聲爆近場空間壓力風(fēng)洞測量技術(shù)

劉中臣，錢戰(zhàn)森,*，冷巖，高亮杰

1.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽 110034

2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034

新一代環(huán)保型超聲速民用飛機(jī)已成為世界上航空強(qiáng)國的熱點(diǎn)研究領(lǐng)域，然而飛行器在超聲速飛行時(shí)所引發(fā)的聲爆問題一直以來都是困擾超聲速民機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)障礙。世界上許多國家禁止民用飛行器以超聲速飛躍大陸，其主要原因是聲爆帶來極大的噪聲污染，嚴(yán)重影響人們的生活和工作，能量巨大的聲爆甚至還可能損壞地面建筑物。要想發(fā)展新一代超聲速民用飛機(jī)，降低聲爆是首先需要突破的關(guān)鍵技術(shù)之一[1-5]。

風(fēng)洞試驗(yàn)是開展聲爆研究的重要手段，能夠?qū)h(yuǎn)場聲爆過壓進(jìn)行測量是最直接的試驗(yàn)方法，但是目前世界上所有超聲速風(fēng)洞都無法達(dá)到直接模擬遠(yuǎn)場的尺寸，故而目前聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)主要是針對(duì)近場脫體壓力分布開展測量，測量得到的壓力空間分布可作為遠(yuǎn)場傳播模型的輸入條件。

自1959年Carlson[6]首次在超聲速風(fēng)洞中開展聲爆試驗(yàn)研究以來，以美國國家航空航天局(NASA)為代表的研究機(jī)構(gòu)相繼發(fā)展了超聲速靜壓探針、測壓板(又稱反射平板)和測壓軌等多種空間壓力測量技術(shù)[7-14]。采用超聲速靜壓探針是最直接的測量方法，適用的馬赫數(shù)范圍廣，對(duì)測量結(jié)果無反射，測量精度較高，但主要缺點(diǎn)在于試驗(yàn)效率較低，為了獲得一個(gè)復(fù)雜模型的近場壓力分布數(shù)據(jù)往往需要幾十分鐘甚至超過1 h的試驗(yàn)時(shí)間，這對(duì)于超聲速風(fēng)洞來說能耗巨大，特別是對(duì)于下吹式暫沖型風(fēng)洞來說，因受氣源條件限制，幾乎是不可能完成的。

測壓板的本質(zhì)就是反射平板，試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)簡單，試驗(yàn)效率較高，理想情況下板面反射系數(shù)為2.0，但是由于在流場中測壓板表面存在嚴(yán)重的邊界層累積，模型激波與測壓板邊界層相互作用影響了測壓板的反射效果，一般情況下測量結(jié)果并不理想。

為了克服上述不足，研究人員發(fā)展了全反射測壓軌，其實(shí)質(zhì)上是對(duì)測壓板的一種直接改進(jìn)，仍采用全反射思想，但為了盡可能減弱模型激波與測壓板邊界層相互作用，測壓軌的橫向厚度大大減小，試驗(yàn)中每次車僅獲得一條直線上的壓力分布，相比測壓板來說，測量效率有一定下降，但是其效果有明顯改善。然而試驗(yàn)結(jié)果表明全反射測壓軌的測量結(jié)果仍不能完全令人滿意。近年來發(fā)展的新型無反射測壓軌測量技術(shù)同時(shí)具有傳統(tǒng)測壓軌測量效率高和靜壓探針測量精度高的優(yōu)點(diǎn)，成為聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的重要發(fā)展方向[15-18]。

聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的本質(zhì)是模型近場空間壓力分布的測量，通常需要測量距離模型若干倍特征長度距離的空間壓力分布。聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的特點(diǎn)及技術(shù)難點(diǎn)主要表現(xiàn)在幾個(gè)方面：第一，受風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸限制，模型尺寸往往較小，壓力信號(hào)空間分布過于緊湊，測量結(jié)果分辨率不足，導(dǎo)致測量結(jié)果信噪比較低；第二，風(fēng)洞流場的空間不均勻性與時(shí)間非定常性對(duì)測量結(jié)果影響較大；第三，測量結(jié)果容易受到支架干擾、模型振動(dòng)、激波反射、邊界層干擾等影響，必須在測量方案中仔細(xì)考慮；第四，試驗(yàn)介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度變化等對(duì)測量結(jié)果可能帶來影響，試驗(yàn)過程中應(yīng)盡可能保證介質(zhì)條件的穩(wěn)定性。因此，在風(fēng)洞中開展低聲爆模型的空間壓力信號(hào)測量是非常具有挑戰(zhàn)性的[19-21]。

本文針對(duì)下吹式超聲速風(fēng)洞的聲爆試驗(yàn)，發(fā)展了近場空間壓力精確測量試驗(yàn)技術(shù)。與連續(xù)式風(fēng)洞相比，下吹式風(fēng)洞屬于暫沖型，具有試驗(yàn)時(shí)間短、耗氣量大、模型沖擊載荷大等缺點(diǎn)，因此對(duì)聲爆近場壓力信號(hào)的精確測量提出了更高的要求。然而我國至今尚無大型連續(xù)式超聲速風(fēng)洞，本文以航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-60風(fēng)洞為例，根據(jù)暫沖式風(fēng)洞的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了無反射測壓軌裝置，并通過CFD技術(shù)對(duì)其進(jìn)行了分析與優(yōu)化。為了提高測量精度，采用參考車次方法和空間平均技術(shù)[15-18]。特別是針對(duì)空間平均技術(shù)，設(shè)計(jì)了模型軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱仫L(fēng)洞軸線位置的在線自動(dòng)控制。采用Seeb-ALR低聲爆標(biāo)模[22-25]和自行設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型開展了近場壓力特征測量的驗(yàn)證試驗(yàn)，通過試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析，驗(yàn)證了聲爆近場空間壓力測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性與可靠性。

1 試驗(yàn)方案

如圖1所示，F(xiàn)L-60風(fēng)洞聲爆試驗(yàn)裝置包括測壓軌、試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、轉(zhuǎn)接支桿、軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)和風(fēng)洞支架等部件。測壓軌通過可更換窗口安裝在柔壁噴管出口段的第一菱形區(qū)側(cè)壁上，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭糜跍y壓軌上方一定距離處(其實(shí)是水平方向，但是根據(jù)試驗(yàn)用語慣例，下文都如此)，通過轉(zhuǎn)接支桿與軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)的絲杠相連接，軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)與位于超聲速擴(kuò)散段內(nèi)部的風(fēng)洞支架相連接。通過軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱仫L(fēng)洞軸向位置的在線自動(dòng)調(diào)節(jié)。針對(duì)不同的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，可更換不同類型的轉(zhuǎn)接支桿。

1.1 FL-60風(fēng)洞簡介

FL-60風(fēng)洞是一座亞跨超三聲速風(fēng)洞，采用下吹引射運(yùn)行模式，試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma范圍為0.3～4.2， 試驗(yàn)段尺寸為1.2 m×1.2 m，試驗(yàn)時(shí)間通常為數(shù)十秒。對(duì)于超聲速范圍，通過二維全柔壁噴管能夠?qū)崿F(xiàn)試驗(yàn)Ma從1.3～4.2的連續(xù)變化，試驗(yàn)可以在柔壁噴管段第一菱形區(qū)內(nèi)進(jìn)行，也可以在專用的超聲速試驗(yàn)段中進(jìn)行。風(fēng)洞總壓最高可達(dá)15個(gè)大氣壓，風(fēng)洞總溫為環(huán)境溫度。圖2為FL-60風(fēng)洞現(xiàn)場圖。

聲爆試驗(yàn)屬于壓力測量試驗(yàn)，需要采用高精度壓力測量系統(tǒng)。FL-60風(fēng)洞配備了1024通道的PSI8400壓力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，配有多個(gè)電子壓力掃描閥模塊，每個(gè)模塊有64個(gè)通道，試驗(yàn)時(shí)可根據(jù)被測的壓力范圍選擇合適量程的壓力掃描閥模塊，可選用的閥塊量程范圍為1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI、30PSI、75PSI、150PSI，其滿量程壓力測量精度為0.05%FS。

圖2 FL-60風(fēng)洞

1.2 試驗(yàn)裝置

1.2.1 試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)

采用測壓軌進(jìn)行聲爆試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞內(nèi)的典型波系結(jié)構(gòu)如圖3所示，可以看出除了模型激波，風(fēng)洞中還存在測壓軌前緣激波、支架干擾激波、洞壁反射激波以及測壓軌上表面的反射激波等伴生波系，流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜。聲爆試驗(yàn)需要測量的是模型波系產(chǎn)生的壓力信號(hào)，采用傳統(tǒng)測壓軌測量的聲爆試驗(yàn)主要存在以下4個(gè)問題：① 模型信號(hào)的精確測量容易受到測壓軌前緣激波的影響；② 支 架激波也會(huì)對(duì)模型信號(hào)造成干擾；③ 如果測壓軌高度不足，模型信號(hào)容易受到洞壁反射激波以及洞壁邊界層的影響；④ 傳統(tǒng)全反射測壓軌測量表面寬度較大，仍會(huì)產(chǎn)生一定的邊界層累積，發(fā)生激波與邊界層相互干擾導(dǎo)致反射系數(shù)難以確定。

圖3 傳統(tǒng)測壓軌聲爆試驗(yàn)波系結(jié)構(gòu)

針對(duì)第1個(gè)問題，模型激波產(chǎn)生的壓力信號(hào)通過測壓軌上表面分布的一排測壓孔進(jìn)行測量，為了避免受到測壓軌前緣激波的影響，本研究中通過軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)控制模型在風(fēng)洞中的軸向位置，使模型信號(hào)的測量位置位于測壓軌前緣激波影響區(qū)域之后(如圖4所示)。針對(duì)第2個(gè)問題，聲爆試驗(yàn)通常采用的模型支撐方式有兩種，分別是尾撐和背撐，為了盡量減小模型支撐帶來的干擾，本研究中支撐與模型采用一體化設(shè)計(jì)，對(duì)于尾撐方式設(shè)計(jì)使支桿的激波距離模型信號(hào)遠(yuǎn)一些以避免干擾(如圖4所示)，而對(duì)于背撐方式設(shè)計(jì)則考慮不同試驗(yàn)馬赫數(shù)采用不同后掠角度的葉片支架，并充分利用CFD技術(shù)對(duì)支撐干擾進(jìn)行評(píng)估和優(yōu)化。

第3和第4個(gè)問題都與測壓軌本身設(shè)計(jì)直接相關(guān)。如圖5所示，若測壓軌高度不足，測量中模型信號(hào)容易受到風(fēng)洞洞壁反射激波的影響，而且也容易受到風(fēng)洞洞壁邊界層的干擾，若測壓軌過高則導(dǎo)致測量信號(hào)的離體距離受限。因此測壓軌的高度應(yīng)該根據(jù)風(fēng)洞尺寸、模型長度、試驗(yàn)馬赫數(shù)、洞壁邊界層厚度等因素綜合考慮。

傳統(tǒng)全反射測壓軌測量表面寬度較大存在一定的邊界層累積，將對(duì)模型信號(hào)的反射系數(shù)帶來不確定的影響。本文參考文獻(xiàn)[19-21]的思路，發(fā)展了一種反射系數(shù)為1.0的無反射測壓軌。圖6展示了這種測壓軌的橫截面形狀，這種測壓軌整體呈非常薄的刀刃形狀，頂端為直徑很小的半圓弧形，從頂端到底部以很小的夾角過渡，測壓孔位于頂端的圓弧表面上，孔的中軸線與來流方向垂直。由于頂端測量表面的寬度很小并且呈圓弧狀，使得測壓軌頂部附近產(chǎn)生與錐形靜壓探針側(cè)面相類似的流動(dòng)特征，這使得測壓軌的測量表面不會(huì)對(duì)模型信號(hào)產(chǎn)生反射，從而實(shí)現(xiàn)與錐形靜壓探針類似的無反射測量。本文選取測壓軌的橫截面設(shè)計(jì)參數(shù)為：頂端圓弧直徑為3 mm，底部寬度為24 mm，從頂端到底部的外型面夾角約為3.5°，測壓軌的高度為343 mm?？傮w來看，整個(gè)測壓軌厚度非常薄，對(duì)流場的干擾達(dá)到最小化。

圖4 測壓軌前緣激波與支撐干擾影響區(qū)域

圖5 不同高度的測壓軌洞壁反射激波影響區(qū)域

圖6 FL-60風(fēng)洞無反射測壓軌的橫截面外形

如圖7所示，所設(shè)計(jì)的無反射測壓軌由前緣、后緣、主體測量段和底座等部分組成。整個(gè)測壓軌的長度設(shè)計(jì)為1 810 mm，主體測量段的長度為1 650 mm，測壓孔的內(nèi)徑為1 mm，相鄰測壓孔的間距為4 mm。整個(gè)測壓軌通過4個(gè)底座與風(fēng)洞側(cè)壁的可更換窗口相連接。如圖8所示，在測壓軌的主體測量段的頂端圓弧表面中心線上均勻分布有375個(gè)測壓孔，測壓管路沿蓋板下面的溝槽從測壓軌頂端走到底部，最終通過風(fēng)洞側(cè)壁鋼窗引至洞外，與電子壓力掃描閥相連。圖9展示了安裝在FL-60風(fēng)洞內(nèi)部的無反射測壓軌實(shí)物照片。

圖7 FL-60風(fēng)洞無反射測壓軌的三維模型

圖8 無反射測壓軌的測壓管路

圖9 安裝在FL-60風(fēng)洞側(cè)壁的無反射測壓軌

1.2.2 數(shù)值模擬驗(yàn)證

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)流程，CFD驗(yàn)證分為以下3步進(jìn)行：首先，在沒有模型的條件下模擬測壓軌和風(fēng)洞洞壁的流場特征；然后，在有模型的條件下模擬模型、測壓軌和風(fēng)洞洞壁的整個(gè)流場特征；最后，將兩次計(jì)算得到的模型近場壓力分布數(shù)據(jù)相減，即可得到修正后的模型近場聲爆過壓，理論上應(yīng)該與單獨(dú)模型在自由來流中的計(jì)算結(jié)果相等。這里給出了來流Ma=1.8條件下的CFD驗(yàn)證分析。Seeb-ALR模型的特征長度為224.5 mm，模型距離測壓軌的高度為257 mm。圖10展示了沒有模型條件下測壓軌和洞壁的壓力云圖，壓力云圖下方對(duì)應(yīng)的曲線代表測壓軌上表面的壓力分布。從圖中可以看出，測壓軌上表面的壓力曲線可以分為3段：A段為受測壓軌前緣激波影響的壓縮區(qū)域，B段為未受強(qiáng)壓縮波影響的較為平坦的區(qū)域，C段為受測壓軌前緣激波的洞壁反射波影響的壓縮區(qū)域。圖11～圖13展示了Seeb-ALR模型信號(hào)分別位于測壓軌A段、B段和C段3個(gè)不同位置的計(jì)算結(jié)果。

從圖11可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測壓軌前部時(shí)，模型信號(hào)受測壓軌前緣激波干擾嚴(yán)重，導(dǎo)致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值相差較大，因此試驗(yàn)過程中應(yīng)該避免模型信號(hào)位于測壓軌前緣激波影響范圍內(nèi)。

從圖12可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測壓軌中部時(shí)，修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值一致性很好，證明所設(shè)計(jì)的新型測壓軌對(duì)模型激波無反射，實(shí)現(xiàn)了反射系數(shù)1.0的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

圖10 測壓軌和洞壁的壓力云圖(Ma=1.8)

圖11 模型信號(hào)位于測壓軌A段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

圖12 模型信號(hào)位于測壓軌B段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

圖13 模型信號(hào)位于測壓軌C段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

從圖13可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測壓軌后部時(shí)，模型信號(hào)受測壓軌前緣激波的洞壁反射激波影響嚴(yán)重，導(dǎo)致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值相差較大，因此試驗(yàn)過程中也應(yīng)該避免模型信號(hào)位于測壓軌后部洞壁反射激波影響范圍內(nèi)。

綜合以上CFD計(jì)算結(jié)果可以得出，當(dāng)測量位置選取合適時(shí)所設(shè)計(jì)的測壓軌對(duì)模型激波無反射，可實(shí)現(xiàn)反射系數(shù)1.0的目標(biāo)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，測壓軌前緣激波及其洞壁反射波較強(qiáng)，會(huì)對(duì)模型近場壓力信號(hào)的測量產(chǎn)生較強(qiáng)的干擾，因此試驗(yàn)中模型信號(hào)應(yīng)該位于測壓軌中間部位以提高測量精度，具體位置最好根據(jù)CFD輔助分析來確定。

1.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

1.3.1 參考車次方法

雖然與傳統(tǒng)全反射測壓軌相比，新型無反射測壓軌厚度更小、對(duì)流場干擾較小，但測量裝置帶來的伴生波系等因素仍會(huì)對(duì)聲爆信號(hào)測量引入不可忽視的誤差，一般可采用參考車次方法對(duì)伴生波系干擾進(jìn)行修正。這樣做的主要目的是扣除伴生波系對(duì)流場的干擾，保證測量結(jié)果僅是模型產(chǎn)生的信號(hào)。如圖14所示，具體的修正方法如下：

1) 將模型置于測壓軌上方測量位置，測量得到模型與測壓軌等全體部件在流場中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù)，稱為測量車次數(shù)據(jù)。

2) 將模型移到測量區(qū)域之外或?qū)⑵洳鸪瑴y量得到只有測壓軌在流場中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù)，稱之為參考車次數(shù)據(jù)。

3) 將空間壓力分布的測量車次數(shù)據(jù)減去參考車次數(shù)據(jù)，得到的差值認(rèn)為是模型產(chǎn)生的波系所引起的空間壓力變化，即近場聲爆過壓。

圖14 參考車次與測量車次布置圖

(1)

1.3.2 空間平均技術(shù)

由于超聲速風(fēng)洞中不可避免地存在如噴管加工誤差、試驗(yàn)段分段搭接臺(tái)階不光滑等因素，因而試驗(yàn)段流場中一般也不可避免地存在由激波和膨脹波引起的空間非均勻擾動(dòng)。同時(shí)，由于風(fēng)洞控制系統(tǒng)引起的前室總壓波動(dòng)也會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)段流場參數(shù)表現(xiàn)出一定的時(shí)間非定常特性。這些因素對(duì)聲爆試驗(yàn)測量結(jié)果的影響也是必需考慮的。圖15 和圖16分別展示了航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-60風(fēng)洞和NASA Ames中心的9 ft×7 ft (1 ft=0.304 8 m)超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段流場的紋影圖像[18]，從圖中可以看出其試驗(yàn)段流場均存在一些明顯的雜波，這些雜波導(dǎo)致氣流馬赫數(shù)、流向角、壓力等流場參數(shù)在空間各個(gè)方向上和時(shí)間上都不是絕對(duì)均勻的。

圖15 FL-60風(fēng)洞流場的紋影圖像

圖16 NASA Ames中心9 ft×7 ft超聲速風(fēng)洞的紋影圖像[18]

特別是近年來國際上發(fā)展的低聲爆超聲速概念機(jī)模型，模型信號(hào)引起的近場壓力波動(dòng)可能比空風(fēng)洞流場本身的壓力波動(dòng)還要弱。參考車次法假設(shè)風(fēng)洞本身沒有壓力波動(dòng)，靠扣減操作來獲得模型凈壓力分布，因?yàn)閴毫_動(dòng)的存在，導(dǎo)致參考車次法的效果并不像CFD分析的那樣理想(CFD數(shù)值模擬假設(shè)風(fēng)洞是干凈的，即沒有雜波擾動(dòng))。為了降低風(fēng)洞流場非均勻擾動(dòng)對(duì)聲爆信號(hào)測量帶來的不利影響，本研究中采用了空間平均技術(shù)，如圖17所示。

圖17 FL-60風(fēng)洞空間平均技術(shù)示意圖

(2)

由此得到測量數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差為

(3)

本試驗(yàn)中采用沿風(fēng)洞軸向(X方向)的空間平均方法，在進(jìn)行算術(shù)平均之前需要將多組測量信號(hào)在X方向上進(jìn)行對(duì)齊，可以通過將測壓軌上的測壓點(diǎn)坐標(biāo)加上模型的移動(dòng)距離實(shí)現(xiàn)將各組信號(hào)在X方向上的位置對(duì)齊，即

Xaligned=Xorifice+Xmoving

(4)

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)完成后采用兩個(gè)模型開展了驗(yàn)證性試驗(yàn)，分別是Seeb-ALR模型和帶噴流的旋成體模型。不同的試驗(yàn)?zāi)Ｐ托枰鼡Q不同的轉(zhuǎn)接支桿，Seeb-ALR模型采用尾撐方式，帶噴流的旋成體模型采用背撐方式。根據(jù)前文CFD計(jì)算結(jié)果，Seeb-ALR模型在Ma=1.8條件下壓力波形平臺(tái)區(qū)的dP/P≈0.007 5，F(xiàn)L-60風(fēng)洞在引射工況下Ma=1.8的自由來流靜壓約為20 800 Pa(具體數(shù)值與每個(gè)車次的前室總壓有關(guān))，即模型信號(hào)平臺(tái)區(qū)的過壓值dP約為156 Pa。為了提高試驗(yàn)測量的精度，本文試驗(yàn)中選擇了2.5PSI的小量程掃描閥塊，其滿量程精度為0.05%FS，即壓力測量精度為8.6 Pa，可以滿足聲爆試驗(yàn)對(duì)于弱壓力信號(hào)的分辨率要求。

2.1 Seeb-ALR模型驗(yàn)證

Seeb-ALR模型是Seebass、George和Darden[26-27]發(fā)展的一種低阻低聲爆軸對(duì)稱模型，近年來在聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)中被廣泛作為標(biāo)模使用。如圖18所示[16]，Seeb-ALR模型的近場壓力信號(hào)在頭激波之后存在一段較長的壓力平臺(tái)區(qū)，這種壓力特征非常有利于分辨測量誤差。

根據(jù)FL-60風(fēng)洞試驗(yàn)段的尺寸，試驗(yàn)中Seeb-ALR模型的幾何外形如圖19所示，特征長度L為224.5 mm，等直段直徑為17.714 mm，模型距離測壓軌的高度H為257 mm。風(fēng)洞試驗(yàn)中Seeb-ALR模型的實(shí)物照片如圖20所示。

圖21展示了Ma=1.8下采用參考車次方法修正后的單個(gè)模型位置的聲爆近場壓力信號(hào)。從圖中可以清楚地看到，由于風(fēng)洞背景流場存在非均勻擾動(dòng)，導(dǎo)致修正后的單次測量結(jié)果仍然存在較大幅度的振蕩。這與1.3.2節(jié)的分析一致。

圖18 Seeb-ALR模型的近場壓力信號(hào)特征[16]

圖19 Seeb-ALR幾何模型

圖20 FL-60風(fēng)洞中的Seeb-ALR模型實(shí)物照片

圖21 采用參考車次方法修正后的單次車模型近場壓力信號(hào)(Ma=1.8)

圖22展示了馬赫數(shù)分別為1.5、1.8和2.0條件下采用空間平均技術(shù)的測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果(自由流計(jì)算)的對(duì)比，空間平均測量次數(shù)(N)為18次，每個(gè)模型測量位置間隔16 mm。從圖中可以看出試驗(yàn)測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果重合性較好，初步驗(yàn)證了本項(xiàng)研究所發(fā)展的聲爆試驗(yàn)測量技術(shù)的合理性。同時(shí)可以看出，由于風(fēng)洞流場非均勻擾動(dòng)的影響，經(jīng)過空間平均后的試驗(yàn)測量結(jié)果仍然存在一定幅度的波動(dòng)，通過增加空間平均的測量次數(shù)(N)可以進(jìn)一步降低擾動(dòng)誤差，提高測量結(jié)果的精準(zhǔn)度。

圖22 Seeb-ALR模型風(fēng)洞測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖23展示了Seeb-ALR模型在FL-60風(fēng)洞和NASA Ames研究中心9 ft×7 ft風(fēng)洞中的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，圖中的L為模型的特征長度，H為模型距離測壓軌的高度。從圖中可以看出，兩座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果波形特征總體一致，Ames 9 ft×7 ft風(fēng)洞試驗(yàn)H/L為1.165，F(xiàn)L-60風(fēng)洞試驗(yàn)H/L為1.145，因此FL-60風(fēng)洞Ma=1.5的試驗(yàn)結(jié)果與Ames 9 ft×7 ft風(fēng)洞Ma=1.6的試驗(yàn)結(jié)果比較接近。

圖23 Seeb-ALR模型FL-60風(fēng)洞測量結(jié)果與NASA Ames 9 ft×7 ft風(fēng)洞測量結(jié)果對(duì)比

2.2 帶噴流的旋成體模型驗(yàn)證

如圖24所示，本項(xiàng)研究自行設(shè)計(jì)了帶噴流的旋成體模型，由前錐、中段、噴管以及通氣支臂四部分組成，其中通氣支臂與模型中段一體化設(shè)計(jì)，通過支臂內(nèi)部的氣流通道提供高壓氣流。模型等直段直徑為42 mm，總長為531.6 mm，噴管設(shè)計(jì)出口Ma=2.024，設(shè)計(jì)壓比為8.12，噴管尾部帶有5°船尾角，模型距離測壓軌的高度H=157 mm。風(fēng)洞試驗(yàn)中帶噴流的旋成體模型的實(shí)物照片如圖25所示。

圖24 帶噴流的旋成體模型幾何設(shè)計(jì)

圖25 FL-60風(fēng)洞中帶噴流的旋成體模型實(shí)物照片

圖26展示了噴流模型在馬赫數(shù)2.0、不同落壓比(NPR)條件下采用空間平均技術(shù)之后的測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，空間平均的測量次數(shù)N為13次，每個(gè)模型測量位置間隔16 mm。從圖中可以看出，相比于低聲爆的Seeb-ALR模型，本項(xiàng)研究設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型近場壓力信號(hào)更強(qiáng)，試驗(yàn)測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果(自由流計(jì)算)一致性更好，進(jìn)一步驗(yàn)證了聲爆試驗(yàn)測量系統(tǒng)的可靠性。

3 結(jié) 論

本文針對(duì)超聲速風(fēng)洞聲爆試驗(yàn)，設(shè)計(jì)了一套適用于暫沖式風(fēng)洞的聲爆近場空間壓力測量系統(tǒng)。通過CFD評(píng)估以及Seeb-ALR模型和噴流模型的驗(yàn)證性試驗(yàn)表明，所發(fā)展的聲爆近場空間壓力測量技術(shù)是合理可行的，主要體現(xiàn)在以下幾點(diǎn)：

1) 根據(jù)下吹式暫沖型超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間短、耗氣量大等特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了無反射測壓軌，可在一次車中獲得空間一條線上的完整壓力分布，顯著提高了聲爆試驗(yàn)近場空間壓力的測量效率。

2) 為了驗(yàn)證無反射測壓軌設(shè)計(jì)方案的可靠性，通過CFD對(duì)其流動(dòng)特性進(jìn)行了評(píng)估，計(jì)算結(jié)果表明，為了避免模型信號(hào)受到測壓軌前緣激波及模型激波洞壁反射的影響，應(yīng)該通過控制軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)使模型信號(hào)位于測壓軌的中部位置。

3) 采用Seeb-ALR低聲爆標(biāo)模和自行設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型進(jìn)行了驗(yàn)證性試驗(yàn)，風(fēng)洞測量結(jié)果與自由流CFD計(jì)算結(jié)果一致性較好，試驗(yàn)結(jié)果也表明，通過空間平均技術(shù)能夠顯著降低風(fēng)洞背景流場非均勻擾動(dòng)帶來的測量誤差，大幅提高模型近場壓力信號(hào)的測量精度。

同時(shí)通過低聲爆模型的驗(yàn)證性試驗(yàn)可以看出，聲爆近場空間壓力精確測量仍然面臨較大挑戰(zhàn)，試驗(yàn)測量精度有待進(jìn)一步提高。在聲爆近場空間壓力測量試驗(yàn)中主要有以下幾點(diǎn)需要注意：

圖26 旋成體噴流模型的風(fēng)洞測量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比

1) 根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段的尺寸以及試驗(yàn)馬赫數(shù)，統(tǒng)籌考慮合理的模型尺度、測壓軌的高度和長度、模型與測壓軌的距離等重要參數(shù)。

2) 在確保模型波系空間充分發(fā)展的前提下，模型尺寸盡量大一些，以提高測量信號(hào)的信噪比。

3) 測壓軌等空間壓力測量裝置設(shè)計(jì)需要借助CFD手段進(jìn)行充分評(píng)估，確保實(shí)現(xiàn)對(duì)模型信號(hào)無反射。

4) 模型信號(hào)在測壓軌上的測量位置應(yīng)避開測壓軌前緣激波以及洞壁反射激波的影響區(qū)域。

5) 低聲爆模型空間壓力信號(hào)很弱，試驗(yàn)采用的壓力測量傳感器應(yīng)該具有足夠高的精準(zhǔn)度和分辨率。