在超燃冲压发动机地面试验中，需要对试验气体进行加热，以获得与飞行条件相匹配的高焓来流。燃烧加热风洞作为当前大尺度地面试验的主力设备，其燃烧加热方式会由于污染空气的化学动力学属性与真实飞行状态存在明显差异，对燃料燃烧释热增压过程与发动机推进性能可能产生显著影响。
按照加热方式划分，目前燃烧加热风洞主要可分为氢-氧燃烧加热、碳氢燃料-氧燃烧加热两种方式。
研究发现[1-17]：从热力学角度来看，污染组分的高热容导致燃烧温升降低是流场结构与发动机推力产生偏差的主导因素；从化学反应动力学角度来看，污染组分在高温下离解，在一定程度上加剧了污染效应。值得注意的是，以上多数研究将来流总温或静温作为一个匹配参数，这两种匹配方案均使得污染来流的总焓偏高，且在匹配总温时偏高更加明显，从而在释热量相当的情况下降低了燃烧温升，因此其发动机推力均偏小。比较两种匹配方案，匹配总温时发动机推力比匹配静温时更低。对于燃烧室来说，采用更低的能量输入(如匹配来流总焓)可能有利于提高燃烧效率，从而更好地模拟发动机推力。而这种气流参数匹配方式所带来的不确定性，目前尚未获得足够重视。
谭宇等[18]在酒精燃烧和氢气燃烧两种加热方式的风洞设备上开展了匹配方案对超燃冲压发动机性能影响的试验研究，比较了两种目前较常用的气流参数匹配方案。试验结果表明：对于采用氢气燃烧加热方式的风洞设备，总焓动压马赫数(h0QM)匹配相对静温静压马赫数(TPM)匹配能够获得更高的壁面静压和推力收益；对于采用酒精燃烧加热方式的风洞设备，两种匹配方案表现相当。需要指出的是，文献中并未对气流匹配方案的影响机理给出进一步解释。
按照试验时间划分，目前燃烧加热风洞可分为脉冲式和连续式两种。在过去的十几年间，中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了不同尺度的脉冲燃烧风洞[19-21]，探索了一体化飞行器与发动机的设计、计算与试验技术[22-23]。在此基础上，发展了基于大尺度脉冲燃烧风洞的一体化飞行器与发动机的试验技术，提出了基于一体化试验直接测力结果的飞行器和发动机性能评估方法。
为了研究脉冲式与连续式燃烧加热风洞以及氢-氧燃烧加热与酒精-氧燃烧加热方式风洞对发动机试验的影响，采用相同的发动机模型，在不同风洞开展对比试验，通过发动机工作/不工作状态下的测压、测力结果对比，分析试验时间及加热方式对发动机性能的影响。
1 氢氧燃烧脉冲风洞与氢氧燃烧连续风洞对比试验 1.1 对比试验参数为了获得试验时间对试验结果的影响，在CARDCΦ600mm连续燃烧风洞和Φ600mm脉冲燃烧风洞进行了发动机性能对比试验。试验马赫数Ma：5.5~6.5，模拟高度H：26~28km，总温T0：1350~1700K，总压p0：2.5~6.2MPa，动压q：43.1~47.1kPa。具体参数见表 1。
| Ma | H/km | T0/K | p0/MPa | q/kPa |
| 5.5 | 26 | 1350 | 2.5 | 43.1 |
| 6.0 | 27 | 1550 | 4.0 | 46.9 |
| 6.5 | 28 | 1700 | 6.2 | 47.1 |
发动机试验模型由前体/进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管等4部分组成。前体/进气道为二元平面混压式进气道，燃烧室为突扩形燃烧室，燃烧室内布置两个凹槽，尾喷管为单面膨胀形式。
1.3 试验结果两座风洞都进行了7次以上重复性试验，测力结果误差小于3%。
图 1~3给出了Ma=5.5试验状态下，2.5°、4.5°和6.5°迎角(用α表示)模型推进流道压力系数分布，图 4为推力收益曲线。其中，压力系数(Pressure coefficient)的定义是静压除以来流动压。
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| 图 1 Ma=5.5、α=2.5°压力系数分布 Fig.1 Pressure coefficient distribution at Ma=5.5 and α=2.5° |
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| 图 2 Ma=5.5、α=4.5°压力系数分布 Fig.2 Pressure coefficient distribution at Ma=5.5 and α=4.5° |
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| 图 3 Ma=5.5、α=6.5°压力系数分布 Fig.3 Pressure coefficient distribution at Ma=5.5 and α=6.5° |
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| 图 4 Ma=5.5推力收益曲线 Fig.4 Gain in thrust of Ma=5.5 |
可以看出：冷态时，脉冲风洞与连续风洞压力系数分布规律一致，连续风洞试验的燃烧室压力略高于脉冲风洞试验；热态时，随着迎角的增加，燃烧室压力系数分布的差别增大，表明连续风洞试验的燃烧强度高于脉冲风洞，且随着迎角的增大燃烧更加猛烈。图 4的推力收益曲线也证实了此点：2.5°迎角时，连续风洞获得的推力收益较脉冲风洞高10.87%，4.5°迎角时高15.57%，6.5°迎角时高24.34%，压力系数分布和推力收益变化规律呈现出良好的一致性。
图 5~7给出了Ma=6.0试验状态下，2.5°、4.5°和6.5°迎角模型推进流道压力系数分布，图 8为推力收益曲线。
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| 图 5 Ma=6.0、α=2.5°压力系数分布 Fig.5 Pressure coefficient distribution at Ma=6.0 and α=2.5° |
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| 图 6 Ma=6.0、α=4.5°压力系数分布 Fig.6 Pressure coefficient distribution at Ma=6.0 and α=4.5° |
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| 图 7 Ma=6.0、α=6.5°压力系数分布 Fig.7 Pressure coefficient distribution at Ma=6.0 and α=6.5° |
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| 图 8 Ma=6.0推力收益曲线 Fig.8 Gain in thrust of Ma=6.0 |
同样，在Ma=6.0试验状态下，冷态时，脉冲风洞与连续风洞压力系数分布规律一致，连续风洞试验的燃烧室压力略高于脉冲风洞试验；热态时，压力系数分布规律一致，但值有差别。随着迎角的增加，燃烧室压力系数分布的差别增大。总的来说，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验；2座风洞获得的推力收益随迎角的变化规律一致，连续风洞获得的推力收益高于脉冲风洞，2.5°迎角时，连续风洞获得的推力收益较脉冲风洞高6.86%，4.5°迎角时高11.15%，6.5°迎角时高13.43%。
图 9~11给出了Ma=6.5试验状态下，2.5°、4.5°和6.5°迎角模型推进流道压力系数分布，图 12为推力收益曲线。
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| 图 9 Ma=6.5、α=2.5°压力系数分布 Fig.9 Pressure coefficient distribution at Ma=6.5 and α=2.5° |
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| 图 10 Ma=6.5、α=4.5°压力系数分布 Fig.10 Pressure coefficient distribution at Ma=6.5 and α=4.5° |
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| 图 11 Ma=6.5、α=6.5°压力系数分布 Fig.11 Pressure coefficient distribution at Ma=6.5 and α=6.5° |
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| 图 12 Ma=6.5推力收益曲线 Fig.12 Gain in thrust of Ma=6.5 |
由图可知，在Ma=6.5试验状态下，无论是压力系数分布还是推力收益的差别，都比前2个马赫数试验状态小。冷态时，脉冲风洞与连续风洞压力系数分布规律一致，连续风洞试验的燃烧室压力略高于脉冲风洞试验；热态时，连续风洞试验压力系数分布差别没有前2个马赫数试验状态大。但总的来说，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验。连续风洞获得的推力收益高于脉冲风洞：2.5°迎角时，连续风洞所获得的推力收益较脉冲风洞高7.34%，4.5°迎角时高9.15%，6.5°迎角时高15.79%。
1.4 试验结果分析在Ma=5.0、6.0试验条件下，煤油自发点火延滞时间约4ms，因而工作时间为60~80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济高效地进行超燃模型发动机研究[19]。
引起脉冲式与连续式燃烧风洞发动机试验性能差异的主要原因可能是壁温比(壁面温度与气流滞止温度之比)影响。脉冲风洞试验时间短，模型壁面来不及充分加热，冷壁效应明显[22]：一方面，脉冲风洞壁面传热更多，带来更大的能量损失，引起动量损失，使得壁面压力略有下降；另一方面，脉冲风洞的冷壁效应使得边界层变薄，摩阻增加，引起阻力略有增加。这两方面的因素使得脉冲风洞中发动机的性能略低于连续风洞。
2 氢氧燃烧脉冲风洞与酒精氧气燃烧连续风洞对比试验为了获得燃烧加热方式对试验结果的影响，在CARDC的脉冲风洞(氢-氧燃烧)和国防科技大学的连续风洞(酒精-氧气燃烧)中开展了发动机性能对比试验。
图 13为Ma=6.0、迎角4°、油气比1.0时发动机推进流道压力系数分布对比曲线。可以看出：冷态时，在燃烧室第一凹槽前，脉冲风洞的压力与连续风洞的压力基本一致，在第一凹槽后，连续风洞的压力略高于脉冲风洞。总的来说，两座风洞得到的压力系数分布规律基本一致；热态时，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞，规律一致。
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| 图 13 Ma=6.0压力系数分布对比曲线 Fig.13 Comparison of pressure coefficient distribution at Ma=6.0 |
酒精-氧气燃烧连续风洞获得的发动机性能(燃烧室压力、推力收益)高于氢-氧燃烧脉冲风洞试验结果，4°迎角时，连续风洞试验发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。
根据以上结果分析，酒精-氧气与氢气-氧气两种燃烧加热方式对发动机性能有一定影响，与风洞来流模拟参数相关[18]。从测力方式来看，CARDC的脉冲风洞(氢-氧燃烧)采用内置天平测力，国防科技大学的连续风洞(酒精-氧气燃烧)采用台架测力，测力方式不同也会带来一定误差。综合来看，我们认为两座风洞发动机试验性能的差异主要原因可能还是由于连续与脉冲设备壁温条件的差别引起的。
3 结论通过脉冲风洞与连续风洞对比试验，可获得如下初步结论：
(1) 对同为氢-氧燃烧加热的高焓风洞，在相同试验状态下，连续风洞和脉冲风洞试验获得的发动机推进流道压力系数分布规律一致：冷态时，连续风洞试验的燃烧室压力略高于脉冲风洞；热态时，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞；随着迎角的增加，燃烧室压力系数分布的差别增大。
(2) 氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞试验获得的发动机推进流道压力系数分布规律一致：冷态时，连续风洞试验的燃烧室压力略高于脉冲风洞；热态时，连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞。
(3) 连续风洞试验获得的发动机性能(比冲或推力收益)比脉冲风洞高。在设计状态，氢-氧燃烧连续风洞的发动机推力收益比脉冲燃烧风洞高10%左右，酒精-氧气燃烧连续风洞的发动机推力收益比脉冲燃烧风洞高5%左右。
(4) 引起脉冲式与连续式燃烧风洞发动机试验性能差异的主要原因可能是壁温比影响。后续将在脉冲风洞中开展壁面加热的变壁温试验，深入研究壁温效应对发动机性能的影响。
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