高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究
哈尔滨空气动力研究所及风洞简介
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。
简介风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。
用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。
实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。
这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济地取得实验数据。
为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。
关于风洞
风洞（英语：Wind tunnel）是空气动力学的研究工具。
风洞是一种产生人造气流的管道，用于研究空气流经物体所产生的气动效应。
风洞除了主要应用于汽车、飞行器、导弹（尤其是巡航导弹、空对空导弹等）设计领域，也适用于建筑物、高速列车、船舰的空气阻力、耐热与抗压试验等。
简介风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。
它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。
这种方法，流动条件容易控制，可重要依据是运动的相对性原理。
实验时，常将模型或实物固定在风复地、经济地取得实验数据。
为使实验结果准确，实验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似律的要求。
但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。
此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。
历史1871年，弗朗西斯〃赫伯特〃韦纳姆和约翰〃布朗宁设计并建造了世界上第一座风洞1901年，莱特兄弟为研究飞机及得到正确的飞行资料，发明了风洞隧道进行测试[1]。
1902年莱特兄弟以风洞隧道的测试与前两架滑翔机的经验，建造第三架滑翔机，为当时最大的双翼滑翔机，并在机尾加装垂直尾翼，以防止转向时发生翻转，并进行了上千次的试飞。
而最终在1903年发明了世界上第一架带有动力的载人飞行器——莱特飞行器。
1945年，第二次世界大战尚未结束时，德国设计并开始建造一个实验段直径1米，最高风速达10马赫的连续式高超音速风洞。
战争结束后被美国缴获，美国仿制并作了适当修改后，一直到1961年才在阿诺德中心建立最高风速达12马赫的高超音速风洞。
因为风洞的控制性佳，可重复性高，现今风洞广泛用于汽车空气动力学和风工程（Wind Engineering）的测试，譬如结构物的风力荷载（Wind load）和振动、建筑物通风（Ventilation）、空气污染（Air pollution）、风力发电（Wind power）、环境风场（Pedestrian level wind）、复杂地形中的流况、防风设施（Wind break）的功效等。
绵阳风洞基地
◆◆中国绵阳——亚洲最大的航空风洞群探秘◆◆世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。
美国的莱特兄弟于1901年建造了风速12米／秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。
风洞的大量出现是在20世纪中叶。
到目前为止，我国已建成配套齐全功能完备的各类风洞140余座，在风洞试验、数值计算、模型飞行试验等领域取得长足进步，空气动力学设备、技术和人才均跨入国际先进行列。
在我国四川西北的群山深处，有一个总体规模居世界第三、亚洲第一的风洞群。
我国自行研制的各种航空航天飞行器，都要在这里进行空气动力试验。
中国空气动力研究与发展中心自主设计、建设了亚洲规模最大、功能最完备的风洞群，其中2.4米跨声速风洞等8座为世界领先量级，可开展从低速到24倍声速，从水下、地面到94公里高空范围的气动试验研究。
此外，这个中心还具有每秒14万亿次运算能力的计算机系统及各类飞行器彷真计算的应用软件体系；具备飞机和飞艇带飞、火箭助推的模型飞行试验和飞行力学研究能力，在无人飞行器的研制方面也取得重要成果。
目前，我国已经开展了47万余次风洞试验，成功解决了包括神舟载人飞船返回舱、逃逸飞行器的气动力和气动热等大量关键技术，以及其他航空航天飞行器和武器装备的关键气动问题。
我国航空、航天、航海几乎所有的飞船、飞机、火箭等都首先在风洞进行试验才设计定型。
当时因为工作关系，我几乎见过中国所有的顶级风洞，包括大山里的那些风洞，以及中科院的一些特殊的风洞。
现在就挑一些有趣的风洞，大家可能没有听说过的，讲一讲：当时我去参观山里的一个风洞，这是个不一般的风洞，叫做高温电弧风洞，是用来模拟火箭飞行或高超声速飞行器飞行的。
风洞本身并不大，这类模拟极端条件的风洞都不大（大的风洞都是低速风洞，我见过的最大的可以放进去两辆汽车），但是奇怪的是哪个实验室的墙上的结构钢梁很奇怪，极其粗大，就这麽个一层楼的房子，好像没有必要。
结果一介绍，原来那是输电“线”！高温电弧风洞要用电力来产生电弧，这些电线要传输上千乃至上万安培的电流，注意不是上万伏特，而是安培！要知道一般情况下，一安培就是不得了的电流了，那麽这几千上万安培的电流，通常意义上的“电线”根本承受不住，所以要用到这些很粗的钢梁来做输电“线”。
暂冲式跨超声速风洞设计关键技术
暂冲式跨超声速风洞设计关键技术作者：姚丁夫端木兵雷黄文来源：《智富时代》2017年第06期（中国航空规划设计研究总院有限公司，北京市 100120）【摘要】为研制先进飞行器，除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外，必须建立高性能跨超声速风洞试验设备，解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。
以试验段尺寸0.7m×0.5m（高×宽）暂冲式跨超声速风洞设计为例，给出了风洞总体设计方案。
方案设计主要采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道等新型技术。
【关键词】跨超声速；风洞引言：高速风洞设备作为跨超声速空气动力学研究的主要手段之一，在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下，作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟真实化、测量精细化、试验高效化和手段综合一体化方向发展，对高性能暂冲式跨超声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。
先进飞行器对风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套。
因此，为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题，除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须建造高指标的跨超声速风洞试验设备，解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。
暂冲式跨超声速风洞是一项投资大、周期长、技术难度高的系统工程，在0.7m×0.5m风洞气动总体方案设计中，主要设计采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道。
一、0.7m×0.5m风洞总体性能和总体方案（一）风洞总体设计要求风洞试验段Ma数为0.8～3.5，稳定段总压为（0.13～0.7）×105Pa，风洞试验段流场品质要求为：（a）试验段Ma数分布均匀性：σM≤0.002（0.8≤M≤1.0），σM≤0.005（1.0≤M≤1.2），σM≤0.006（1.3≤M≤1.5），σM≤0.006（M=1.75），σM≤0.007（M=2.0），σM≤0.008（M=2.25），σM≤0.008（M=2.5），σM≤0.009（M=3.0），σM≤0.010（M=3.5）；（b）试验段Ma控制精度：△Mmax=0.0015（M≤0.9）；（c）试验段平均气流偏角：△α≤0.05°，△β≤0.05°；（d）试验段总压控制精度：0.1%；（e）试验段气流湍流度：ε≤0.2%（M≤1.0）；（二）风洞总体方案和运行参数范围本风洞为直流暂冲式高速风洞，主要由风洞主体、气源系统、测控系统和流场校测系统等组成。
临近空间高超声速目标飞行动态特性STK仿真
“高超声速”（Hypersonic）一词由我国著名科学家钱学森于1964年首次提出，实际上高超声速飞行器技术的发展起步于20世纪50年代的超声速燃烧及超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机）的研究，至今已经历了近70年的历史。
2013年5月美国X−51A第四次飞行试验，实现了以碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的临近空间飞行器飞行速度和飞行距离的历史性突破，以吸气式高超声速飞行器为代表的临近空间和空天飞行器技术再次成为航空航天领域的热点，其技术难度极高，机遇和挑战并存。
高超声速飞行器技术的发展最终是要实现高超声速飞行器的飞行和应用。
高超声速飞行器是指最大飞行速度大于等于5倍声速、在大气层内或跨大气层长时间机动飞行的飞行器，其主要应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速飞行平台（包括有人/无人高超声速飞机等）以及空天飞行器等具有战略威慑作用的武器装备和具有广泛用途的航天空间飞行器。
按照飞行器主级有/无动力分类，可分为高超声速有动力飞行器（例如X−51A，巡航级为主级，动力装置采用超燃冲压发动机）和高超声速无动力飞行器（例如HTV−2，滑翔体为主级，无动力滑翔飞行）等。
本文以HTV-2高超声速无动力滑翔导弹为研究对象，重点研究导弹在滑翔段和再入段的飞行过程，并利用卫星工具软件STK(Satellite Tool Kit，STK)的三维可视化仿真技术，将纯数字形式的弹道转换为立体的可视化弹道，以动画的形式呈现出来，本文的研究方向是将高超声速导弹弹道进行三维可视化。
1.2 国内外研究现状1.2.1 高超声速飞行器发展状况美国航空宇航局(NASA) 已经研究高超声速飞行器将近70 年. 2004年 3 月, NASA 成功试飞了X-43 验证机, 标志着高超声速飞行器研究领域取得阶段性成果。
一般认为, 大于 5 倍声速的速度称为高超声速。
美国自20 世纪50 年代开始研究吸气式高超声速技术。
绵阳风洞基地
◆◆中国绵阳——亚洲最大的航空风洞群探秘◆◆世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。
美国的莱特兄弟于1901年建造了风速12米／秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。
风洞的大量出现是在20世纪中叶。
到目前为止，我国已建成配套齐全功能完备的各类风洞140余座，在风洞试验、数值计算、模型飞行试验等领域取得长足进步，空气动力学设备、技术和人才均跨入国际先进行列。
在我国四川西北的群山深处，有一个总体规模居世界第三、亚洲第一的风洞群。
我国自行研制的各种航空航天飞行器，都要在这里进行空气动力试验。
中国空气动力研究与发展中心自主设计、建设了亚洲规模最大、功能最完备的风洞群，其中2.4米跨声速风洞等8座为世界领先量级，可开展从低速到24倍声速，从水下、地面到94公里高空范围的气动试验研究。
此外，这个中心还具有每秒14万亿次运算能力的计算机系统及各类飞行器彷真计算的应用软件体系；具备飞机和飞艇带飞、火箭助推的模型飞行试验和飞行力学研究能力，在无人飞行器的研制方面也取得重要成果。
目前，我国已经开展了47万余次风洞试验，成功解决了包括神舟载人飞船返回舱、逃逸飞行器的气动力和气动热等大量关键技术，以及其他航空航天飞行器和武器装备的关键气动问题。
我国航空、航天、航海几乎所有的飞船、飞机、火箭等都首先在风洞进行试验才设计定型。
当时因为工作关系，我几乎见过中国所有的顶级风洞，包括大山里的那些风洞，以及中科院的一些特殊的风洞。
现在就挑一些有趣的风洞，大家可能没有听说过的，讲一讲：当时我去参观山里的一个风洞，这是个不一般的风洞，叫做高温电弧风洞，是用来模拟火箭飞行或高超声速飞行器飞行的。
风洞本身并不大，这类模拟极端条件的风洞都不大（大的风洞都是低速风洞，我见过的最大的可以放进去两辆汽车），但是奇怪的是哪个实验室的墙上的结构钢梁很奇怪，极其粗大，就这麽个一层楼的房子，好像没有必要。
结果一介绍，原来那是输电“线”！高温电弧风洞要用电力来产生电弧，这些电线要传输上千乃至上万安培的电流，注意不是上万伏特，而是安培！要知道一般情况下，一安培就是不得了的电流了，那麽这几千上万安培的电流，通常意义上的“电线”根本承受不住，所以要用到这些很粗的钢梁来做输电“线”。
空天飞行器高超声速气动热特性计算方法
空天飞行器高超声速气动热特性计算方法王鹏;房帅;金鑫;张卫民【摘要】通过数值方法和基于无粘表面流线的工程快速方法,计算了空天飞行器基本型在Ma=8.0及Ma=10.2状态下的气动热特性.数值方法计算格式选用Roe的FDS格式,工程快速方法中飞行器的表面流线是通过基于直角网格的无粘Euler方程计算得到的,采用参考焓理论沿流线积分即得到沿流线的表面热流分布.结果表明,本文建立的气动热工程方法及数值方法得到的机身及机翼的热流分布与试验数据吻合较好,得到的驻点热流值与试验数据的误差小于5%.%Hypersonic aerodynamic heating characteristics for an aerospace vehicle at Ma =8.0 and Ma = 10.2 was calculated by computational fluid dynamics (CFD)method and engineering rapid computational method based on in-viscid surface streamlines.The Roe flux difference scheme(FDS)was employed in the CFD method.For the engineering rapid computational method,the in-viscid surface streamlines were determined by the Euler equations on the Cartesian grid,and the surface heating distribution can be computed by the integration along the in-viscid surface streamlines according to the Eckert reference enthalpy theory.Both laminar and turbulent flows were simulated in the present parisons were carried out between the engineering rapid computational results,the CFD results,and the experimental results.The results show that the heating distribution can be well predicated for the airframe and the wing of the aerospace vehicle by the CFD method and the rapid engineering method developed in thispaper.The error of the aerodynamic heating distribution at the stagnation point is less than 5%.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)005【总页数】5页(P640-644)【关键词】表面流线;气动热;空天飞行器;数值计算;工程方法【作者】王鹏;房帅;金鑫;张卫民【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.3以往的飞行器设计中，飞行器的热环境主要依靠试验来确定，费用高昂，设计成本高，还存在地面数据往飞行状态外推的问题，且难于分析流场细节[1-2]。
一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法
（路 ３
图 ２ 缩 比试验模型结构及压强传感器测点分布图
Ｆ ｇ ２ Ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ ｏ ｕｂ ｓ ａ ｅ ｔｓ ｄ ｌａ ｄ ｄ ｓｒｂ ｔ ｇ ｄ ａ ｒ ｍ ｆ ｐ ｅ ｓ ｒ ｅ ｓ ｒ ｔ ｓｉ ｇ ｐ ｉ ｔ ｉ ． ｔｕ ｔ ｒ ｆｓ －ｃ ｌ ｅ ｔｍｏ ｅ ｎ ｉｔ ｉ ｕ ｉ ｉ ｇ ａ ｏ ｒ ｓ ｕ ｅ ｓ ｎ ｏ ｅ ｔｎ ｏ ｎ ｎ
２ Ｔ ｅ ０ ｔ Ｒ ｓａｃ ｓ ｔｔ ｏ ｈ ｏｒ ｃｄｍ ｆ Ａ Ｃ， ｉ ． ｈ １ ｅｅｒｈＩ ｔｕｅ ｆ ｅＦ ｕ ｈＡ ａｅ ｙｏ Ｓ Ｘ ｉ ４ ｈ ｎｉ Ｔ ｔ Ｃ ｍ ７ ０ ２ ，ｈｎ ） １０ ５ Ｃ ｉ ａ
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｓ ｍｕ ａ ｉｎ ｔｓｉ ｇ ｉ ａ ｍｐ ｒａ ｔ ｔ ｏ ｔｄ ｈ ｃ ａ ｉ ａ ｄ ｓａｔ ｇ ｐ ｒｏ ｍａ ｃ ｅ ｉｎ ｏ ｐ ｒｏ ｉ — ｓ ｒ ｃ ： ｉ ｌｔ ｅ ｔ ｓ ｎ ｉ ｏ ｔ ｎ ｈ ｄ ｔ ｓｕ ｙｔ ｅ ｍｅ ｈ ｎ ｓ ｎ ｔｒｉ ｅ ｆ ｒ ｎ ｅ ｉ ｄ ｓｇ ｆ ｕ ｅ ｓ ｎ ｃｅ ｏ ｎ ｍｅ ｏ ｍ ｎ ｎ ｓ
固 体 火 箭 技 术
第３ ４卷第 ５期
Ｊ ｕ ａ ｆ ｏｉ ｃ ｅ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｒ ｌｏ ｌ Ｒｏ ｋ ｔ ｎ Ｓ ｄ Ｔｅｈ ｏｏ ｙ Ｖｏ． ４ Ｎｏ ５２ １ １３ ． ０ １
一
种超 音速 环 形 引射 器 冷 流 缩 比试 验 方 法①
何德胜 鲍福廷 赵试 验模型 结构 与参 数 ．
表 １ 模型试验参数
Ｔａ ｌ Ｔｅ ｔｎ ａ ａ ｅ ｅ ｓｏ ｄ ｌ ｂｅ１ ｓ ｉｇ ｐ ｒ ｍ ｔ ｒ ｆｔ ｍｏ ｅ ｈｅ
生成被 引射 气流 ， 简化 了试验设备 。数值计算结果与试验 结果符合较好 ， 正确 预测 了引射 管道 出 口处 出现的正激 波， 空 真 舱压 强满足设计要 求。该试验 方法可作为超 音速引射器原理性研制的试验手段 。
高超声速1 MHz 高频脉动压力测试技术及其应用
高超声速1 MHz 高频脉动压力测试技术及其应用纪锋;解少飞;沈清【摘要】为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构，特别是第二模态不稳定波，在 FD-07风洞中搭建了一套1MHz 量级高频脉动压力采集系统。
风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。
在风洞流场品质无法改变的前提下，对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进，包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。
通过改进措施，采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善，其信噪比得以显著提升。
结果表明，改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400 kHz 以下，噪声能谱密度降低了一个量级以上)。
最后，利用该测试技术成功地在 FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验，捕捉到了第二模态不稳定波，其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。
%High frequency (1 MHz)fluctuation pressure acquisition system was developedto study the high frequency fluctuation structures,especially the second mode instability waves,in hypersonic boundary layer in the FD-07 wind tunnel. Wind tunnel ground noises and electromagnetic noises affects measuring of high frequency fluctuation structures.Due to When the qualities of wind tunnel flow field can’t change,a series of improvements were made for signal transmission of the system to enhance the ability of anti-electromagnetic interference and anti-attenuation.The improvements contained power supply isolation,shielding cable and ground connection,et al.The experimental results by comparison showed that signal to noise ratio (SNR)of the acquisition system increased remarkably,and the power spectrum densities of noises below 400 kHzwere reduced by one order of magnitude.Finally,hypersonic boundary stability experiment was performed successfully with the acquisition system in FD-07 tunnel.The second mode wave was detected,and the main frequency extent agreed with the results of linear stability theory (LST).【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(034)005【总页数】5页(P587-591)【关键词】高超声速;高频脉动结构;电磁噪声;信号衰减;第二模态不稳定波【作者】纪锋;解少飞;沈清【作者单位】中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V411.4高超声速边界层转捩广泛存在于航空航天飞行器的内外流中，导致壁面摩擦阻力和热流显著增加，影响飞行器的气动性能和控制效率。
高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究
高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究余涛; 王俊鹏; 刘向宏; 赵家权; 吴杰【期刊名称】《《实验流体力学》》【年(卷),期】2019(033)005【总页数】8页(P49-56)【关键词】高超声速风洞; 热线风速仪; 皮托管; 来流扰动测量; 扰动模态【作者】余涛; 王俊鹏; 刘向宏; 赵家权; 吴杰【作者单位】华中科技大学航空航天学院武汉 430074; 不伦瑞克工业大学流体力学所德国不伦瑞克 38108【正文语种】中文【中图分类】V211.740 引言风洞实验是研究高超声速空气动力学的重要手段之一，因此高超声速风洞是研究高超声速空气动力学不可或缺的地面实验平台。
常规高超声速风洞建成后，必须对流场的静态和动态品质进行鉴定。
其中，动态流场品质，即自由来流扰动的模态特征，是衡量风洞设计成功与否的重要指标。
对于常规低速风洞，衡量其动态品质的参数是湍流度，即速度偏差的均方根[1]。
相对而言，高超声速风洞的流场结构复杂，其流场的动态品质定义更加困难。
此外，诸多高超声速风洞实验发现：流场的动态品质对风洞实验测量结果有严重影响，如层/湍流边界层转捩[2-5]、激波/边界层干扰模式[6]、阻力系数测量[7]等，但是其中的作用机理仍不确定，有待于探索。
尤其是高超声速流动下的边界层转捩问题，不同类型来流扰动子模态直接决定了转捩点位置及转捩波的类型，如涡波模态通常引起第一模态(Tollmien-Schlichting wave)转捩，而声波模态则导致第二模态(Mack wave)转捩[2, 8-10]。
随着我国高超声速飞行器设计技术的迅速发展，研究人员对高超声速风洞实验的精度要求愈趋严格。
因此，准确测量高超声速风洞中自由来流扰动子模态对基于高超声速风洞开展的相关基础科学问题的研究至关重要。
国外对高超声速风洞流场扰动的研究起步较早。
1953年,Kovasznay使用热线仪对超声速来流扰动进行测量并建立了超声速流动的扰动模态理论[11-12]。