脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性研究

賀元元, 吳穎川, 張小慶, 林 其

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

目前，要求地面試驗(yàn)設(shè)備完全模擬高超聲速飛行環(huán)境是非常困難的，在一個(gè)試驗(yàn)設(shè)備上進(jìn)行所有環(huán)境的模擬試驗(yàn)更是不可能的。因此，需要研制多種試驗(yàn)設(shè)備，以滿足高超聲速試驗(yàn)需求5〗。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞主要模擬參數(shù)是馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，其他一些參數(shù)則主要通過高焓試驗(yàn)設(shè)備來模擬8〗。

在高超聲速風(fēng)洞運(yùn)行中，氣源不僅要維持風(fēng)洞所必須達(dá)到的壓力比，還需要滿足雷諾數(shù)模擬的要求。一般來說，風(fēng)洞的總壓要足夠高。如果風(fēng)洞連續(xù)工作，高的壓力比和高總壓將使風(fēng)洞消耗很大的動(dòng)力，因而高超聲速風(fēng)洞多為暫沖式。

暫沖式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的運(yùn)行方式是：氣罐中的壓縮空氣經(jīng)過加熱系統(tǒng)達(dá)到所需溫度，然后通過型面噴管，在試驗(yàn)段形成所需的高超聲速流場(chǎng)，最后經(jīng)由超聲速擴(kuò)散段升壓后進(jìn)入引射排氣系統(tǒng)，排入大氣，或經(jīng)過冷卻器進(jìn)入真空系統(tǒng)，由真空泵系統(tǒng)排入大氣。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞一般加熱溫度在800K以

下，主要是為了防止氣流冷凝，不能真實(shí)模擬實(shí)際總溫(馬赫數(shù)6時(shí)達(dá)到1800K)，因此，開展發(fā)動(dòng)機(jī)及飛行器一體化帶動(dòng)力試驗(yàn)還需要滿足總溫要求的高焓設(shè)備。

燃燒加熱風(fēng)洞是目前高超聲速飛行器地面模擬試驗(yàn)尤其是帶動(dòng)力試驗(yàn)的主要設(shè)備。在過去的十幾年間，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心研制了不同尺度的脈沖燃燒風(fēng)洞，探索了一體化飛行器設(shè)計(jì)、計(jì)算與試驗(yàn)技術(shù)[7-9]。在此基礎(chǔ)上，發(fā)展了基于脈沖燃燒風(fēng)洞的大尺度飛行器帶動(dòng)力一體化試驗(yàn)技術(shù)[10-11]，提出了一種基于一體化試驗(yàn)直接測(cè)力結(jié)果的飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)性能評(píng)估方法。

由于采用燃燒加熱方式，無論是采用氫燃料還是碳?xì)淙剂?，都?huì)產(chǎn)生水蒸氣(H2O)、二氧化碳(CO2)等燃燒產(chǎn)物，即形成所謂“污染”。污染組分將造成風(fēng)洞試驗(yàn)氣體物理化學(xué)屬性與真實(shí)空氣存在一定差異，導(dǎo)致地面試驗(yàn)難以完全模擬真實(shí)飛行狀態(tài)下的所有來流參數(shù)，且給地面試驗(yàn)結(jié)果向真實(shí)飛行狀態(tài)的外推帶來不確定性。為了盡可能降低這種不確定性，地面試驗(yàn)一般需要慎重考慮試驗(yàn)來流與模擬對(duì)象環(huán)境之間的參數(shù)匹配問題：即通過有選擇地調(diào)整污染來流的某些狀態(tài)參數(shù)，使之逼近對(duì)應(yīng)的真實(shí)飛行環(huán)境，同時(shí)放棄一些無法兼顧的非關(guān)鍵參數(shù)，以盡可能達(dá)到飛行器氣動(dòng)與推進(jìn)性能的可靠模擬。

目前主要有兩種模擬方式：對(duì)于氣動(dòng)力試驗(yàn)，一般采用靜溫、靜壓、馬赫數(shù)模擬；對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能試驗(yàn)，也可以采用總焓、動(dòng)壓、馬赫數(shù)模擬。

中國(guó)科技大學(xué)楊基明、羅喜勝等[12-13]通過典型升力體飛行器的試驗(yàn)和計(jì)算研究，證明污染組分使得斜激波波后參數(shù)相對(duì)純凈空氣有一定變化，從而造成模型表面壓力及模型的氣動(dòng)力有一定變化，但變化量較小。相對(duì)于純凈空氣來流，污染空氣來流時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、單位推力、比沖均有所下降。脈沖燃燒風(fēng)洞采用氫氧燃燒加熱，污染空氣來流時(shí)推力性能下降相對(duì)較小，與純凈空氣來流時(shí)較為接近。

西北工業(yè)大學(xué)宋文艷等[14]研究了H2O/CO2污染煤油燃料對(duì)超聲速燃燒室的影響，認(rèn)為污染對(duì)點(diǎn)火和超聲速燃燒具有一定的抑制作用，污染組分的存在會(huì)導(dǎo)致燃燒室模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)發(fā)生變化。

譚宇等[15]在酒精燃燒和氫氣燃燒兩種加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備上開展了匹配方案對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響的試驗(yàn)研究，比較了兩種目前較常用的氣流參數(shù)匹配方案，結(jié)果表明：對(duì)于采用氫氣燃燒加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備，總焓動(dòng)壓馬赫數(shù)(h0QM)匹配比靜溫靜壓馬赫數(shù)(TPM)匹配能夠獲得更高的壁面靜壓和推力收益；對(duì)于采用酒精燃燒加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備，兩種匹配方案表現(xiàn)相當(dāng)。

壁溫比通常定義為模型壁面溫度與恢復(fù)溫度的比值。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞來流溫度較低，氣流壁面恢復(fù)溫度與壁面溫度相差不大，接近于絕熱狀態(tài)；而燃燒加熱脈沖風(fēng)洞來流溫度較高，風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間很短(300～600ms)，壁面溫度基本保持常溫，接近于等溫狀態(tài)，氣流壁面恢復(fù)溫度與試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻鏈夭钶^大，氣流對(duì)壁面的加熱效應(yīng)明顯。壁面溫度條件會(huì)影響到高超聲速邊界層內(nèi)的流動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而影響到流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)性能。壁溫降低引起摩擦系數(shù)的增加和邊界層厚度減小，使得激波邊界層作用區(qū)域變?。煌瑫r(shí)，冷壁使得邊界層內(nèi)亞聲速部分聲速較低，馬赫數(shù)更高。

為了評(píng)估真實(shí)飛行條件下的飛行器氣動(dòng)性能，需重點(diǎn)考慮壁溫對(duì)燃燒加熱脈沖風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的影響。

本文采用不通氣標(biāo)模，在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞以及兩個(gè)不同尺度(Φ2.4m和Φ600mm)的脈沖燃燒風(fēng)洞中開展對(duì)比測(cè)力試驗(yàn)，結(jié)合數(shù)值計(jì)算，研究脈沖燃燒風(fēng)洞水凝結(jié)、雷諾數(shù)及壁溫比對(duì)模型氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎貌煌鈽?biāo)模。對(duì)應(yīng)Φ2.4m脈沖燃燒風(fēng)洞，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榇蟛煌鈽?biāo)模，采用背部支撐，如圖1所示；對(duì)應(yīng)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?/5縮比的小不通氣標(biāo)模，采用尾部支撐，如圖2所示。

圖1 大不通氣標(biāo)模

圖2 小不通氣標(biāo)模

2 脈沖燃燒風(fēng)洞水凝結(jié)影響研究

為了獲得水凝結(jié)對(duì)脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響，采用小不通氣標(biāo)模，在Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞開展不同總溫條件下的對(duì)比試驗(yàn)研究，分析測(cè)力結(jié)果。

2.1 對(duì)比試驗(yàn)參數(shù)

對(duì)Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞噴管進(jìn)行了試驗(yàn)配套改造，在來流總溫、組分不同的條件下，保持風(fēng)洞出口馬赫數(shù)一致。以現(xiàn)有的Ma6噴管為基礎(chǔ)(總溫1500K)，設(shè)計(jì)制造總溫為1200和1800K的喉道段，噴管出口馬赫數(shù)與現(xiàn)有噴管一致。表1為不通氣高超標(biāo)模試驗(yàn)參數(shù)(p0、T0分別為總壓、總溫，p、T分別為靜壓、靜溫)。

表1 不同總溫高超標(biāo)模試驗(yàn)參數(shù)Table 1 Flow parameters of different T0 tests

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

圖3、4給出了不通氣高超標(biāo)模的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN隨迎角α變化的試驗(yàn)結(jié)果曲線。

試驗(yàn)表明：在總溫1200～1800K試驗(yàn)狀態(tài)下，最大軸向力系數(shù)差別為5.4%，說明水凝結(jié)對(duì)不通氣高超標(biāo)模的軸向力影響很小，約為5%左右。在-2°迎角時(shí)，總溫1200K(有水凝結(jié))試驗(yàn)狀態(tài)的法向力系數(shù)較總溫1500K減小了約40%；在0°～6°迎角下，法向力系數(shù)減小12%～5%，說明隨著迎角的增加，模型下表面的凝結(jié)水蒸發(fā)，導(dǎo)致水凝結(jié)對(duì)法向力的影響減小。在-2°迎角時(shí)，總溫1800K試驗(yàn)狀態(tài)的法向力系數(shù)較總溫1500K增加了約30%，說明總溫1500K、-2°迎角狀態(tài)在模型的下表面也發(fā)生了水凝結(jié)，導(dǎo)致模型下表面流場(chǎng)壓力升高，法向力系數(shù)減?。欢谄渌菭顟B(tài)，總溫1500K時(shí)并沒有發(fā)生水凝結(jié)現(xiàn)象，因此法向力系數(shù)差別較小。

圖3 高超標(biāo)模不同總溫試驗(yàn)CA～α曲線

Fig.3CA～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

圖4 高超標(biāo)模不同總溫試驗(yàn)CN～α曲線

Fig.4CN～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

3 脈沖燃燒風(fēng)洞雷諾數(shù)影響研究

3.1 對(duì)比試驗(yàn)參數(shù)

為了獲得雷諾數(shù)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，用不同尺度的不通氣標(biāo)模在Φ2.4m脈沖燃燒風(fēng)洞和Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞進(jìn)行對(duì)比試驗(yàn)，試驗(yàn)參數(shù)見表2(CHIF：脈沖燃燒風(fēng)洞)。

表2 試驗(yàn)參數(shù)Table 2 Test parameters

3.2 試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果

圖5和6給出了大、小不通氣標(biāo)模在兩個(gè)脈沖燃燒風(fēng)洞的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN試驗(yàn)結(jié)果，同時(shí)也給出了兩個(gè)模型按照對(duì)應(yīng)風(fēng)洞來流條件計(jì)算獲得的氣動(dòng)力系數(shù)結(jié)果。

圖5 不通氣標(biāo)模軸向力系數(shù)計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果

Fig.5Numericalandexperimentalaxisforcecoefficientsofthetestmodel

圖6 不通氣標(biāo)模法向力系數(shù)計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果

Fig.6Numericalandexperimentalnormalforcecoefficientsofthetestmodel

計(jì)算結(jié)果表明：模型尺度對(duì)不通氣標(biāo)模的軸向力有一定影響，小不通氣標(biāo)模的軸向力略大于大不通氣標(biāo)模，相差約2%～5%。由于兩個(gè)脈沖燃燒風(fēng)洞模擬條件基本相同，試驗(yàn)時(shí)間也接近，因此這個(gè)差異可以解釋為模型尺度(雷諾數(shù))造成的：小不通氣標(biāo)模的雷諾數(shù)小于大不通氣標(biāo)模，因此軸向力略大。試驗(yàn)并未能夠反映出雷諾數(shù)的影響，這可能是由于兩個(gè)模型支撐方式不同以及試驗(yàn)測(cè)量誤差掩蓋了差異。

兩個(gè)模型的法向力結(jié)果不一致，主要是由于支撐方式不同造成的。前期研究表明，腹部支撐對(duì)軸向力影響不大，但對(duì)法向力影響顯著。

計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果符合較好，使計(jì)算和試驗(yàn)得到了相互驗(yàn)證。

4 脈沖燃燒風(fēng)洞壁溫比影響研究

采用小不通氣標(biāo)模，通過Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞及常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的試驗(yàn)對(duì)比，結(jié)合數(shù)值計(jì)算，研究壁溫比對(duì)脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的影響。

4.1 對(duì)比試驗(yàn)參數(shù)

Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞與Φ1m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的試驗(yàn)流場(chǎng)存在總溫、雷諾數(shù)、壁溫比等方面的差異。假設(shè)壁溫300K，風(fēng)洞流場(chǎng)參數(shù)對(duì)比如表3所示(HWT：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞；Tratio為壁溫比)。

表3 Φ1m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞與Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞流場(chǎng)參數(shù)Table 3 Test parameters of Φ1m hypersonic wind tunnel and Φ600mm combustion heated impulse facility

4.2 試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果

脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果表明：采用等溫壁300K條件計(jì)算獲得的阻力系數(shù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較接近，誤差在6%以內(nèi)；絕熱壁計(jì)算阻力系數(shù)較等溫壁300K計(jì)算小5%(迎角6°)～15%(迎角-2°)；不同壁溫條件對(duì)升力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果影響不大，與試驗(yàn)結(jié)果的誤差分別在6%和8%以內(nèi)；采用等溫壁300K條件計(jì)算獲得的結(jié)果與試驗(yàn)基本一致。圖7和8給出了脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算的阻力系數(shù)CD及升力系數(shù)CL的對(duì)比曲線。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果表明：不同壁溫條件對(duì)計(jì)算結(jié)果影響不大，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)符合較好，阻力誤差在4%以內(nèi)，升力誤差在3%以內(nèi)。圖9和10給出了相應(yīng)的阻力系數(shù)和升力系數(shù)比較曲線。

圖7 CD～α試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比(脈沖風(fēng)洞，總溫1500K)

Fig.7CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖8 CL～α試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比(脈沖風(fēng)洞，總溫1500K)

Fig.8CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖9 CD～α試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比(常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.9CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

圖10 CL～α試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比(常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.10CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

通過試驗(yàn)驗(yàn)證，表明數(shù)值計(jì)算具有較高的可信度。為了進(jìn)一步分析規(guī)律，采用數(shù)值計(jì)算分析了脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞阻力系數(shù)的數(shù)據(jù)相關(guān)性，如圖11所示。

(1) 脈沖燃燒風(fēng)洞等溫壁計(jì)算得到的阻力系數(shù)比常規(guī)高超聲速風(fēng)洞大7%(迎角6°)～17%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。這個(gè)差異由多方面因素導(dǎo)致，主要有雷諾數(shù)、比熱比、壁溫比等。

(2) 針對(duì)同一個(gè)模型，分別采用脈沖燃燒風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的模擬參數(shù)計(jì)算(壁面都取絕熱壁條件)，此時(shí)得到的結(jié)果差異應(yīng)該排除了壁溫比的影響，而反映了兩個(gè)風(fēng)洞模擬條件(如雷諾數(shù)、比熱比)不同引起的變化量，計(jì)算獲得的這一部分的影響量約為3%(迎角6°)～6%(迎角-2°)。

圖11CD～α計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(脈沖燃燒風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.11CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromcombustionheatedimpulsefacilityandhypersonicwindtunnel

(3) 除去兩個(gè)風(fēng)洞模擬條件(如雷諾數(shù)、比熱比)不同引起的阻力變化量，可得到壁溫比的影響量約為4%(迎角6°)～12%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。

5 結(jié) 論

通過脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞不通氣高超標(biāo)模對(duì)比試驗(yàn)和計(jì)算，得到如下結(jié)論：

(1) 脈沖燃燒風(fēng)洞獲得的氣動(dòng)力系數(shù)變化規(guī)律與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞一致；

(2) 雷諾數(shù)、壁溫比對(duì)阻力系數(shù)均有影響，其中壁溫比影響顯著，脈沖燃燒風(fēng)洞獲得的阻力系數(shù)明顯大于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞；

(3) 水凝結(jié)對(duì)不通氣高超標(biāo)模的軸向力影響較小，對(duì)法向力影響較大，且不同迎角狀態(tài)影響量不同。