大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總體方案與關(guān)鍵技術(shù)研究

陳振華，劉宗政，陳吉明，郭守春，閆喜強，裴海濤

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所，綿陽 621000

0 引 言

大型風(fēng)洞是提高國家競爭力、增強國防實力的戰(zhàn)略資源，是服務(wù)于經(jīng)濟建設(shè)和國防建設(shè)的重大軍民共用設(shè)施。20世紀(jì)50年代，歐美陸續(xù)建設(shè)了4座5 m量級大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞和1座直徑8 m的高亞聲速風(fēng)洞，為民用和軍用飛機研制奠定了堅實的空氣動力試驗設(shè)備基礎(chǔ)。我國風(fēng)洞設(shè)備是依據(jù)錢學(xué)森等老一輩空氣動力學(xué)家的規(guī)劃，于20世紀(jì)60年代開始建設(shè)，目前已形成一定規(guī)模，為我國國民經(jīng)濟和國防建設(shè)做出了重大貢獻。

目前，飛行器的發(fā)展具有大型化、高速化、智能化、低能耗、靜音及新型布局等特點，所面臨的跨聲速氣動問題、大型化后愈發(fā)嚴(yán)重的氣動彈性問題、翼身融合體布局帶來的飛行器與發(fā)動機一體化技術(shù)問題等都需要開展更加深入細致的研究。建設(shè)5 m量級大型跨聲速風(fēng)洞并開展相應(yīng)的地面模擬試驗是必要且有效的手段。

針對大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，我們開展了相關(guān)的論證和關(guān)鍵技術(shù)研究，本文將簡要介紹這些工作。

1 風(fēng)洞總體方案

跨聲速風(fēng)洞一般分為暫沖式風(fēng)洞和連續(xù)式風(fēng)洞。暫沖式風(fēng)洞一般采用中壓或高壓氣源作為動力驅(qū)動風(fēng)洞運行，系統(tǒng)簡單，建設(shè)成本低，但運行時間短、成本高，動態(tài)流場品質(zhì)難以保證；連續(xù)式風(fēng)洞則采用壓縮機驅(qū)動，系統(tǒng)復(fù)雜，建設(shè)成本高，但風(fēng)洞運行效率高、成本低，動態(tài)流場品質(zhì)好。對于5 m量級的跨聲速風(fēng)洞，采用壓縮機驅(qū)動的連續(xù)式方案是合理可行的。

風(fēng)洞尺寸的確定，主要取決于型號試驗的需要。根據(jù)國內(nèi)外風(fēng)洞試驗經(jīng)驗，為實現(xiàn)大型飛行器氣動外形精確模擬，且洞壁干擾不影響試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量，風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ涂s比不能小于1∶20，堵塞度不能大于1%，翼展不能超過試驗段寬度的65%～70%；同時，由于氣動彈性事故往往出現(xiàn)于跨聲速范圍，必須開展全機模型試驗，以精確模擬結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性。因此，為滿足翼展60 m左右飛機的精確氣動力試驗要求，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)相似模擬，解決大型飛機全機氣動彈性預(yù)測與設(shè)計考核問題，風(fēng)洞試驗段尺寸需在4.5～5.0 m左右。

跨聲速風(fēng)洞風(fēng)速范圍一般需覆蓋低速、亞聲速和跨聲速范圍，同時還需實現(xiàn)與超聲速的銜接，超聲速風(fēng)洞速度下限一般為Ma=1.5，因此大型跨聲速風(fēng)洞的速度范圍應(yīng)確定為Ma=0.2～1.6，美國AEDC的16T風(fēng)洞的馬赫數(shù)范圍也是0.2～1.6。

對于風(fēng)洞的總壓范圍，需考慮不同飛行模擬高度對應(yīng)的不同氣流壓力、降低氣彈試驗時的來流總壓等，以此確定總壓下限。目前，大型運載火箭、深空探測器和高高空無人機試驗需要滿足20 km高度的要求，總壓需低至5 kPa。雖然總壓越高，雷諾數(shù)也越高，但會導(dǎo)致試驗?zāi)Ｐ妥冃卧龃螅L(fēng)洞運行功率也成比例增大，因此，將風(fēng)洞總壓限制于250 kPa以下、壓縮機功率限制于250 MW以下較為可行。

當(dāng)前，飛行器性能要求越來越高，飛行器試驗研究日趨精細，對風(fēng)洞流場品質(zhì)特別是動態(tài)品質(zhì)的要求也越來越高。主要指標(biāo)如下：

1）試驗段模型區(qū)馬赫數(shù)分布均方根偏差：≤0.001～0.002（Ma≤1.0）；

2）試驗段模型區(qū)流向角：≤0.1°；

3）試驗段氣流脈動壓力系數(shù)：≤0.7%；

4）試驗馬赫數(shù)控制精度：≤0.001；

5）模型區(qū)截面氣流溫度均勻性：≤1.0 K。

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞投資巨大，一座風(fēng)洞需具備盡量多的試驗功能，主要包括：大尺度模型的精確氣動力試驗；氣動彈性試驗（抖振、顫振、靜氣動彈性等）；機體/推進一體化試驗；CTS試驗、大迎角試驗、動態(tài)特性試驗等。

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總體方案為：采用軸流壓縮機驅(qū)動的閉口回流式布局；配置駐室抽氣系統(tǒng)（或輔壓縮機系統(tǒng)）實現(xiàn)風(fēng)洞的跨聲速運行；配置增壓配氣和抽真空系統(tǒng)實現(xiàn)風(fēng)洞總壓控制；配置循環(huán)水冷卻系統(tǒng)實現(xiàn)風(fēng)洞總溫控制；配置干燥系統(tǒng)實現(xiàn)風(fēng)洞氣流露點控制；配置多個試驗段（開槽壁試驗段和開孔壁試驗段）、支架段和多種配套試驗裝置滿足不同的試驗需求。風(fēng)洞氣動總體布局如圖1所示。

圖1 大型連續(xù)式跨超聲速風(fēng)洞氣動總體布局示意圖Fig.1 Overall aerodynamic layout of large continuous transonic wind tunnel

2 風(fēng)洞主要特點

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的技術(shù)特點可以歸納為：指標(biāo)要求高，系統(tǒng)規(guī)模大，運行功能多。

2.1 風(fēng)洞指標(biāo)要求高

風(fēng)洞指標(biāo)要求高體現(xiàn)在兩個方面：一是風(fēng)洞運行指標(biāo)范圍寬，二是動態(tài)指標(biāo)要求高。風(fēng)洞流場品質(zhì)要求與國內(nèi)外風(fēng)洞的對比如表1所示。表中，為軸向馬赫數(shù)分布均方根偏差，ΔMa為實際馬赫數(shù)與平均馬赫數(shù)之差，ΔC為脈動壓力系數(shù)（即脈動壓力與動壓的比值），ΔT為同一截面上各點測量溫度與平均溫度的差值。大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞試驗段尺寸、試驗馬赫數(shù)范圍、增壓和降速壓試驗?zāi)芰Φ确矫婢_到同類風(fēng)洞最高水平；與國內(nèi)外常規(guī)跨聲速風(fēng)洞相比（低溫高雷諾數(shù)風(fēng)洞除外），雷諾數(shù)最高，壓縮機功率最大；流場指標(biāo)與ETW風(fēng)洞相當(dāng)。

表1 大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞和國內(nèi)外風(fēng)洞流場品質(zhì)的比較Table 1 Comparison of flow quality of the large continuous transonic wind tunnels in the world

提高流場品質(zhì)的主要技術(shù)措施有：采用半柔壁噴管、低噪聲跨聲速試驗段、指片嵌入式主流引射調(diào)節(jié)片、三段調(diào)節(jié)片+節(jié)流板式二喉道等新技術(shù)，改善試驗段穩(wěn)態(tài)和動態(tài)性能。

2.2 風(fēng)洞系統(tǒng)規(guī)模大

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞除風(fēng)洞本體結(jié)構(gòu)外，還需要配置主輔壓縮機、增壓配氣、抽真空、循環(huán)冷卻水、干燥等諸多系統(tǒng)。風(fēng)洞主壓縮機功率約240 MW，用于駐室抽氣的輔壓縮機功率約為80 MW；風(fēng)洞洞體回路長軸約200 m，容積在1×10m以上；洞體最大截面換熱器段截面積約600 m。風(fēng)洞系統(tǒng)規(guī)模大、組成復(fù)雜、能耗高。

針對這一特點，需要在降低風(fēng)洞能耗方面采取相應(yīng)的技術(shù)措施，主要包括：

1）配置主、輔壓縮機，降低運行功率：Ma＞1.0時，采用輔壓縮機進行駐室抽氣，與單獨使用主壓縮機相比，風(fēng)洞總運行功率降低。

2）駐室前后設(shè)置隔離門：更換模型或試驗段時，關(guān)閉隔離門，維持風(fēng)洞回路其他部分的增壓、真空的干燥條件。

3）配置獨立干燥系統(tǒng)：與“抽真空＋干燥空氣置換”的方式相比，降低約50%能耗。

4）采用多變量控制技術(shù)，提高試驗效率：風(fēng)洞運行時，速度、總溫、總壓等多參數(shù)耦合，大慣量、高精度控制技術(shù)復(fù)雜，通過細化控制算法設(shè)計，采用智能控制技術(shù)，解決壓力控制的大滯后、總壓與馬赫數(shù)的多變量控制問題，縮短風(fēng)洞運行參數(shù)調(diào)節(jié)時間，降低能耗。

2.3 風(fēng)洞運行功能多

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞至少應(yīng)具備以下能力：飛行器外形精確模擬、氣動彈性評估和機體/推進一體化設(shè)計等試驗?zāi)芰Γ籆TS、大迎角、陣風(fēng)等特種試驗?zāi)芰?；重氣體試驗介質(zhì)運行等試驗擴展能力。

要達到風(fēng)洞多功能試驗要求，必須提高風(fēng)洞運行效率。主要技術(shù)途徑有：

1）配置多個試驗段：配置開槽壁試驗段、孔壁試驗段和特種試驗段，配置多個支架段，以滿足不同試驗需要，模型試驗和模型準(zhǔn)備并行。開槽壁試驗段可進行常規(guī)測力測壓試驗和大迎角試驗；孔壁試驗段可進行常規(guī)測力測壓試驗、進氣道試驗和推力矢量試驗；特種試驗段可進行氣動彈性試驗、CTS及動態(tài)試驗等特種試驗。

2）采用半柔壁噴管：聲速噴管型面可自動鎖緊，超聲速噴管型面在風(fēng)洞運行中可進行調(diào)節(jié)，實現(xiàn)吹風(fēng)中變馬赫數(shù)，提高風(fēng)洞運行效率。

3）優(yōu)化模型和試驗段更換方式：小模型采用自動化運輸安裝車在風(fēng)洞內(nèi)部安裝，提高效率；大模型在試驗大廳安裝；試驗段采用運輸車運輸更換。

3 關(guān)鍵技術(shù)研究

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞研制面臨的關(guān)鍵技術(shù)有很多方面。下面簡要介紹圍繞世界一流流場品質(zhì)實現(xiàn)、大型軸流壓縮機及其驅(qū)動系統(tǒng)研制等方面開展的研究工作。

3.1 世界一流流場品質(zhì)關(guān)鍵技術(shù)研究

3.1.1 提高馬赫數(shù)均勻性和穩(wěn)定性

風(fēng)洞流場均勻性主要受噴管段、試驗段和二喉道段的影響?；谝酝L(fēng)洞設(shè)計經(jīng)驗和研究成果，采用半柔壁噴管、開槽壁試驗段+指片式主流引射縫、三段調(diào)節(jié)片+節(jié)流板式二喉道等風(fēng)洞部段設(shè)計技術(shù)，可以提高流場均勻性；通過開槽壁試驗段不同開槽數(shù)/開槽率、不同槽型、槽深/寬等參數(shù)對比研究，選定合理參數(shù)，可以明顯改善流場均勻性。

軸向馬赫數(shù)分布均方根偏差反映了試驗段流場的均勻性。該值通過安裝于試驗段中心軸線上的軸向靜壓探測管進行測量和計算處理得到，并通過0.6 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞試驗進行驗證（0.6 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞是一座采用干燥空氣作為試驗介質(zhì)的低噪聲變密度連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，試驗段截面尺寸為0.6 m×0.6 m，馬赫數(shù)范圍為0.2～1.6，穩(wěn)定段總壓為（0.05～2.50）×10Pa，總溫為273～323 K）。流場均勻性試驗結(jié)果如圖2所示。開槽壁試驗段流場性能達到了≤0.002（Ma＜1.0）、≤0.008（1.0≤Ma≤1.6）的先進水平。

圖2 試驗段流場均勻性試驗結(jié)果Fig.2 Results of Mach number deviation in test section

通過風(fēng)洞進排氣閥門、噴管型面和壓縮機轉(zhuǎn)速的精確控制，實現(xiàn)風(fēng)洞流場穩(wěn)定性要求。在常壓和增壓狀態(tài)下，風(fēng)洞總壓控制精度均優(yōu)于0.1%、試驗馬赫數(shù)控制精度均優(yōu)于0.001。常壓狀態(tài)下總壓和馬赫數(shù)控制精度如圖3所示。

圖3 常壓狀態(tài)下總壓和馬赫數(shù)控制精度Fig.3 Control accuracy of total pressure and Mach number under atmospheric pressure

3.1.2 降低氣流壓力脈動

風(fēng)洞試驗段動態(tài)流場參數(shù)越來越受到空氣動力學(xué)試驗研究者們的關(guān)注。通常，在不同馬赫數(shù)下，各類脈動對跨聲速風(fēng)洞的貢獻規(guī)律為：當(dāng)Ma≤0.6時，速度脈動（湍流度）是主要的，壓力脈動（噪聲）次之，溫度脈動可忽略；當(dāng)0.6≤Ma≤1.3時，壓力脈動（噪聲）是主要的，速度脈動（湍流度）次之，溫度脈動可忽略；當(dāng)1.3≤Ma≤1.6時，壓力脈動（噪聲）是主要的，速度脈動和溫度脈動可忽略。因此，在亞跨聲速范圍內(nèi)，速度脈動（湍流度）和壓力脈動（噪聲）是跨聲速風(fēng)洞的主要不穩(wěn)定源。

由此可見，噪聲是跨聲速風(fēng)洞主要的動態(tài)指標(biāo)。噪聲研究主要包括噪聲源分析和降噪技術(shù)研究。對0.6 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞進行噪聲源分析測試，對于風(fēng)洞洞體回路各截面噪聲，根據(jù)周向布置的脈動壓力傳感器測得的結(jié)果取算術(shù)平均得到平均聲壓級；對于試驗段噪聲，通過試驗段中心軸線10°錐上布置的脈動壓力傳感器測得聲壓級后，換算得到脈動壓力系數(shù)ΔC。通過采取主動降噪（壓縮機和試驗段優(yōu)化設(shè)計）和被動降噪（在壓縮機整流罩和風(fēng)洞第四拐角段安裝降噪結(jié)構(gòu)）措施，0.6 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞試驗段噪聲明顯降低。測試結(jié)果如圖4所示，試驗段噪聲指標(biāo)ΔC≤0.8%。

圖4 試驗段噪聲測試結(jié)果Fig.4 Results of flow noise in test section

第四拐角段吸聲結(jié)構(gòu)與導(dǎo)流片組合設(shè)計，導(dǎo)流片采用彎板形式，迎氣流端進行弧形整流，尾部楔形整流，導(dǎo)流片內(nèi)部填充吸聲材料，如圖5（a）所示。壓縮機尾罩段降噪設(shè)計如圖5（b）所示，由于當(dāng)?shù)貧饬魉俣容^高，采用組合多層微穿孔板結(jié)構(gòu)，驗證了微穿孔板在高流速條件下的降噪性能。

圖5 風(fēng)洞回路降噪設(shè)計方案示意圖Fig.5 Schematic diagram of noise reduction design scheme for wind tunnel loop

3.1.3 提高溫度均勻性和穩(wěn)定性

對風(fēng)洞換熱器的要求主要是壓力損失小、換熱效率高，溫度均勻性和穩(wěn)定性好。針對不同型式換熱器開展計算及試驗研究，結(jié)果表明：板翅式換熱器迎風(fēng)面積要求更小，在相同迎風(fēng)面積條件下壓力損失較小，同時有利于減小氣流偏角，降低湍流強度；冷卻水管道封頭結(jié)構(gòu)緊湊，堵塞度較??；單元模塊釬焊，結(jié)構(gòu)更為可靠。

對不同參數(shù)條件下板翅式換熱器試驗件的傳熱特性、壓力損失和溫度均勻性開展試驗研究，得到綜合性能較好的換熱器流通類型、流道結(jié)構(gòu)和截面尺寸（圖6）。換熱器水側(cè)和氣側(cè)流道數(shù)之比為1∶2；氣側(cè)為單流程流道（平直型翅片），水側(cè)為雙流程U型流道（平直型翅片）。設(shè)計狀態(tài)下，換熱器壓力損失低于700 Pa，模塊出口ΔT≤1.5 K（要求≤3 K）。

圖6 板翅式熱交換器試驗件基本結(jié)構(gòu)Fig.6 Basic structure of plate-fin heat exchanger test specimen

3.2 大型軸流壓縮機關(guān)鍵技術(shù)研究

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞壓縮機運轉(zhuǎn)范圍寬、效率要求高、喘振裕度要求大，同時，壓縮機驅(qū)動功率高、尺寸大、軸系長。

3.2.1 寬工況和高效率氣動設(shè)計

對比分析了軸流壓縮機動、靜葉調(diào)節(jié)有效性，綜合考慮氣動性能、結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和運轉(zhuǎn)可靠性，建議大型軸流壓縮機采用靜葉可調(diào)的技術(shù)路線。大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞主壓縮機設(shè)計采用三級軸流壓縮機方案，輪轂比約為0.6。為抑制全部馬赫數(shù)工況下動葉通過頻率下的離散噪聲峰值，經(jīng)迭代設(shè)計，取單級動葉數(shù)目為28，單級靜葉數(shù)目為54。

在軸流壓縮機CFD研究中，通過合理設(shè)置邊界條件和網(wǎng)格拓撲等，優(yōu)化完善了CFD計算分析；研制了一臺直徑1.2 m的模型機，進行了性能測試，CFD計算結(jié)果與模型機測試結(jié)果吻合良好，提高了壓縮機氣動設(shè)計的可靠性?；诖隧椦芯窟M行了大型壓縮機氣動設(shè)計，如圖7所示。風(fēng)洞設(shè)計點壓縮機轉(zhuǎn)子段效率為87.78%，考慮非旋轉(zhuǎn)部件損失后，等熵效率為83.38%，常壓最小喘振裕度點為Ma=1.6，流量喘振裕度為11.11%，壓比裕度大于10%。

圖7 主壓縮機運行曲線示意圖Fig.7 The run map of the main axial compressor

3.2.2 壓縮機超長軸系扭振研究

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞主壓縮機驅(qū)動功率巨大，因此將主壓縮機布置于風(fēng)洞第一、二拐角段之間，以兩臺電機從兩端驅(qū)動，可降低單臺電機功率，降低研制難度。在此布局下，主壓縮機（含兩端電機）軸系長近90 m。經(jīng)計算，軸系一階扭振頻率為133 r/min（電機運行頻率17.73 Hz），二階扭振頻率為215 r/min（電機運行頻率28.67 Hz），均處于壓縮機運轉(zhuǎn)頻率范圍內(nèi)。在運行中，軸系存在扭轉(zhuǎn)共振，影響機組安全。

軸系扭振，是一個電氣（變頻器、電機）–機械（軸系）–流體（風(fēng)洞氣流）多場耦合的振動系統(tǒng)，需要進行扭振的系統(tǒng)級機理分析、仿真及驗證。

經(jīng)仿真分析及搭建試驗平臺研究發(fā)現(xiàn)：軸系扭振時，在電氣和機械回路中均產(chǎn)生了扭振頻率的特征量，機械和電氣的振蕩相互促進放大，最終形成穩(wěn)定而持續(xù)的扭振；在變頻器控制算法中加入扭振抑制算法，能夠有效降低變頻器輸出電流中的諧波，降低軸系的扭振幅值；基于兩臺電機、兩套變頻器，采用雙轉(zhuǎn)速閉環(huán)的功率平衡控制（如圖8所示），對軸系扭振有較好的抑制效果。以上研究成果為大型軸流壓縮機軸系扭振抑制提供了有效途徑。

圖8 基于速度環(huán)的負載均衡控制原理Fig.8 Load balancing control principle based on speed loop

4 結(jié) 論

大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞是研究飛行器跨聲速飛行特性和氣動問題的空氣動力學(xué)地面模擬設(shè)備，是提升我國飛行器自主研制能力、增強國防實力的重要戰(zhàn)略資源。大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總體方案充分考慮了風(fēng)洞指標(biāo)要求高、系統(tǒng)規(guī)模大以及運行功能多等特點，既體現(xiàn)了先進性，又具備可行性。通過相關(guān)研究和引導(dǎo)風(fēng)洞驗證，基本解決了風(fēng)洞大部分的關(guān)鍵技術(shù)。隨著國內(nèi)大型軸流壓縮機、大型精密機械加工等相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)升級和產(chǎn)業(yè)發(fā)展，我國一定能夠建成世界一流的大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，在我國航空航天事業(yè)及創(chuàng)新型國家建設(shè)中發(fā)揮不可替代的重要作用。