Φ240 mm高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器設(shè)計研究

范孝華, 楊 波, 朱 濤, 鐘 俊

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

Φ240mm高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器設(shè)計研究

范孝華*, 楊 波, 朱 濤, 鐘 俊

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

采用一維管流方法對口徑為Φ240 mm、馬赫數(shù)6.0的自由射流高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器進(jìn)行設(shè)計，運(yùn)用數(shù)值模擬方法對擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了篩選，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證擴(kuò)壓器設(shè)計方法的有效性。結(jié)果表明：綜合考慮風(fēng)洞流場品質(zhì)、擴(kuò)壓器抗反壓能力以及擴(kuò)壓器總壓恢復(fù)等指標(biāo)，確定單級15°-0.8De擴(kuò)壓器方案為最優(yōu)設(shè)計方案；該方案擴(kuò)壓器的試驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果吻合較好，能夠使風(fēng)洞正常起動，并長時間維持風(fēng)洞正常運(yùn)行；篩選得到的擴(kuò)壓器方案可用于風(fēng)洞建設(shè)，其設(shè)計方法可為同類高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器的研制提供參考。

自由射流；高超聲速風(fēng)洞；擴(kuò)壓器；抗反壓能力

0 引 言

高超聲速風(fēng)洞是進(jìn)行高超聲速飛行氣動試驗(yàn)和研究的重要地面設(shè)備，對于暫沖吹吸式高超聲速風(fēng)洞，擴(kuò)壓器的主要作用是在總壓損失盡可能小的條件下將超聲速氣流減速增壓以提高擴(kuò)壓器出口壓力，減小由于下游背壓不斷升高對風(fēng)洞流場帶來的影響，維持高超聲速風(fēng)洞在盡可能長的時間內(nèi)正常運(yùn)行[1]。

高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器通常設(shè)計成“收縮段-等直段-擴(kuò)張段”的組合形式，其中等直徑段稱為高超聲速風(fēng)洞的第二喉道。試驗(yàn)中擴(kuò)壓器內(nèi)部存在著激波/激波干擾、激波/附面層干擾誘導(dǎo)的復(fù)雜流場，當(dāng)干擾強(qiáng)烈時,激波與附面層相交的區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)分叉結(jié)構(gòu),氣流在流動中呈現(xiàn)出減速-加速-再減速的狀況, 并形成激波串結(jié)構(gòu)。早在20世紀(jì)50年代，Neumann 和Lustwerk 等就在探索超聲速風(fēng)洞設(shè)計過程中就已經(jīng)得到了管道內(nèi)激波串的試驗(yàn)觀察結(jié)果[2-3]。Rudolf Hermann通過數(shù)值和試驗(yàn)方法研究了自由射流超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器效率和擴(kuò)壓器內(nèi)流場[4]。Deepak等進(jìn)行了IISc高超聲速風(fēng)洞馬赫數(shù)8.0條件下擴(kuò)壓器內(nèi)流場的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究，結(jié)果顯示試驗(yàn)與數(shù)值模擬得到的流場特征符合較好[5]。近年來國外對擴(kuò)壓器設(shè)計，擴(kuò)壓器性能以及風(fēng)洞流場特征進(jìn)行了較為深入的研究，得到大量的數(shù)值模擬和試驗(yàn)結(jié)果[6-9]。國內(nèi)李樺等和陳吉明等對擴(kuò)壓器內(nèi)激波串結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬，較好模擬了擴(kuò)壓器中由激波/邊界層干擾誘導(dǎo)的復(fù)雜流場的流場特性[10-11]。陳立紅等通過試驗(yàn)研究了擴(kuò)壓器幾何形狀、安裝位置以及長度對風(fēng)洞起動過程流動狀態(tài)的影響，探索了擴(kuò)壓器的優(yōu)化設(shè)計[1]。童華等采用試驗(yàn)方法研究了某高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器性能[12]。

但由于擴(kuò)壓器內(nèi)流動非常復(fù)雜,并且擴(kuò)壓器不是一個孤立的部件，必須結(jié)合整座風(fēng)洞實(shí)際進(jìn)行分析研究，擴(kuò)壓器設(shè)計還未見成熟系統(tǒng)的理論和方法。本文采用一維管流方法對口徑Φ240mm、馬赫數(shù)6.0的自由射流高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器進(jìn)行設(shè)計，通過數(shù)值模擬方法對擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行篩選，采用試驗(yàn)與數(shù)值模擬方法研究擴(kuò)壓器流場結(jié)構(gòu)和性能，為自由射流高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器的設(shè)計提供參考。

1 理論分析

圖1為暫沖吹吸式自由射流高超聲速風(fēng)洞示意圖。風(fēng)洞開始運(yùn)行時，真空罐內(nèi)壓力較低，能夠保證風(fēng)洞起動壓比；但隨著試驗(yàn)的進(jìn)行，真空罐的壓力逐漸增大，假設(shè)沒有擴(kuò)壓器的情況下，必然使試驗(yàn)段壓力逐漸增大，噴管出口射流由欠膨脹狀態(tài)過渡到過膨脹狀態(tài)，最終導(dǎo)致風(fēng)洞流場建立失敗。故而需要擴(kuò)壓器在風(fēng)洞運(yùn)行過程將噴管出口射流控制在收氣錐內(nèi)，通過擴(kuò)壓器將主流氣體排出，使試驗(yàn)段維持在低壓狀態(tài)，在真空罐壓力不斷上升的情況下盡可能長時間維持風(fēng)洞正常運(yùn)行。

氣動中心超高速所擬研制一座口徑Φ240 mm、馬赫數(shù)6.0的高超聲速研究型風(fēng)洞，需要進(jìn)行與噴管和試驗(yàn)狀態(tài)相匹配的擴(kuò)壓器氣動設(shè)計。在擴(kuò)壓器設(shè)計過程中，擴(kuò)壓器入口幾何形狀和尺寸、擴(kuò)壓器與噴管相對位置、壓縮形式和角度、第二喉道直徑和長度等都是擴(kuò)壓器設(shè)計的關(guān)鍵參數(shù)[8,13]。本文涉及的高超聲速風(fēng)洞噴管為軸對稱型面噴管，故選擇軸對稱形狀擴(kuò)壓器與之匹配。根據(jù)軸對稱低度欠膨脹自由射流的工程算法得到噴管射流的基本特征，綜合考慮風(fēng)洞實(shí)際和已有擴(kuò)壓器設(shè)計經(jīng)驗(yàn)，確定擴(kuò)壓器入口尺寸和距離噴管出口距離。圖2為典型軸對稱低度膨脹自由射流流動結(jié)構(gòu)[14]。

如圖2所示，噴管出口壓力pe高于外界(試驗(yàn)段)環(huán)境壓力pt時，噴管出口氣流在核心區(qū)(ABA′)內(nèi)參數(shù)保持不變，其中AB和A′B為馬赫線，馬赫角μ=arcsin(1/Ma)。在工程近似計算中，氣流經(jīng)過馬赫線后產(chǎn)生膨脹，氣流向外折轉(zhuǎn)一個角度δ，可通過上游總壓p0，噴管出口靜壓pe以及外界壓力pt計算得到，并且得到Ma2和Ma3。由Ⅱ(Ⅲ)區(qū)進(jìn)入Ⅳ區(qū)，氣流必須內(nèi)折一個δ，使氣流方向恢復(fù)到I區(qū)的方向，否則B點(diǎn)將形成真空，氣流進(jìn)一步膨脹，根據(jù)折轉(zhuǎn)角，計算(或查表)得到Ma4以及p4/p0。氣流由Ⅳ進(jìn)入Ⅴ(Ⅵ)區(qū)之前經(jīng)過兩次膨脹，靜壓已低于環(huán)境壓力，因此要受壓縮向內(nèi)折轉(zhuǎn)一個δ′角。CD和C′D可認(rèn)為是弱壓縮波，它們在D點(diǎn)相交后仍要產(chǎn)生壓縮波DE和DE′，所以再次產(chǎn)生一個折角δ′，氣流方向改為水平，靜壓高于環(huán)境壓力pt。接著氣流像上述Ⅰ區(qū)～Ⅰ′區(qū)(稱作一個波節(jié))一個波節(jié)接著一個波節(jié)的流動下去，實(shí)際過程中流動是有能量損失的，射流流動會產(chǎn)生衰減，波節(jié)最終消失[14]。

擴(kuò)壓器設(shè)計過程中，涉及圖2中的氣流區(qū)域有Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ區(qū)。假定風(fēng)洞來流條件為p0=0.8 MPa，T0=438.5 K，噴管喉道直徑Φ28.66 mm，出口直徑Φ240 mm，根據(jù)理想等熵關(guān)系得到出口馬赫數(shù)Ma1=6.39，靜壓pe=340 Pa，馬赫角約為9°，普朗特-邁耶爾角(PM角)為87.55°。假設(shè)噴管出口靜壓與試驗(yàn)段內(nèi)壓力的壓比pe/pt分別是1.5和2.0，這樣得到圖1中Ⅱ(Ⅲ)區(qū)的狀態(tài)如表1所示,根據(jù)表1的數(shù)據(jù)，初步確定擴(kuò)壓器入口尺寸和與噴管出口的距離，如圖3所示。

為便于不同結(jié)構(gòu)形式擴(kuò)壓器之間的比較，先假定擴(kuò)壓器入口距離噴管出口580 mm保持不變，擴(kuò)壓器入口直徑為Φ375 mm，約為1.56De。從圖3中可以看出，不同壓比條件下膨脹邊界均在收氣錐之內(nèi)。

表1 不同壓比得到的膨脹折角Table 1 PM angle of vary pressure ratio

對于收氣錐的結(jié)構(gòu)形式，首先選取單級壓縮半錐角為15°的擴(kuò)壓器壓縮形式，固定第二喉道長度(2200 mm左右)，對比研究第二喉道直徑對于擴(kuò)壓器性能的影響；隨后再研究不同壓縮結(jié)構(gòu)的擴(kuò)壓器性能，最終篩選出擴(kuò)壓器設(shè)計方案。

根據(jù)《高速風(fēng)洞試驗(yàn)》[15]提供的第二喉道面積計算公式：

其中，A為截面面積，下標(biāo)e代表噴管出口截面，s代表第二喉道截面。該公式的物理意義為：設(shè)第二喉道馬赫數(shù)為1.0，并假定空氣在噴管出口通過正激波(波前為噴管出口馬赫數(shù))后等熵膨脹到第二喉道時馬赫數(shù)為1.0。計算得到第二喉道與噴管出口面積比為0.63左右，故選擇第二喉道直徑為0.8De作為基準(zhǔn)，比較0.7De、0.9De、1.0De不同第二喉道直徑的擴(kuò)壓器性能。

2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

2.1網(wǎng)格及邊界條件

采用層流模型進(jìn)行數(shù)值模擬，計算域包括噴管、試驗(yàn)段以及擴(kuò)壓器，二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)在16萬左右，如圖4所示。

邊界條件設(shè)置如下：

入口：p0=0.8 MPa，T0=438.5 K；

壁面：絕熱壁；

出口：壓力出口，初始狀態(tài)pB=500 Pa；為確定不同擴(kuò)壓器的抗背壓能力，在初始背壓條件下計算得到穩(wěn)定流場基礎(chǔ)上，不斷提高背壓反復(fù)進(jìn)行計算，直到風(fēng)洞不起動，此時的背壓記為風(fēng)洞不起動的臨界背壓，同時也表明了擴(kuò)壓器的抗背壓能力。

2.2單級壓縮半錐角15°擴(kuò)壓器

不同背壓條件下單級15°-0.8De擴(kuò)壓器流場結(jié)構(gòu)如圖5所示。由于噴管射流靜壓與試驗(yàn)段靜壓基本相等，射流在進(jìn)入擴(kuò)壓器之前基本為等直圓柱。pB=500 Pa條件下，射流在擴(kuò)壓器收氣錐內(nèi)受到壓縮，形成的錐形激波在軸線上相交后反射到第二喉道壁面邊界層上，出現(xiàn)流動分離，分離泡的存在導(dǎo)致第二喉道內(nèi)部形成收縮-擴(kuò)張流道，迫使氣流先減速后加速，并在分離泡后形成較強(qiáng)的相交斜激波；隨后，氣流在第二喉道受到系列斜激波的壓縮，但一直處于超聲速狀態(tài)；進(jìn)入擴(kuò)壓器尾部的擴(kuò)張段時，氣流進(jìn)一步加速，以超聲速氣流排出。

pB=7800 Pa條件下，第二喉道入口處壁面出現(xiàn)流動分離，若分離泡進(jìn)入收氣錐內(nèi)將會使核心流受到壓縮，進(jìn)而影響風(fēng)洞的起動，因此此時的背壓表征了擴(kuò)壓器能夠承受的最大背壓。入口處分離泡下游斜激波在X=3.75 m處打到壁面邊界層形成另一個分離泡，兩個分離泡的存在使氣流在第二喉道內(nèi)減速-加速-再減速-再加速，同時在X=4 m附近中心區(qū)域氣流受到類似正激波的壓縮形成亞聲速氣流，在這之后的下游氣流大部分處于亞聲速狀態(tài)并排出。

由不同截面的馬赫分布圖可以看出，噴管出口平均馬赫數(shù)約為6.23，比理論值6.39小，這是因?yàn)檫吔鐚哟嬖趯?dǎo)致有效膨脹面積比變小，馬赫數(shù)降低。pB=500 Pa時，噴管射流在試驗(yàn)段內(nèi)略有擴(kuò)張；而pB=7800 Pa時，噴管射流略受壓縮，相同截面位置均勻區(qū)和平均馬赫數(shù)較pB=500 Pa狀態(tài)小。

為對比不同第二喉道直徑對擴(kuò)壓器性能的影響，在完成單級15°-0.8De擴(kuò)壓器計算后，進(jìn)行了單級15°-0.7、0.9、1.0De擴(kuò)壓器pB=500 Pa以及各自臨界背壓條件下的計算，圖6為計算得到不同第二喉道直徑擴(kuò)壓器在pB=500 Pa背壓條件下，風(fēng)洞不同截面的馬赫數(shù)分布圖。需要說明的是，各自臨界背壓條件下的核心區(qū)流場特征與初始背壓基本相同，未發(fā)生明顯的變化。

從圖6可以看出，第二喉道直徑為0.7De時，噴管射流處于過膨脹狀態(tài)，射流受到壓縮，說明擴(kuò)壓器第二喉道減小，流通能力變?nèi)?，對試?yàn)段的抽吸減弱，試驗(yàn)段靜壓高于射流靜壓，射流受到壓縮。第二喉道直徑為0.9De和1.0De時，擴(kuò)壓器抽吸能力增強(qiáng)，試驗(yàn)段壓力低于噴管射流靜壓，射流在試驗(yàn)段內(nèi)發(fā)生膨脹，均勻區(qū)以外氣流馬赫數(shù)明顯增大，第二喉道直徑越大擴(kuò)壓器抽吸能力越強(qiáng)，氣流膨脹越嚴(yán)重。

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果得到單級15°壓縮不同第二喉道直徑的擴(kuò)壓器性能如表2。

表2 單級15°壓縮不同第二喉道直徑的擴(kuò)壓器性能Table 2 Performance of single compression 15° diffusers with vary second throat diameter

2.3不同結(jié)構(gòu)擴(kuò)壓器

為對比不同壓縮半錐角以及壓縮錐形式對于擴(kuò)壓器性能的影響，設(shè)計單級壓縮12°-0.8De和12°-0.9De以及兩級壓縮錐15°+8°-0.8De擴(kuò)壓器進(jìn)行對比計算，其余擴(kuò)壓器設(shè)計參數(shù)保持不變，同樣進(jìn)行pB=500 Pa以及臨界背壓條件下的數(shù)值模擬。圖7為計算得到安裝不同結(jié)構(gòu)形式擴(kuò)壓器的風(fēng)洞不同截面馬赫數(shù)分布圖。

如圖7所示，單級12°-0.8De、12°-0.9De與雙級15°+8°-0.8De擴(kuò)壓器在背壓為500 Pa條件下的流場結(jié)構(gòu)相似，噴管射流處于欠膨脹狀態(tài)，但膨脹程度依次遞增，說明擴(kuò)壓器抽吸能力呈增強(qiáng)趨勢。單級12°-0.8De和12°-0.9De各自臨界背壓分別為10 kPa和9 kPa，呈遞減趨勢，但射流流場特征與初始背壓基本相同，未發(fā)生明顯的變化。

對于雙級15°+8°-0.8De擴(kuò)壓器，當(dāng)背壓較小時，擴(kuò)壓器流通能力較強(qiáng)，噴管射流處于膨脹狀態(tài)，膨脹邊界打到第一級壓縮錐上；當(dāng)背壓達(dá)到臨界背壓8.1 kPa時，射流邊界打到第二級壓縮錐上，射流在試驗(yàn)段受到壓縮，射流流場特征出現(xiàn)較大變化，風(fēng)洞流場品質(zhì)不是很理想。

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果得到不同壓縮結(jié)構(gòu)的擴(kuò)壓器性能如表3，圖8為不同結(jié)構(gòu)擴(kuò)壓器在背壓500 Pa條件下均勻區(qū)大小示意圖。

表3 不同壓縮結(jié)構(gòu)的擴(kuò)壓器性能Table 3 Performance of different diffusers

根據(jù)表3和圖8可以看出，單級12°-0.8De、12°-0.9De擴(kuò)壓器抗反壓能力都強(qiáng)于單級15°-0.8De擴(kuò)壓器，但在臨界背壓條件下第二喉道出口的總壓恢復(fù)都低于單級15°-0.8De擴(kuò)壓器。兩級壓縮15°+8°-0.8De擴(kuò)壓器抗背壓能力以及臨界背壓條件下的總壓恢復(fù)都大于單級15°-0.8De擴(kuò)壓器，但在臨界背壓條件下噴管射流受到壓縮，流場均勻區(qū)偏小。初步確定單級15°-0.8De擴(kuò)壓器為最優(yōu)方案進(jìn)行下一步試驗(yàn)驗(yàn)證。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

為驗(yàn)證擴(kuò)壓器設(shè)計方法的有效性，依托氣動中心已有的Φ300 mm口徑的暫沖式高超聲速風(fēng)洞，加工收氣錐半錐角為15°，第二喉道直徑為Φ240 mm(0.8De噴管出口直徑)擴(kuò)壓器，進(jìn)行擴(kuò)壓器流場和性能測試。這樣既節(jié)省擴(kuò)壓器設(shè)計方法的驗(yàn)證周期，同時所加工的擴(kuò)壓器也可作為新風(fēng)洞(噴管口徑Φ240 mm)的備選方案。

圖9位試驗(yàn)擴(kuò)壓器構(gòu)型及壓力測點(diǎn)布置圖。由于擴(kuò)壓器入口直徑Φ374 mm(約為1.25De)相對較小，將擴(kuò)壓器與噴管出口的距離調(diào)整為410 mm。擴(kuò)壓器沿軸線方向布置靜壓測點(diǎn)，分布在兩條母線上，第一條母線位于擴(kuò)壓器縱向切面，共有37個測點(diǎn)，同時在擴(kuò)壓器下游布置4個測點(diǎn)監(jiān)控擴(kuò)壓器背壓，第二條母線位于擴(kuò)壓器橫向切面，共有23個測點(diǎn)。沿程壁面靜壓采用電子掃描閥壓力測量系統(tǒng)進(jìn)行測量。實(shí)際風(fēng)洞運(yùn)行過程中噴管邊界層一般處于湍流狀態(tài)，因此采用κ-ε湍流模型進(jìn)行數(shù)值模擬，計算域包括噴管、試驗(yàn)段以及擴(kuò)壓器，與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析，試驗(yàn)與數(shù)值模擬狀態(tài)見表4。

圖10給出了風(fēng)洞長時間運(yùn)行的總壓和試驗(yàn)段壓力曲線。風(fēng)洞在真空球(2000 m3)為680 Pa時開始起動，30 s后風(fēng)洞總壓/總溫調(diào)平開始穩(wěn)定運(yùn)行，試驗(yàn)段靜壓維持在60 Pa左右，293 s后風(fēng)洞不起動，此時擴(kuò)壓器背壓為6.1 kPa，理論計算得到真空球壓力大約為6.5 kPa。

表4 試驗(yàn)和數(shù)值模擬狀態(tài)表Table 4 Test and numerical simulation conditions

在背壓pB≤2100 Pa擴(kuò)壓器試驗(yàn)與計算得到的擴(kuò)壓器沿程壁面靜壓分布以及計算獲得的流場結(jié)構(gòu)如圖11所示，橫坐標(biāo)原點(diǎn)位于噴管出口。

低背壓條件下，擴(kuò)壓器內(nèi)氣流受到系列斜激波的壓縮，大部分氣流處于超聲速狀態(tài)，試驗(yàn)和數(shù)值模擬對于斜激波串的捕捉吻合較好；但pB<2000 Pa時擴(kuò)張段尾部計算與試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)一定差異，主要是因?yàn)榫o接著擴(kuò)壓器的真空管道有一個接近80°的拐彎，從而使試驗(yàn)中擴(kuò)張段壁面的流動分離相比數(shù)值模擬提前，導(dǎo)致擴(kuò)壓器尾部在風(fēng)洞一起動就出現(xiàn)數(shù)值計算在pB=2100 Pa時的壓力躍升。

圖12給出了背壓pB≥2400 Pa擴(kuò)壓器壁面壓力曲線分布。隨著風(fēng)洞的持續(xù)運(yùn)行，擴(kuò)壓器背壓逐漸升高，壁面的壓力躍升位置逐漸前傳，說明擴(kuò)壓器內(nèi)的激波串結(jié)構(gòu)逐漸前傳，激波串強(qiáng)度逐漸增強(qiáng)以抵抗擴(kuò)壓器背壓的升高，因此壁面壓力躍升的幅度越來越大；試驗(yàn)與數(shù)值計算結(jié)果基本吻合，但在激波串位置的捕捉上出現(xiàn)一定差異，相同背壓條件下試驗(yàn)出現(xiàn)激波串結(jié)構(gòu)的位置相比計算更靠近上游，并且最終導(dǎo)致試驗(yàn)中擴(kuò)壓器背壓達(dá)到6100 Pa時風(fēng)洞不起動，而數(shù)值計算風(fēng)洞可穩(wěn)定運(yùn)行到6300 Pa，兩者偏差3.2%，在可接受范圍內(nèi)。

通過以上分析可以看出，所設(shè)計的擴(kuò)壓器能夠使風(fēng)洞正常起動，并且能夠長時間維持風(fēng)洞正常運(yùn)行，基本達(dá)到設(shè)計預(yù)期。

4 結(jié) 論

采用一維管流方法對口徑為Φ240 mm、馬赫數(shù)6.0的自由射流高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器進(jìn)行設(shè)計，并通過數(shù)值模擬方法對不同壓縮形式、壓縮錐角以及第二喉道直徑的擴(kuò)壓器進(jìn)行了對比研究，最后通過試驗(yàn)和數(shù)值計算研究了篩選得到的擴(kuò)壓器流場特征和性能，通過研究得到以下結(jié)論：

1) 對于給定的噴管和來流狀態(tài)，以單級壓縮半錐角15°、第二喉道直徑為0.8De的擴(kuò)壓器基準(zhǔn)設(shè)計方案，噴管射流在試驗(yàn)段內(nèi)基本處于完全膨脹狀態(tài)，流場品質(zhì)良好；對于其余擴(kuò)壓器方案，由于抽吸能力的不同，導(dǎo)致噴管射流處于欠膨脹狀態(tài)或者過膨脹狀態(tài)，均勻區(qū)都有所減?。?/p>

2) 擴(kuò)壓器第二喉道直徑影響到擴(kuò)壓器的流通能力，即對試驗(yàn)段的抽吸能力。在壓縮形式一定的情況下，在一定范圍內(nèi)，第二喉道直徑越小，擴(kuò)壓器流通能力減弱，同時擴(kuò)壓器抗反壓能力越強(qiáng)；對于單級壓縮錐形式的擴(kuò)壓器，壓縮半錐角減小，收氣錐對于主流的壓縮變?nèi)?，損失變小，導(dǎo)致擴(kuò)壓器的抗反壓能力有所增強(qiáng)；

3)單級15°-0.8De形式的擴(kuò)壓器試驗(yàn)與數(shù)值計算結(jié)果吻合較好；低背壓條件下，擴(kuò)壓器內(nèi)氣流主要受到斜激波串壓縮，大部分氣流處于超聲速狀態(tài)；隨著背壓的持續(xù)升高，激波串結(jié)構(gòu)進(jìn)入擴(kuò)壓器并前傳，激波串結(jié)構(gòu)下游的氣流處于亞聲速狀態(tài)；

4) 相同背壓條件下，試驗(yàn)出現(xiàn)激波串結(jié)構(gòu)的位置相比計算更靠近上游；同時，試驗(yàn)獲得的擴(kuò)壓器臨界背壓要低于計算結(jié)果，但兩者偏差較小，在可接受范圍內(nèi)。

綜上所述，經(jīng)過篩選得到的單級15°-0.8De擴(kuò)壓器能夠使風(fēng)洞正常起動，并且能夠長時間維持風(fēng)洞正常運(yùn)行，達(dá)到設(shè)計預(yù)期，該設(shè)計方案可用于新風(fēng)洞建設(shè)。

[1]陳立紅, 張新宇, 顧洪斌. 擴(kuò)壓段對高超聲速推進(jìn)風(fēng)洞起動的影響[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2004, 25(5): 430-434.

[2]Neumann E P, Lustwerk F. Supersonic diffusers for wind tunnels[J]. J. Appl. Mech., 1949, 16(2).

[3]Neumann E P, Lustwerk F. High-efficiency supersonic diffusers[J]. J. Aeronaut. Sci., 1951, 18(6): 369-374.

[4]Rudolf Hermann. Diffuser efficiency and flow process of supersonic wind tunnels with free jet test section[R]. Af Technical Report NO.6334, 1950.

[5]Deepak N R, Jagadeesh G, Vasudevan B. Investigations of flow through the diffuser of IISc Hypersonic wind tunnel[R]. AIAA 2006-8155.

[6]Honggye Sung, Sangkyu Yoon, Hyowon Yeom, et al. Study on design- and operation-parameters of supersonic exhaust diffusers[R]. AIAA 2008-855.

[7]Manikanda Kumaran R, Sundararajan T, Raja Manohar D. Performance evaluation of second-throat diffuser for high-altitude-test facility[J]. Propulsion and Power, 2010, 26(2).

[8]Junichi Akatsuka, Shinji Nagai. The effect of diffuser geometry on the starting pressure ratio of a supersonic wind tunnel[C]//27th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Grand Testing Conference. Doi: 10.2514/6.2010-4344.

[9]Byung Hoon Park, Jihwan Lim, Sunghyun Park, et al. Design and analysis of a second-throat exhaust diffuser for altitude simulation[J]. Propulsion and Power, 2012, 28 (5).

[10]李樺, 范曉檣, 丁猛. 超聲速擴(kuò)壓器中激波串結(jié)構(gòu)的數(shù)值模擬[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2002, 24(1): 18-21.

[11]陳吉明, 任玉新. 超音速風(fēng)洞擴(kuò)壓器激波串現(xiàn)象的數(shù)值模擬[J]. 清華大學(xué)學(xué)報, 2007, 47(5): 264-267.

[12]童華, 孫啟志, 張紹武. 高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器試驗(yàn)研究與分析[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2014, 28(3): 78-81, 103.

[13]Earl H Andrews Jr, Ernest A Mackley. Design, tests, and verification of a diffuser system for a Mach 4 scramjet test facility[J]. Aircraft, 1979, 16(10).

[14]趙承慶, 姜毅. 氣體射流動力學(xué)[M]. 北京理工大學(xué)出版社, 1998.

[15]王發(fā)祥. 高速風(fēng)洞試驗(yàn)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2003.

InvestigationondesignofΦ240mmhypersonicwindtunneldiffuser

FAN Xiaohua*, YANG Bo, ZHU Tao, ZHONG Jun

(HypervelocityAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

1-D tube flow method was adopted for the design ofΦ240 mm hypersonic wind tunnel diffuser at Mach Number 6.0, and numerical simulation was carried out in order to select the configuration of the diffuser. Then, experimental test was used to verify the design method of the diffuser. The results show that, in comprehensive consideration of the flow-field performance of the wind tunnel, the resistance pressure ability, and total pressure recover, the diffuser has single stage compression half-cone angle being 15° and second throat diameter being 0.8De(the exit diameter of the nozzle). The experimental results of the optimal diffuser agree well with corresponding numerical ones. The hypersonic wind tunnel can start smoothly and maintain long-time operation with this diffuser. The optimal diffuser design can be implemented in the construction of new wind tunnel, and the design method of the diffuser provides a reference for the development of similar diffusers in hypersonic wind tunnel.

free jet; hypersonic wind tunnel; diffuser; resistance pressure ability

V235.21

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0077

0258-1825(2017)05-0633-07

2015-06-17;

2016-07-04

范孝華*(1988-)，男，貴州貴陽人，助理研究員，研究方向：高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù). E-mail：fanxiaohua326@sina.com

范孝華, 楊波, 朱濤, 等.Φ240 mm高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器設(shè)計研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(5): 633-639,644.

10.7638/kqdlxxb-2015.0077 FAN X H, YANG B, ZHU T, et al. Investigation on design ofΦ240mm hypersonic wind tunnel diffuser[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 633-639,644.