俞鸿儒

（中国科学院力学研究所，北京，100190）

1957年秋，苏联第一颗人造卫星上天之际，导师郭永怀交给我几份康奈尔航空实验室近年出版的激波管文献，让我好好看一看，并对我说：你的论文范围就定为“激波管应用于高超声速流研究”。他又语重心长地说：“看来我们亦将研制航天飞行器，为此高超声速流实验是必不可少的。我国资金电力均不足，不可能走美国依靠常规加热高超声速风洞的道路。即便有了这种大型风洞，由于受材料性能的限制，所能达到的气体加热温度极限仍不能满足回地环境模拟的要求。我们应尽早探索新途径，利用激波加热可能是一种有前途的办法。当前开展这项研究的条件很差，工作难度又大，你尽力去干吧！如果能在十年内获得成功，对我国航天事业将是非常有用的”。

1958年初，郭永怀将我和陈致英、范良藻三名研究生以及从北大分配来所的张德华、何永年五人编为一个组，共同开展激波管的研究。当年“七一”献礼会上，我代表激波管组表决心：“奋战三昼夜，设计出激波管。”设计完成后立即送北京仪器厂加工，大约10天左右即运回安装并开始破膜和激波测速实验。这是我国第一台激波管，于当年“八一”被送进中南海向党中央献礼。贺龙元帅等参观了展品并听了应用前景的汇报，给予了很大鼓励。国庆前，我们又完成了试验段直径为800毫米的直通型激波风洞(JF4)的设计，分送上海和太原加工。为支援超声速风洞建设，1958年12月激波管全组人员调140部（即本所承担国防尖端任务的气动力研究实验部），从事超声速风洞测量仪器的配置与研制。

1959年12月，我和吴玉民等四人抽回继续搞激波管工作。在郭永怀、林同骥两位先生指导和全组同志共同努力下，于1962年建成直通型激波风洞(JF4)。这段时间内完成的主要工作有：创立了一种比较平稳的端面多火花点火氢氧燃烧驱动方法；研制成我国第一台同步闪光纹影仪、激波测速传感器和薄膜电阻温度计；完成高超声速流球头传热率测量。

1963年下半年，在新实验室，设计安装了一座反射型激波风洞(JF4A)，成功地使用廉价的优质铸铁制造喷管。用这座反射型风洞，开展了完善燃烧驱动技术和改善试验气流品质的工作。

1964年初，在上述两座风洞积累的经验基础上，开始设计尺寸和其他性能参数均属国际水平的大型激波风洞(JF8)，并于同年9月交由沈阳重型机械厂制造，1965年4月底全部完工，质量符合技术指标，造价极其低廉。从1967年春节起，我和李振华以及几位老师傅，经两个多月奋战将这座风洞安装完毕。当年“五一”前夕开始第一次通风，并在以后的几年中对设备性能进行了一系列改进和完善：改用轴线点火，防止端面点火可能发生的后期爆轰对设备的破坏作用；改用开多小孔的细长管插入驱动段充气的方法，改善氢氧混合气的均匀度；将惯用的在整体玻璃模型上溅射的薄膜电阻温度计改为棍形传感器，使得便于制造并扩大应用范围；1973年，我和李仲发研制成热电模拟网络，不仅简化了薄膜电阻温度计测量热流的繁琐的计算过程，节省了计算机时，而且可以适时得出结果；还发展了一种快速反应的铜箔量热计，满足了气流冲刷极为严重的场合（如驻点区、凸出物前缘等）的测量要求；1974年我和李振华研制成半自动断割螺纹夹膜机，改善了夹膜劳动；此外，单泽珍改进了薄膜电阻温度计镀膜工艺，使薄膜牢度大大提高，满足了大多数场合的使用要求；束继祖等研制出清晰度很高的激光纹影仪；马家欢等发展的自由飞测力技术不断完善。所有这些，为大量型号试验奠定了基础。

70年代初，我国重点型号航天器相继进入攻关阶段，我国尚无满足设计部门要求的高超声速风洞。我们提前十余年开始研制的激波风洞赶上了急需，实现了当时已因公牺牲的郭永怀烈士的英明预见。

1972年开始为返回式卫星提供气动加热和气动力数据；1974年下半年起开始承接战略导弹的表面热流率和自由飞测力任务。除了完成上述常规试验，提供设计数据外，在70年代中后期，工作重点为解决以下几项设计决策中发生的重大疑难问题。

国外文献报道，粗糙面表面热流率较光滑面热流率可增大3倍，按此防热层设计将无法进行，这一疑难用分析或数值解均难以作出判断。我们先后3年采用多种方案进行实验探索，最后得出结论：粗糙度促进边界层提前转捩，若将已转捩的粗糙面湍流热流率与尚未转捩的光滑面层流热流率相比，甚至可高达3倍以上，但两者边界层同在湍流状态下，粗糙面热流率较光滑面热流率最大不超过30%这一结论已被设计部门采纳，1980年战略导弹向太平洋发射成功，上述实验结论获得证实。

潜艇型导弹初设计采用“F”形振子天线，天线尺寸与整体尺寸相比非常小，按比例缩尺，天线周围热流率分布将难以测量。我建议用平板作局部模拟，在这种条件下，天线模型可以做得较大，天线本身及周围热环境可以较精细地测出。实验中发现，垂直突出的圆柱前弹体周围热流率峰值较无突出物时高达50多倍，如此高的局部加热率，将烧穿防热层，使弹体破坏。这一严重事实经重新安排实验加以证实。探索实验发现，若圆柱后倾，则柱上和柱前表面热流峰值将明显降低。据此建议改用后掠天线，被设计部门采纳使用，避免了可能发生的事故。潜艇型导弹为特殊外形，缺可靠数据参考，国内某些实验数据表示出可能存在高马赫数倒向趋势，经我们作锥形流和平行流对比测力实验发现，上述假象系由锥形流造成的，确定该外形是静稳定的。前述建议和判断已被水下导弹发射成功所证实。

战略导弹弹头回地时，不仅飞行马赫数很高，雷诺数亦非常高，因此弹体表面几乎全为湍流边界层。边界层流态对于表面热流率、激波边界层干扰区的性态影响很大，对整体气动力系数亦有影响。1974年开始承接战略导弹弹头试验任务时，我们就十分明确，必须提高试验气流雷诺数，以保证模型表面边界层流态与真实飞行时相同。在厂房安全防范条件较差，不便大幅度提高驱动压力的前提下，采取高声速驱动气体驱动弱激波方案。这时反射激波后压力可高于驱动气体压力，提高了试验气流雷诺数，为实验数据的可靠性奠定了基础。

一般公认，激波风洞中测量热流率优于常规风洞，而气动力系数测量则常规风洞优于脉冲风洞，国外激波风洞测力试验基本上限于常规风洞难以完成的高马赫数(Ma>10)区内。因此国内小高超声速风洞(φ= 500 mm)建成后，设计部门对测力试验寄厚望于该风洞。由于总温、总压低，试验段尺寸小，过分挖掘潜力（如过冷运行，增大模型尺寸）勉强提高试验气流马赫数和雷诺数，导致Ma>7的气动力数据出现异常。在这种气体下，由肖林奎等研制成的炮风洞(1979)和杨跃栋等研制成的三分力压电天平(1981)满足了第二代导弹弹头预研或型号气动力试验的急需，为机动回收弹提供了大量数据。80年代中，由马家欢等完成的抛壳增阻实验，唐贵明发展的缝隙热流测量方法，林贞彬完成的转捩准则验证，唐贵明、王世芬研究的激波层干扰等，均为设计决策作出了贡献。

近年国际上兴起了研制天地往返运输系统（航天飞机）的热潮，为了了解真实气体效应的影响和提高飞行器性能，急需提高激波风洞试验气流焓值。我于1988年提出的反向爆轰驱动概念以及随后获得的原理性实验的成功，已引起国际上同行的关注。当前我们正努力解决这一新驱动方法实用中必须面对的各种难题，争取为我国航天高科技作出新的贡献。