航空工業(yè)1m量級高超聲速風洞設計與建設進展

高亮杰 ，辛亞楠 ，袁野 ，李強 ，錢戰(zhàn)森 ,

1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院，沈陽 110034

2.高超聲速氣動力/熱技術重點實驗室，沈陽 110034

3.高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

0 引 言

高超聲速飛行器技術在未來航空航天領域將起到至關重要的作用，是國家綜合實力的重要支撐。高超聲速風洞在高超聲速技術研究和飛行器研制中具有重要地位。國外常規(guī)高超聲速風洞主要分布在美國、日本、俄羅斯和歐洲等國家和地區(qū)，其中最具代表性的生產型風洞主要有：美國馮卡門實驗室（AEDC VKF）Tunnel A/B/C連續(xù)式高超聲速風洞和Tunnel 9號風洞，俄羅斯中央流體研究院（TsAGI）T-116高超聲速風洞，日本宇航院（JAXA）0.5 /1.27 m高超聲速風洞以及法國宇航院（ONERA）S4MA高超聲速風洞。

隨著國內高超聲速技術研究對風洞的需求日益迫切，各主要空氣動力學研究機構都發(fā)展了高超聲速地面試驗設施，0.5 m量級以上的大型常規(guī)高超聲速風洞主要有：中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）0.5 m、1.0 m和2.0 m高超聲速風洞，中國航天科技第十一研究院（CAAA）0.5 m、1.2 m高超聲速風洞，以及南京航空航天大學0.5 m高超聲速風洞。表1給出了世界主要1 m量級常規(guī)高超聲速氣動力風洞的性能指標。

表1 世界主要1 m量級常規(guī)高超聲速氣動力風洞Table 1 The 1 m conventional hypersonic aerodynamic wind tunnel in the world

為了滿足未來高馬赫數(shù)飛行器研制對氣動力試驗的需求，中國航空工業(yè)空氣動力研究院（以下簡稱航空工業(yè)氣動院，AVIC ARI）規(guī)劃建設了1.0 m高超聲速氣動力風洞（FL-64），可與現(xiàn)有亞跨超三聲速風洞（FL-60）搭配使用，形成涵蓋馬赫數(shù)0.3～8.0的寬速域范圍的氣動力試驗能力。該風洞于2019年底開工建設，2020年底完成洞體施工，現(xiàn)已完成馬赫數(shù)4.0、5.0、6.0流場校測與標模試驗，已具備常規(guī)氣動力試驗能力。

1 FL-64風洞總體方案及技術指標

FL-64風洞是一座暫沖自由射流式高超聲速風洞，工作介質為純凈無污染空氣，采用吹引/吹吸組合運行模式。風洞主體結構包括：進氣管路及調壓系統(tǒng)、加熱器、高溫高壓截止閥、穩(wěn)定段、噴管、試驗段、兩級引射系統(tǒng)、亞擴段及消聲塔。為滿足低動壓試驗需求，節(jié)約建設成本，同步建有由換熱系統(tǒng)、真空截止閥以及真空球罐構成的真空支路。風洞總體布局輪廓如圖1所示。

圖1 FL-64風洞總體布局輪廓圖Fig.1 General layout of FL-64 wind tunnel

考慮到與FL-60風洞（馬赫數(shù)范圍0.3～4.2）的銜接，F(xiàn)L-64風洞運行馬赫數(shù)下限為4.0、上限為8.0，目前共設置5副噴管，分別對應馬赫數(shù)4.0、5.0、6.0、7.0、8.0。風洞配備統(tǒng)一的高壓氣源系統(tǒng)同時給主路和引射管路供氣，氣源容積為200 m，最高運行壓力為20 MPa。加熱系統(tǒng)采用電蓄熱形式，在蓄熱模塊內安裝電阻管作為發(fā)熱源。加熱器下游設置高溫高壓截止閥，用于消除蓄熱過程中對下游部段的輻射影響。風洞設置了兩級引射系統(tǒng)，低馬赫數(shù)運行工況下可僅使用單級引射系統(tǒng)工作。同時，試驗段下游引射支路可切換成真空支路，配有容積為10 000 m的真空罐，極限真空度為100 Pa。風洞的具體包線范圍如圖2所示，其主要性能參數(shù)如下：

圖2 FL-64風洞模擬能力Fig.2 FL-64 wind tunnel simulation capability

1）噴管直徑：1.0 m；

2）模擬馬赫數(shù)：4.0、5.0、6.0、7.0、8.0；

3）模擬高度：20～30 km；

4）單位雷諾數(shù)范圍：3.3×10～4.6×10m；

5）總溫范圍：300～900 K；

6）總壓范圍：0.1～8.0 MPa。

2 風洞關鍵部段設計與試驗能力

FL-64風洞跨多個馬赫數(shù)范圍，給風洞總體設計帶來了很大的難度。為了滿足寬包線的試驗需求，在借鑒國內外相似設備設計的基礎上，本文對風洞部分關鍵部段進行了獨特設計。

2.1 寬范圍兩級調壓系統(tǒng)

FL-64風洞要求：穩(wěn)定段壓力調節(jié)范圍 0.1～8.0 MPa，工作范圍寬；全工況下穩(wěn)定段總壓波動不高于0.5%，壓力調節(jié)精度高。因此，風洞壓力調節(jié)采用兩級調壓方式，根據(jù)實際使用需求可采用一級調壓閥粗調、二級調壓閥精確壓力調節(jié)，也可采用一級精確壓力調節(jié)、二級定開度的工作模式。通過兩級調節(jié)實現(xiàn)不同工況調節(jié)模式的組合和調壓精度控制的疊加，有利于實現(xiàn)大范圍高精度的壓力調節(jié)。兩級調壓系統(tǒng)閥門口徑分別為 DN250和DN400，均采用環(huán)縫式軸流調壓閥，其優(yōu)點是在主要工作狀態(tài)下可以獲得線性或接近線性調節(jié)特性，氣流對稱性好，調節(jié)范圍寬。圖3給出了兩級調壓系統(tǒng)中二級閥的特性曲線，其中，/為閥前后的總壓比，F(xiàn)為閥門開度相對值，Q為閥后的流量系數(shù)，Q為閥門喉道處的流量系數(shù)（聲速時值取1.000）。在試驗調試中，可根據(jù)不同的流量函數(shù)和降壓比確定相應的閥門開度。

圖3 兩級調壓系統(tǒng)二級閥的特性曲線Fig.3 Characteristic curve of secondary pressure regulating valves

2.2 大容積寬流量蓄熱式加熱器

高超聲速風洞常用的加熱方式包括直接電加熱、燃燒加熱和蓄熱式等，F(xiàn)L-64風洞加熱系統(tǒng)采用電蓄熱式，可保證試驗氣體潔凈無污染，能夠滿足最大流量180 kg/s、最高溫度900 K的大流量、高溫升加熱需求，滿足馬赫數(shù)8.0以內的常規(guī)氣動力試驗，也可實現(xiàn)馬赫數(shù)4.0的總溫復現(xiàn)試驗。加熱器加熱過程中最大功率可達2.0 MW，全工況范圍內首次預熱不超過6小時，兩次使用間隔補熱時間不超過1.5小時。FL-64風洞電蓄熱式加熱器如圖4所示，該系統(tǒng)主要特點有：

圖4 蓄熱式加熱器示意圖Fig.4 Structural diagram of storage-type heater

1）為了解決大流量高溫升帶來的挑戰(zhàn)，加熱器進口采用獨特的擴散錐結構，可減小大流量沖擊載荷，同時也可起到均流的作用；加熱器采用蜂窩式蓄熱體模塊，模塊中均勻分布近萬個換熱孔，增大了換熱面積，提高了換熱效率；采用高溫合金作為蓄熱體，以獲得900 K以上的蓄熱加熱能力。

2）高溫高壓環(huán)境下的保溫隔熱設計。加熱器容器蓄熱段采用三層復合結構，內層隔熱、外層承壓，實現(xiàn)耐溫和承壓的解耦設計；采用低導熱支撐結構，降低蓄熱體到外殼體的傳熱；采用外部水冷卻的方式對承壓容器殼體進行降溫，保證外殼體溫度不高于333 K。

3）高精度溫度控制。電加熱器中所有蓄熱模塊分為8個獨立控制的加熱單元，能夠實現(xiàn)對加熱器蓄熱溫度徑向的分層控制和軸向的分段控制。

2.3 短化噴管設計

傳統(tǒng)超聲速/高超聲速固塊噴管型面設計從喉道開始先后經歷初始膨脹區(qū)、二次膨脹區(qū)、徑向流區(qū)、消波區(qū)和第一菱形區(qū)達到設計馬赫數(shù)，根據(jù)馬赫數(shù)的不同，噴管長度約為出口高度的6～10倍。短化噴管設計技術可以在保證流場品質的前提下，使噴管長度縮短，減輕固塊噴管重量、節(jié)省空間、降低設備成本。

為了滿足大跨度范圍內的噴管設計要求，權衡多種因素，F(xiàn)L-64風洞噴管設計總長度選定為6 m。在具體設計方法上，沿承了Sivells方法中通過設置軸向馬赫數(shù)分布計算壁面型線的思想，舍棄傳統(tǒng)泉流區(qū)假設，構造軸向馬赫數(shù)分布，結合跨聲速理論，得到一種實用的噴管長度可控的設計方法。通過在軸線上設置連續(xù)性和光滑性都符合要求的馬赫數(shù)分布，噴管最終型線完全由分布函數(shù)決定。為了克服傳統(tǒng)理論方法和經驗公式精度低的缺點，在無黏型面的基礎上，采用直接數(shù)值模擬求解可壓縮邊界層方程，獲得邊界層厚度的增長量。通過上述原理，本文設計了不同馬赫數(shù)下的噴管型面，圖5給出了數(shù)值模擬計算得到Ma=6.0的噴管對稱面馬赫數(shù)等值線圖和出口馬赫數(shù)分布曲線，其中y表示距噴管中心軸線的法向高度。

圖5 Ma=6.0噴管數(shù)值結果Fig.5 Ma=6.0 nozzle numerical results

2.4 兩級引射和真空系統(tǒng)的綜合應用

常規(guī)高超聲速風洞排氣系統(tǒng)主要有引射排氣和真空排氣兩種方式，引射排氣運行效率高，但低真空度下能耗較大；真空排氣能夠實現(xiàn)較低的真空度，但一般需要配置龐大容積的真空球罐作為負壓源，單次投入較大。FL-64風洞從實際基礎條件和使用需求出發(fā)設計了兩級引射系統(tǒng)和總容積10 000 m的真空系統(tǒng)，使風洞兼具吹引和吹吸兩種運行模式。在具體使用中，引射系統(tǒng)主要用于高動壓運行工況，真空系統(tǒng)用于低動壓運行工況，二者協(xié)調搭配以獲得寬范圍的風洞運行包線、最經濟的運行方式和較低的建設成本。

FL-64風洞引射器為兩級多噴嘴引射器。多級引射器設計與單級引射器的最大區(qū)別就是需要根據(jù)串聯(lián)工作的引射器級數(shù)確定各級之間的引射器工作參數(shù)并進行匹配。多級引射器串聯(lián)的級數(shù)越多，對提高增壓比越有利，但級數(shù)過多對匹配設計、工程調試以及多級引射器系統(tǒng)的建設等帶來很大的挑戰(zhàn)。圖6給出了兩級引射器匹配工作條件下，Ma=6.0引射器對稱面壓力和馬赫數(shù)云圖，x方向為流向，以噴管出口下游為正、噴管出口截面中心點為原點。

圖6 Ma=6.0引射器對稱面壓力和馬赫數(shù)云圖Fig.6 Ma=6.0 Pressure and Mach number contour of ejector symmetry plane

2.5 特種試驗系統(tǒng)

FL-64風洞是面向高超聲速飛行器研制的大型航空試驗設備，規(guī)劃了常規(guī)氣動力測量、進/排氣試驗、軌跡捕獲試驗（CTS）、氣動熱試驗、低動壓試驗系統(tǒng)等8項主要試驗系統(tǒng)，能夠滿足高超聲速型號研制氣動力/熱、進/排氣、機體/推進一體化、武器投放和級間分離等風洞試驗需求。主要特色如下：

1）CTS試驗系統(tǒng)：主要由6自由度的上彎刀機構和5自由度的下彎刀機構組成，位移定位誤差不高于0.1 mm、角度定位精度小于±3，能滿足武器投放、級間分離等多體運動干擾軌跡模擬試驗需求。因上、下彎刀系統(tǒng)可獨立運動，對于兩級飛行器質量相當?shù)募夐g分離試驗可同時模擬兩級各自的軌跡。

2）快速插入機構：可在0.2 s內進插入風洞試驗區(qū)開展氣動熱試驗測試，機構可承受最大負載40 kg，對在暫沖式風洞中開展氣動熱試驗具有獨特優(yōu)勢。

3）低動壓試驗系統(tǒng)：采用的真空球系統(tǒng)具備最低100 Pa的真空抽吸能力，可實現(xiàn)6～40 KPa大范圍內動壓環(huán)境模擬。

4）Ma=4.0總焓模擬試驗：FL-64風洞最高總溫900 K，能夠復現(xiàn)Ma=4.0總焓，試驗氣體為潔凈空氣，適合開展沖壓及其組合動力發(fā)動機點火和穩(wěn)定工作性能考核，同時也可開展力/熱/聲/振多物理場耦合的綜合環(huán)境模擬測試。

3 流場校測和標模試驗

高超聲速風洞噴管出口第一菱形區(qū)內的流場（包括速度場、溫度場和方向場等）均勻性是衡量風洞性能的主要指標。FL-64風洞調試過程中利用一字總壓耙對噴管出口速度場進行校測，獲得了噴管第一菱形區(qū)內各個截面的馬赫數(shù)分布，標定了噴管的實際馬赫數(shù)和流場均勻區(qū)范圍，并計算獲得了各截面均勻區(qū)的平均馬赫數(shù)、截面馬赫數(shù)最大偏差以及標準差。采用AGARD-B 模型進行標模試驗以綜合評價風洞的性能、流場品質，并對風洞自身數(shù)據(jù)重復性、與國外風洞的測力試驗結果以及CFD計算結果進行了對比分析。

FL-64風洞現(xiàn)已完成Ma=4.0、5.0、6.0的流場校測和標模試驗，2021年底前將完成全部馬赫數(shù)的調試工作。本節(jié)重點對Ma=5.0的校測和試驗結果進行介紹。

3.1 流場校測設備與數(shù)據(jù)處理方法

采用一字總壓耙對噴管自由射流各截面馬赫數(shù)分布進行測量。一字耙安裝在風洞彎刀機構上，試驗過程中彎刀可沿風洞軸線移動，移動范圍為距噴管出口 0～1 200 mm。一字耙上共設置 57 個總壓測點，有效測量范圍840 mm。校測試驗中水平和豎直方向分別安裝一字耙以完成各截面的測量，如圖7所示。

圖7 一字總壓耙風洞安裝圖Fig.7 Schematic diagram of total pressure probe structure

根據(jù)正激波前后馬赫數(shù)關系式進行校測數(shù)據(jù)處理，假定流動在噴管中壓力損失很小，以穩(wěn)定段總壓代替波前總壓，以一字耙各測點獲得的總壓為波后總壓，迭代計算得到流場均勻區(qū)馬赫數(shù)。

3.2 流場校測結果

表2 FL-64風洞Ma=5.0流場校測結果Table 2 Flow field calibration results of Ma=5.0

圖8給出了Ma=5.0，x=50、630 mm，一字總壓耙水平和豎直安裝時，獲得的流場馬赫數(shù)分布的比較。從圖中可以看到，流場均勻區(qū)同一截面水平和豎直方向上馬赫數(shù)分布曲線基本重合，說明兩個方向上流場均勻性良好；在遠離噴管出口的截面，部分測點位于均勻區(qū)之外（圖8（b）），馬赫數(shù)受射流邊界外膨脹波影響較均勻區(qū)偏高。

圖8 Ma=5.0噴管出口不同截面馬赫數(shù)分布Fig.8 Mach number distribution of different sections at Ma=5.0 nozzle outlet

表3 FL-64風洞Ma=6.0流場校測結果Table 3 Flow field calibration results of Ma=6.0

根據(jù)上述幾個截面均勻區(qū)邊界寬度可勾勒出噴管出口試驗區(qū)范圍，如圖9所示。由此可以推算風洞在Ma=5.0運行時噴管出口邊界層厚度約為42 mm，噴管出口截面最大有效試驗均勻區(qū)直徑約為916 mm，軸向長度約為2 267 mm。

圖9 Ma=5.0噴管出口均勻區(qū)范圍Fig.9 Ma=5.0 nozzle outlet uniform area

3.3 標模測力結果

標模試驗是檢驗一座新風洞必不可少的關鍵步驟，以標模試驗結果與已有風洞數(shù)據(jù)或CFD數(shù)據(jù)的對比檢驗風洞試驗數(shù)據(jù)的準確性，以多次標模測力試驗結果的標準差檢驗風洞數(shù)據(jù)的自洽性和流場穩(wěn)定性。風洞試驗的標模一般選擇結構相對簡單的典型布局形式，常規(guī)高超聲速風洞常用的標模主要有AGARD B、AGARD HB-1和AGARD HB-2等典型構型。

AGARD B模型（圖10）在試驗過程中的典型流場結構如圖11所示。本文重點給出模型Ma=5.0測力試驗結果。標模試驗工況：總壓1.8 MPa，總溫420 K，實際馬赫數(shù)采用校測結果，噴管出口均勻區(qū)馬赫數(shù)5.050，試驗單位長度雷諾數(shù)3.04×10m。試驗中風洞流場建立后彎刀機構攜帶模型快速插入試驗區(qū)，以降低風洞起動載荷的沖擊，每次試驗測試迎角取8個角度（–4°、–2°、0°、2°、4°、6°、8°和10°），采用六分量桿式天平測量模型氣動力，開展多次試驗以驗證風洞試驗數(shù)據(jù)重復性，將試驗結果與公開數(shù)據(jù)及計算數(shù)據(jù)進行了對比。

圖10 AGARD B 模型Fig.10 AGARD B model

圖11 Ma=6.0試驗紋影圖Fig.11 Ma=6.0 test schlieren diagram

圖12給出了其中兩車試驗數(shù)據(jù)重復性的比較，圖中升力系數(shù)C、 俯仰力矩系數(shù)C和阻力系數(shù)C在–4°～10°迎角下試驗數(shù)據(jù)吻合度較高，這表明風洞試驗數(shù)據(jù)重復性滿足測力試驗要求。

圖12 標模重復性試驗數(shù)據(jù)對比曲線Fig.12 Comparison curve of repeatability test data

圖13給出了FL-64風洞試驗數(shù)據(jù)與日本JAXA0.5 m高超聲速風洞試驗結果及CFD計算結果的比較，結果顯示FL-64風洞標模試驗結果與公開試驗數(shù)據(jù)及CFD計算數(shù)據(jù)吻合度較好，且FL-64風洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算結果吻合度更優(yōu)，證明FL-64風洞試驗數(shù)據(jù)較為準確可靠。

圖13 標模試驗數(shù)據(jù)準確度對比驗證曲線Fig.13 Comparison and verification curve of accuracy of test data

4 結論與展望

FL-64風洞是航空工業(yè)自主設計的大型常規(guī)高超聲速風洞，與FL-60風洞可形成高低馬赫數(shù)搭配，涵蓋了高超聲速飛行器在寬速域范圍的試驗需求，形成對AEDC VKF Tunnel A/B的包線覆蓋，一定程度上覆蓋AEDC VKF Tunnel C的低馬赫數(shù)包線，特別是Ma=4.0的全焓模擬能力可與真實飛行條件匹配，是國際上同類設備中尺寸最大的，為開展力/熱/聲/振多場耦合及動力系統(tǒng)試驗提供了獨特條件。

FL-64風洞已完成Ma=4.0、5.0和6.0的流場校測與標模試驗，預計2021年底前完成Ma=7.0、8.0常規(guī)狀態(tài)、Ma=4.0高焓狀態(tài)調試工作以及捕獲軌跡等特種試驗能力建設。