05(空气模式)；0.1～1.2（低温模式） Re：(1～23) × 10⁶/ft（空气模式）；(4～146) × 10⁶/ft（低温模式）	非常重要

4	跨声速动力学风洞（TDT）	NASA兰利研究中心	主要试验任务是航空航天飞行器动态气动特性试验，核心竞争力是飞行器气动特性与结构特性耦合的气动弹性试验能力。	试验段尺寸：16 ft × 16 ft × 17 ft Ma：0.1～1.2 Re：(0.01～3) × 10⁶/ft（空气）　 (0.1～9.6) × 10⁶/ft（R-134a）	非常重要

5	11ft跨声速统一规划风洞（UPWT）	NASA阿姆斯研究中心	主要进行航空航天飞行器跨声速常规气动力试验；可进行运载火箭、战斗机武器舱等气动声学试验；具有变压力试验能力。	试验段尺寸：11 ft × 11 ft × 22 ft Ma：0.2～1.45 Re：(0.3～9.6) × 10⁶/ft 总压：432～4608 psf 总温：110±20°F	非常重要

6	8 ft × 6 ft 跨声速推进风洞	NASA 格林研究中心	主要用于前沿性的飞行技术试验研究以及喷气发动机、超声速飞机及火箭发动机模型试验，可支持先进飞机概念和部件、高速飞机发动机、导弹和运载器研究。	试验段尺寸：8 ft × 6 ft × 23.5 ft Ma：0～0.1；0.25～2 Re：（1.5～5.5） × 10⁶/ft 总压：100～1340 psf 总温：520～720°R	重要

7	卡尔斯潘 8 ft跨声速风洞	卡尔斯潘公司	主要用于进行系留/悬挂载荷、部件耐久性、进气道优化、级间分离、喷气效应评估等试验研究。	试验段尺寸：8 ft × 8 ft × 23.5 ft Ma： 0.2～1.3 Re：8 × 10⁶/ft（24 × 10⁶/m）（亚声速）；4 × 10⁶/ft（12 × 10⁶/m）（跨声速）驻点压力：0.25～3.25 atm 模拟高度：15000 m	重要

8	跨声速风洞（BTWT）	波音公司	主要用于气动力试验。	试验段尺寸：8 ft × 12 ft × 22 ft Ma：0.12～1.12 总温：100°F 平均湍流度：<0.1%	重要

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表 4 美国部分有代表性的超声速风洞设备^[3-5]

Table 4. Part of representative supersonic wind tunnels in the USA^[3-5]

序号	设备名称	所属单位	主要用途	主要技术指标	重要程度
1	16S	AEDC	主要用于大尺寸气动模型和全尺寸吸气式或火箭推进系统试验研究。	试验段尺寸：16 ft × 16 ft × 40 ft Ma：1.5～4.75，在积极探索Ma6运行的改造可能性 Re：(0.1～2.4) × 10⁶/ft 动压：25～564 psf 总压：200～1900 psf 总温：100～650ºF	重要

2	超声速风洞A	AEDC	作为一座闭口、变密度连续流超声速风洞，主要用于常规超声速气动力试验。	试验段尺寸：3.3 ft × 3.3 ft × 9 ft Ma：1.5～5.5 Re：(0.3～8.5) × 10⁶/ft 动压：50～1750 psf 总压：3～195 psi 总温：90～280ºF	非常重要

3	4 ft超声速统一规划风洞（UPWT）	NASA兰利研究中心	主要用于常规超声速气动力/热、气动力振荡、稳定与控制、喷流效应以及半模试验。	试验段尺寸：4 ft × 4 ft × 7 ft Ma：1.5～2.9，2.3～4.6 Re：(0.5～11.4) × 10⁶/ft，(0.5～8.4) × 10⁶/ft 总压：0～4 atm；0～10 atm 总温：100～300 ℃	非常重要

4	10 ft×10 ft 风洞	NASA格林研究中心	主要用于推进试验研究（包括飞机、导弹、火箭等），可采用压敏漆、粒子成像测试技术。	试验段尺寸：10 ft × 10 ft × 40 ft Ma：0～0.36，2.0～3.5 Re：(0.1～3.4) × 10⁶/ft， (2.2～2.7) × 10⁶/ft 总压：20～720 psf 总温：540～750°R，520～1140°R	非常重要

5	9 ft×7 ft超声速统一规划风洞（UPWT）	NASA阿姆斯研究中心	主要用于飞机或飞机部件的力、力矩和压力测量，可测量多点定常压力和脉动压力；声爆试验等。	试验段尺寸：9 ft × 7 ft × 18 ft Ma：1.55～2.55 Re：(0.9～5.6) × 10⁶/ft 总压：634～3888 psf 总温：110±20°F	重要

6	多声速风洞（PSWT）	波音公司	可进行常规气动力试验和多体分离试验研究。	试验段尺寸：4 ft × 4 ft Ma：0.45～1.60，1.46～5.57 Re：(2～50) × 10⁶/ft	重要

7	高速风洞（HSWT）	洛克希德·马丁公司	可进行常规气动力试验和多体分离试验研究。	试验段尺寸：1.2 m × 1.2 m × 1.8 m（跨声速试验段）；1.2 m × 1.2 m × 1.5 m（超声速试验段） Ma：0.3～1.8（跨声速试验段） 1.6～5.0（超声速试验段） Re：(4～34) × 10⁶/ft	重要

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表 5 美国TRMC确认的16座高超声速核心试验设施（2012年）^[1]

Table 5. Sixteen core hypersonic test facilities certified by TRMC in 2012 ^[1]

设备名称	所属单位
冯·卡门气动设施（VKF） A/B/C风洞	AEDC
9号风洞	AEDC
31 in马赫数10风洞 20 in马赫数6风洞 15 in马赫数6高温风洞	NASA兰利研究中心
高超声速风洞（HWT）马赫数5, 8, 14	桑迪亚国家实验室
国家高能激波（LENS）风洞： LENS-1，LENS-2，LENS-XX	卡尔斯潘大学-布法罗研究中心
静音风洞	普渡大学
H1，H2，H3	空军AEDC
电弧射流设备	NASA阿姆斯研究中心
8 ft高温风洞（HTT）	NASA兰利研究中心
高超声速气动推进洁净空气试验台（HAPCAT）（建设中）	国防部TRMC
气动与推进试验设备（APTU）	空军AEDC
18，19，22号设备	空军研究实验室（AFRL）
GASL 4号试验舱	NASA ATK
气动弹道靶G靶	空军AEDC
高速试验轨道（火箭撬）	空军霍洛曼空军基地
太阳能阵列	能源部桑迪亚国家实验室（SNL）

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表 6 美国部分有代表性的高超声速设备^[2-8]

Table 6. Part of representative hypersonic facilities in the USA^[2-8]

序号	设备名称	所属单位	主要用途	主要技术指标	重要程度
1	超高速9号风洞	AEDC	作为一座世界上最大的高马赫数、高雷诺数的高超声速设备，主要用于开展高超声速气动试验与评估试验研究。试验包括：气动力、气动热、寻的器窗口热结构和气动光学、保护罩分离、高超声速进气道、基础流动机理和CFD的验证试验。	试验段尺寸：直径2.9 ft（自由射流），长9 ft；直径5 ft，长12 ft；直径5 ft，长12 ft Ma：8，10，14，18 Re：(4～48) × 10⁶/ft，(0.25～20) × 10⁶/ft， (0.05～3.6) × 10⁶/ft，(0.5～1.4) × 10⁶/ft 动压：960～11300 psf，50～4000 psf，8～900 psf，56～210 psf 总压：1000～12500 psi，150～14000 psi，100～19000 psi，3600～15000 psi 总温：1100～1200ºF，1200～1350ºF，1750～2800ºF，2100～2900ºF	非常重要

2	8 ft高温风洞	NASA 兰利研究中心	气动热试验，推进系统试验，热结构试验。	试验段尺寸：8 ft × 12 ft Ma：4，5，7 Re：(0.3～5.1) × 10⁶/ft 总压：50～130 psi（Ma4）,90～530 psi（Ma5），600～3500 psi（Ma7）总温：1640°R（Ma4），2350°R（Ma5），2500～3650°R（Ma7）	非常重要

3	气动与推进试验设备（APTU）	AEDC	自由射流推进系统发展和评估试验，直连式推进系统部件发展试验，真实温度气动试验，高温材料试验。	试验段尺寸：直径42 in Ma：3.1～7.2 总温：1460～4700°R 运行时间：60～240 s	非常重要

4	高超声速风洞B	AEDC	测力、测矩、热传导、测压、仓内分离、进气道、材料考核、质量射流、边界层探测、流场诊断等。	试验段尺寸：直径4.17 ft，长9 ft Ma：6或8 Re：(0.40～5.2) × 10⁶/ft 动压：66～620 psf 总压：40～900 psi 总温：290～890ºF	重要

5	高超声速风洞C	AEDC	测力、测矩、热传导、测压、仓内分离、进气道、材料考核、质量射流、边界层探测、流场诊断等。	试验段尺寸：直径4.17 ft，长9 ft Ma：4，8，10 Re：(0.3～3.0) × 10⁶/ft 动压：48～475 psf 总压：200～2000 psi 总温：1220～1700ºF	重要

6	电弧加热器 H1，H2，H3	AEDC	主要用于模拟高超声速武器系统和再入飞行器在再入和高超声速飞行极端环境条件下的气动加热和从中到高的剪切压力，以表征和评估防热材料/防热系统。	H1 喷管出口直径：4.3～7.6 cm（1.7～3.0 in） Ma：1.8～3.5 滞止压力，P_T2：最高可到9.0 MPa（88 atm，1300 psia）总焓，h₀：1.7～8.2 MJ/kg（730 ～3500 Btu/lbm）质量流率：2.3～4.1 kg/s，(5.0 ～9.0 lbm/s) 功率：30 MW 最大运行时间：2 min H2 喷管出口直径：13～61 cm(5～24 in) Ma：3.4～7.0 滞止压力，P_T2：最高可到345 kPa（3.4 atm，50 psia）总焓，h₀：1.05～9.8 kJ/kg（450～4200 Btu/lbm）质量流率：0.9～9.8 kg/s（2～22 lbm/s）功率：42 MW 最长运行时间：30 min H3 喷管出口直径：4.25～11.43 cm（1.674～4.5 in） Ma：1.8～3.5 滞止压力，P_T2：最高可到8.9 MPa（88 atm）总焓，h₀：1.05～9.8 kJ/kg（450 ～4200 Btu/lbm）质量流率：1.4～8.2 kg/s （3～18 lbm/s）功率：70 MW 最长运行时间：25 min	非常重要
7	电弧射流设备	NASA 阿姆斯研究中心	热防护材料、飞行器结构、气动热力学和高超声速技术研究。	气动加热试验设备（AHF）加热器功率：20 MW（片式和管式）表面压力或驻点压力：0.005～0.3 atm 热通量：＞3000 kW/m² 湍流导管（TFD）加热器功率：12 MW 表面压力：0.02～0.15 atm 冷壁热流：20～700 kW/m² 平板试验设备（PTF）加热器功率：20 MW 最长运行时间：30 min 表面压力：0.28 atm 冷壁，全催化热流：200～2000 kW/m² 干扰加热设备（IHF）加热器功率：60 MW 热流：5～6000 kW/m² 焓值：7～47 MJ/kg 最长运行时间：1 h	重要

8	LENS I 激波风洞	卡尔斯潘大学-布法罗研究中心	高雷诺数、高马赫数、低焓条件下复杂湍流干扰的流体动力学问题研究，高超声速拦截器的气动热和气动光学评估以及超高速流动黏性/无黏和真实气体现象研究等。	尺寸：驱动段长25.5 ft、内径11 in；被驱动段长60 ft、内径8 in；试验段长28 ft，内径96 in Ma：6.5～24 Re：1×10⁵～1×10⁹/ft 高度：7.6～91 km 总压：3.5～150 MPa 总温：<6300 K（氦气）；<7780 K（氢气）试验时间：3～24 ms	非常重要

9	LENS II 激波/路德维希管风洞	卡尔斯潘大学-布法罗研究中心	超燃冲压发动机的试验研究，气动热和气动光学评估试验以及其他高超声速全尺寸模型的模拟研究。	尺寸：驱动段和被驱动段直径为24 in，长度分别为60 ft和100 ft；试验段长500 in，直径96 in Ma：4.5～8（设计运行马赫数2-12） Re：1×10⁵～1×10⁹/ft 高度：SL-200kft 试验时间：100 ms（激波风洞模式）；320 ms（路德维希管模式）	重要

10	LENS XX 膨胀管风洞	卡尔斯潘大学-布法罗研究中心	主要用于试验评估高超声速真实气体效应和非平衡效应，研究高超声速飞行器再入时飞行器周围等离子体特性和激波辐射特性等。	尺寸：激波管内径24 in，总长超过240 ft，两个试验段：喷管前试验段直径24 in，喷管后试验段直径96 in 气流速度：8000～40000 ft/s Ma：8～25 Re：1×10³～1×10⁹/ft 高度：SL-250 kft 最大驻点温度：45000°R 总焓：120 MJ/kg 试验时间：0.5～4 ms	非常重要

11	BAM6QT 静音风洞	普渡大学	主要用于激波/边界层干扰或高超声速转捩研究。	试验段尺寸：在喷管出口处直径242 mm，喷管长2.59 m Ma：6 Re：(0.4～18.3) × 10⁶/m 总温：430 K 试验时间：3～5 s 噪音水平：“静音”运行模式的噪音水平小于0.05%，　　　　 “常规”运行模式噪音水平3%	重要

12	ANDLM6QT 静音风洞	圣母大学	具有独特的高超声速黏性流测试能力，可用于流动控制、激波/边界层干扰或高超声速转捩研究。	尺寸：喷管出口直径0.6 m，静音试验段长度为1.8 m，驱动段长度超过60 m Ma：6 Re：1.1 × 10⁷/m 总压：1～10 bar 最大总温：590 K 试验时间：1 s (稳定运行时间300 ms)	非常重要

13	气动弹道靶G	AEDC	主要用于开展超高速自由飞试验，以评估超高速/高超声速系统气动和撞击毁伤效应。	弹丸尺寸（直径）：3.3，4.0，8.0 in 发射质量：450～6000 g, 450～6000 g, 6000～20000 g 发射速度：4900～22700 ft/s，4900～19700 ft/s，5600～17100 ft/s 靶室内压力：30～170 kPa	非常重要

14	霍洛曼高速试验轨道（HHSTT）	AEDC	主要用于开展缩比和全尺寸飞行器从亚声速到高超声速飞行环境试验，可进行边界层转捩、气动热、大过载加速度、弹头杀伤力等试验。	尺寸：长59971 ft（约18279 m），是世界上同类设备中最长的。磁浮轨道长度约640 m。速度：2865 m/s	重要

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表 7 美国政府平均40年以上的代表性核心航空航天试验设备

Table 7. The representative essential core of government aerospace test facilities averages 40 years of age

试验设备	建成时间
AEDC国家全尺寸空气动力综合体（NFAC）	1944年
格林研究中心(GRC)结冰研究风洞	1944年
阿姆斯研究中心（ARC）11 ft跨声速风洞	1955年
AEDC 16T	1956年
兰利研究中心（LaRC）国家跨声速设备	1983年
AEDC 4T	1970年
兰利研究中心（LaRC）跨声速动力学风洞	1960年
AEDC风洞A	1958年
格林研究中心(GRC)10 ft超声速风洞	1956年
AEDC 9号风洞	1975年
兰利研究中心（LaRC）8 ft高温风洞	1966年
约翰逊航天中心（JSC）电弧射流设备	1967年
阿姆斯研究中心（ARC）电弧射流设备	1965年
AEDC电弧射流设备	1968年
AEDC C1/2	1984年
AEDC J1/2	1957年
AEDC SL1/2	1998年
AEDC C1/2	1984年
斯坦尼斯（Stennis） A2/B2	1966年
白沙试验设备（WSTF）401/403	1964年
AEDC J6	1994年
约翰逊航天中心（JSC）太空舱A/B	1965年
AEDC 10V太空舱	1988年

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