大型高超聲速風(fēng)洞真空模式調(diào)試及流場性能校測

馬利川，石運軍，黃炳修，孫勇堂，晏碩

中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074

0 引 言

大型常規(guī)高超聲速風(fēng)洞是高超聲速空氣動力學(xué)及飛行器研究與發(fā)展的重要地面試驗設(shè)備。20世紀(jì)50年代以來，美國、俄羅斯、法國、日本等發(fā)達國家相繼建立了1 m量級以上的大型高超聲速常規(guī)風(fēng)洞設(shè)備，在其航空航天發(fā)展及軍事武器研制等方面發(fā)揮了重要作用，如美國AEDC VKF-C風(fēng)洞、俄羅斯Y306-3/T116、法國莫當(dāng)S4MA、日本JAXA1.27 m高超聲速風(fēng)洞等。2004年迄今，我國也已建成多座大型常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，主要分布在中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）、中國航天空氣動力技術(shù)研究院（CAAA）等。未來先進航空航天飛行器發(fā)展迅速，飛行高度越來越高，飛行空域范圍不斷擴展，而30 km以上高空大氣稀薄，飛行雷諾數(shù)急劇降低，嚴(yán)重影響飛行器的飛行性能；同時，復(fù)雜氣動外形也帶來了更多的高超聲速復(fù)雜流動問題。這就亟需對高空低雷諾數(shù)高超聲速氣動問題及流動機理進行研究，對高超聲速氣動地面試驗條件提出了新的能力要求。

針對未來飛行器風(fēng)洞地面高空模擬條件試驗以及關(guān)鍵復(fù)雜氣動問題研究的需要，為實現(xiàn)高空低雷諾數(shù)高超聲速氣動試驗?zāi)M環(huán)境，中國航天空氣動力技術(shù)研究院對新建的1.2 m高超聲速風(fēng)洞低線進行了設(shè)備擴充改造與能力提升。風(fēng)洞能力提升改造完成后，對風(fēng)洞壓力真空模式的各個系統(tǒng)進行了系統(tǒng)調(diào)試，綜合測試各工況條件下風(fēng)洞分系統(tǒng)的工作性能及運行情況，測量風(fēng)洞各運行狀態(tài)下的總溫、總壓、試驗時間等參數(shù)是否達到指標(biāo)要求，并對高空模擬條件下高超聲速噴管進行了流場校測。

1 風(fēng)洞能力提升途徑及內(nèi)容

1.2 m高超聲速風(fēng)洞是一座暫沖式自由射流高超聲速風(fēng)洞。根據(jù)高超聲速范圍內(nèi)防止空氣冷凝所需加熱溫度不同，綜合考慮加熱器工藝方案、風(fēng)洞運行效率等因素，1.2 m高超聲速風(fēng)洞采用雙線布置的工藝布局，分為低線（Ma=5～8）與高線（Ma=10）。風(fēng)洞低線建設(shè)前期采用壓力引射運行模式，主要由高壓氣源系統(tǒng)、中壓氣源系統(tǒng)、高壓進氣調(diào)壓系統(tǒng)、加熱器系統(tǒng)、前室、噴管、試驗段、超擴段、引射器系統(tǒng)、亞擴段、排氣消聲系統(tǒng)等組成。低線一期設(shè)置4副噴管，馬赫數(shù)分別為5、6、7、8。加熱器系統(tǒng)采用6臺金屬板片蓄熱式加熱器組合運行。抽吸系統(tǒng)采用三級多噴管中心引射器串聯(lián)，為風(fēng)洞提供運行壓比，引射介質(zhì)為中壓壓縮空氣。

風(fēng)洞試驗中，為滿足雷諾數(shù)及馬赫數(shù)相似準(zhǔn)則要求，當(dāng)飛行模擬高度超過40 km，特別是超過50 km時，風(fēng)洞抽吸系統(tǒng)的真空抽吸壓力需達到800～100 Pa。而常規(guī)空氣引射器單級增壓比一般不大于5，經(jīng)前期風(fēng)洞試驗運行測試，發(fā)現(xiàn)三級多噴管中心引射器串聯(lián)后，在無主氣流時最小抽吸壓力僅可達到660 Pa左右，最大總增壓比約為150，因此常規(guī)三級引射器系統(tǒng)已不能完全滿足更高飛行高度試驗要求。為提高飛行高度模擬能力，對1.2 m高超聲速風(fēng)洞低線支路進行了提升改造設(shè)計。主要思路是在風(fēng)洞低線原壓力引射運行支路基礎(chǔ)上新增專門的真空運行支路，接入點位于超擴段與三級引射器系統(tǒng)之間，在該處設(shè)置專用轉(zhuǎn)換段。此前的超擴段設(shè)備（包括加熱器、高溫高壓熱管道、高溫高壓截止閥、前室、噴管、試驗段和超擴段等）為風(fēng)洞兩種運行模式（壓力真空運行模式、壓力引射運行模式）共用。

風(fēng)洞能力提升改造的關(guān)鍵途徑和內(nèi)容包括：

1）在引射支路第一級引射器入口和新增專用轉(zhuǎn)換段入口分別設(shè)置真空隔斷閥，用于壓力引射模式支路和壓力真空模式支路轉(zhuǎn)換。真空隔斷閥采用電動插板閥形式，真空閥門由閥板、框架、閥體、閥板驅(qū)動裝置、底座等組成，閥門厚度800 mm，閥門泄露率不大于10Pa·L/s，閥門開閉時間不大于45 s。

2）兩種運行模式下的風(fēng)洞運行壓力不同。為保證真空運行模式下洞體結(jié)構(gòu)密封與真空壓力維持，需對風(fēng)洞共用部件進行相應(yīng)真空運行條件下的密封處理及結(jié)構(gòu)設(shè)計改造。

3）模擬高度增大后，氣體密度與飛行動壓急劇變小，使得風(fēng)洞氣流總壓大大降低，氣流總壓模擬范圍為1.2～0.005 MPa，氣流流量最小僅為0.51 kg/s。為滿足風(fēng)洞能力提升改造后不同工況下的小流量與超低真空總壓的調(diào)節(jié)要求，設(shè)計專用中壓進氣調(diào)壓系統(tǒng)，通過中壓進氣旁通閥耦合高精度小流量調(diào)壓閥，建立高超聲速風(fēng)洞超低進氣總壓調(diào)節(jié)方法，實現(xiàn)單級調(diào)壓下的寬范圍、高精度總壓快速調(diào)節(jié)。

4）為滿足風(fēng)洞長時間運行要求，提高真空系統(tǒng)工作效率，為真空支路配置冷卻器系統(tǒng)，降低排氣溫度。冷卻器采用矩形錯流管殼式換熱器型式。

5）配置專用洞體抽真空系統(tǒng)，在風(fēng)洞試驗前將整個洞體抽真空（2 h內(nèi)將洞體壓力抽吸至試驗所需的目標(biāo)真空度），降低洞體和真空球罐的壓差，便于真空閥門快速打開，提高真空球罐使用效率。

經(jīng)能力提升改造設(shè)計后，風(fēng)洞真空支路主要包含以下系統(tǒng)：中壓進氣調(diào)壓系統(tǒng)、加熱器系統(tǒng)（共用）、前室（共用）、噴管（共用）、試驗段（共用）、超擴段（共用）、轉(zhuǎn)換段、真空閥門系統(tǒng)、冷卻器系統(tǒng)、洞體抽真空系統(tǒng)、真空排氣管路系統(tǒng)等。風(fēng)洞低線能力提升總體布局如圖1中虛線部分所示。

圖1 風(fēng)洞低線總體布局示意圖Fig.1 Overall layout of wind tunnel low-line

2 試驗設(shè)備及儀器

2.1 總壓十字排架

總壓十字排架用于在風(fēng)洞高超聲速流場校測時測量試驗段各截面的馬赫數(shù)分布。十字排架截面垂直于風(fēng)洞軸線，安裝于風(fēng)洞低速投放機構(gòu)上。試驗過程中可沿風(fēng)洞軸線移動，移動范圍為：（距噴管出口）0～1 200 mm。十字排架上共設(shè)置47個總壓測點，有效測量范圍為1 020 mm×1 020 mm。測壓探針材料為1Cr18Ni9Ti，測壓管內(nèi)外徑分別為2 mm和3 mm。圖2和圖3分別為總壓十字排架測點分布圖和風(fēng)洞內(nèi)的安裝照片。

圖2 總壓十字排架測點分布示意Fig.2 Distribution of measuring points of total pressure cross rake

圖3 十字排架安裝照片F(xiàn)ig.3 Installation picture of cross rake

2.2 電子壓力掃描閥及紋影系統(tǒng)

采用美國PSI公司的PSI8400多通道電子壓力掃描閥采集測量十字排架測點壓力數(shù)據(jù)，共512個通道。由于氣流總壓較低，為提高波后總壓測量精度，選用的電子掃描閥模塊量程為±5 Psi，單個模塊通道數(shù)為32個，測量精度為±0.05% FS，掃描閥模塊配置數(shù)量為2個。

試驗段艙壁配有直徑800 mm的觀察窗。試驗過程中，以紋影儀透過觀察窗顯示和拍攝校測流場，并對各校測壓力下不同流場截面進行紋影錄像。

2.3 壓力傳感器

在壓力真空運行模式下，風(fēng)洞前室總壓范圍較寬，需涵蓋負(fù)壓9 kPa至正壓1.2 MPa的范圍。為保證全部壓力范圍內(nèi)的前室總壓控制精度均能滿足GJB 4399-2002中“壓力波動不大于0.5%”的要求，前室總壓測量選擇2.5 MPa及0.25 MPa兩種不同量程的壓力傳感器，兩者的測量精度均為±0.04% FS。通過轉(zhuǎn)換三通及總壓測量支路閥門開關(guān)控制，可以實現(xiàn)高低量程測量通道的隨時切換。

3 風(fēng)洞真空模式系統(tǒng)調(diào)試

3.1 靜態(tài)檢查調(diào)試

風(fēng)洞靜態(tài)檢查調(diào)試主要對設(shè)備整體狀態(tài)進行檢查，測試風(fēng)洞閥門系統(tǒng)運動功能與控制信號反饋，檢查風(fēng)洞各段連接是否正確、牢固，所有運動部件的運動是否正常，極限位置是否達到設(shè)計值，重點進行管路系統(tǒng)氣密性試驗，檢查各連接處是否漏氣。之后開展風(fēng)洞開車聯(lián)動靜態(tài)調(diào)試：即在未通氣、加熱器未加熱的情況下，模擬風(fēng)洞通氣開車的全流程。

3.2 真空系統(tǒng)調(diào)試

真空系統(tǒng)負(fù)責(zé)提供風(fēng)洞正常運行所需的低壓條件，主要由真空球罐、真空泵組及洞體抽真空系統(tǒng)組成。

真空球罐包括2個6×10m的真空球罐，總?cè)莘e為1.2×10m，工作介質(zhì)為空氣，工作環(huán)境溫度為－20～50 ℃，真空度設(shè)計要求為1～10 Pa（絕對壓力）。

羅茨真空泵在中真空（100～0.1 Pa）范圍內(nèi)具有抽速大、啟動快、振動小、噪聲低等特點，在風(fēng)洞真空系統(tǒng)中應(yīng)用較為廣泛；但羅茨真空泵無法直接對大氣壓氣體進行抽氣，需配置前級真空泵串聯(lián)使用。通過選型計算，真空泵組選用14套真空泵組并聯(lián)布置組成，單套真空泵組由前級變螺距無油干式螺桿真空泵SDV1500（抽速：1 300 m/h，啟動壓力：大氣壓）、一級羅茨真空泵MB2000（抽速：2 400 m/h，啟動壓力：5 800 Pa）、二級羅茨真空泵MB3600（抽速：5 500 m/h，啟動壓力：3 000 Pa）等組成。

通過真空球罐和真空泵組聯(lián)合抽真空調(diào)試，可在6 h內(nèi)將真空球罐及相應(yīng)真空管路由大氣壓力抽吸至10 Pa以內(nèi)。

洞體抽真空系統(tǒng)真空泵組參數(shù)配置與真空球罐單套真空泵組相同。經(jīng)洞體抽真空系統(tǒng)調(diào)試，發(fā)現(xiàn)并消除了泄漏點，可以在2 h內(nèi)將前室至冷卻器的風(fēng)洞洞體真空度（約400 m）由大氣壓抽吸至10 Pa。

3.3 加熱器系統(tǒng)調(diào)試

加熱器系統(tǒng)采用“6套燃燒器+6套金屬板片蓄熱式加熱器”組合并聯(lián)方案，即：將加熱器系統(tǒng)分為6個相同的子系統(tǒng)，各子系統(tǒng)同步燃燒加熱，組合并聯(lián)后達到總的加熱要求，以防止高超聲速氣流空氣冷凝。6個子系統(tǒng)分別布置、獨立工作，并可任意組合并聯(lián)工作。

每個子系統(tǒng)包括蓄熱金屬板片本體、燃燒室、燃燒空氣系統(tǒng)、燃燒供油系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及測量系統(tǒng)等。每個子系統(tǒng)有效功率為8.5 MW，燃燒室最高工作溫度為1 200 ℃，燃料為3號航空煤油（RP-3）。

圖4給出了馬赫數(shù)5～8、不同氣流總壓p下的風(fēng)洞總溫調(diào)試曲線?？梢钥闯觯猴L(fēng)洞來流總溫穩(wěn)定迅速，當(dāng)馬赫數(shù)較低時，20 s內(nèi)即可穩(wěn)定控制；隨著馬赫數(shù)增大，所需氣流溫度急劇上升，導(dǎo)致達到目標(biāo)溫度的時間逐漸增加；氣流溫度到達目標(biāo)溫度后，曲線平直，波動較小，平均氣流總溫波動ΔT/T均小于1%，最小波動偏差為0.3%。

圖4 不同馬赫數(shù)總溫調(diào)節(jié)曲線Fig.4 Adjustment curve of total temperature of different Mach numbers

3.4 閥門系統(tǒng)調(diào)試

模擬高度提升后，氣體密度變小，試驗主氣流動壓急劇降低，需要大大降低風(fēng)洞來流總壓。例如，當(dāng)試驗馬赫數(shù)為5，根據(jù)氣動計算結(jié)果，模擬高度H＞40 km時，風(fēng)洞氣流總壓需小于0.1 MPa，即負(fù)壓進氣；H=60 km時，氣流總壓需小于0.005 MPa。而原壓力引射模式下風(fēng)洞試驗介質(zhì)為高壓空氣，高壓氣源壓力為22 MPa，經(jīng)兩級調(diào)壓后可提供的氣流總壓最低僅為0.5 MPa，無法滿足壓力真空模式下低真空小流量控制要求。

風(fēng)洞壓力真空模式運行時以中壓空氣作為試驗介質(zhì)，配置了一套專用中壓進氣調(diào)壓系統(tǒng)，采用單級調(diào)壓方案，在總管路上設(shè)置1套高精度小流量調(diào)壓閥，經(jīng)均勻流量分配后，分別通向6套加熱器子系統(tǒng)。高精度小流量調(diào)壓閥采用柱狀活塞式結(jié)構(gòu)形式，閥門驅(qū)動形式為液壓驅(qū)動，通過改變閥頭位置以改變閥門氣流流通面積，實現(xiàn)壓力調(diào)節(jié)快速響應(yīng)。閥門活塞的閥頭型面采用風(fēng)洞調(diào)壓閥氣動理論計算得出的橢圓特性曲線，此類閥門型面曲線具有調(diào)壓特性線性度好、調(diào)節(jié)范圍寬的特點。

圖5給出了不同馬赫數(shù)下調(diào)壓閥實際調(diào)壓性能與理論計算調(diào)壓特性曲線的對比（縱軸為壓力恢復(fù)系數(shù)，即調(diào)壓閥后與調(diào)壓閥前壓力的比值）。可以看出：調(diào)壓閥實際調(diào)壓性能曲線與理論計算曲線吻合較好；僅當(dāng)馬赫數(shù)較高時，理論特性曲線趨于陡峭，試驗值與理論計算稍有偏差。閥門系統(tǒng)調(diào)試結(jié)果表明，調(diào)壓閥所選橢圓特性曲線具有良好的理論調(diào)壓特性。

圖5 調(diào)壓閥理論計算性能曲線與試驗結(jié)果對比Fig.5 Comparison test results with theoretical calculation performance curves of pressure regulating valve

采用中壓進氣旁通閥耦合高精度小流量調(diào)壓閥的方式，建立高超聲速風(fēng)洞超低進氣總壓調(diào)節(jié)方法，實現(xiàn)了單級調(diào)壓閥下的中壓進氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)寬范圍高精度壓力控制，提高了壓力真空模式主氣流總壓控制精度及試驗效率。不同壓力下前室總壓調(diào)節(jié)曲線如圖6所示。通過中壓進氣系統(tǒng)調(diào)壓試驗，可將風(fēng)洞前室總壓穩(wěn)定控制于9 kPa～1.2 MPa，壓力穩(wěn)定迅速，所有目標(biāo)壓力均可在20 s內(nèi)達到穩(wěn)定控制精度，壓力波動精度控制在小于0.5%范圍內(nèi)（最小波動精度可達0.25%），滿足GJB 4399-2002《高超聲速風(fēng)洞氣動力試驗方法》穩(wěn)定段總壓控制要求。

圖6 風(fēng)洞總壓調(diào)節(jié)曲線Fig.6 Adjustment curve of total pressure of wind tunnel

4 流場性能

分系統(tǒng)調(diào)試完成后，對壓力真空模式下風(fēng)洞各個噴管進行了流場校測。以Ma=6噴管為例說明能力改造提升后的流場性能。表1為壓力真空模式下的風(fēng)洞運行參數(shù)（Ma=6），包括前室總壓和總溫、單位雷諾數(shù)、噴管出口靜壓、模擬高度、真空要求等。

表1 風(fēng)洞壓力真空模式運行參數(shù)（Ma=6）Table 1 Wind tunnel running parameters of vacuum mode（Ma=6）

由于來流總溫低于800 K，在計算噴管流場馬赫數(shù)時，采用常規(guī)高超聲速風(fēng)洞校測計算方法，假定氣流從前室經(jīng)噴管至試驗段為等熵流動，以前室總壓代替流場中被測點的波前總壓，移測總壓排架探針得到氣流波后總壓，根據(jù)正激波關(guān)系式（1）計算試驗段流場馬赫數(shù)。

式中，p為十字排架測點總壓，p為前室總壓，為空氣比熱比，Ma為來流馬赫數(shù)。

計算流場馬赫數(shù)時，先將某測點當(dāng)次吹風(fēng)的10次記錄的算術(shù)平均值作為該測點當(dāng)次吹風(fēng)的平均馬赫數(shù)，再將該測點兩次吹風(fēng)的平均值作為流場中該點馬赫數(shù)的測量值。流場均勻區(qū)按照馬赫數(shù)相對偏差|ΔMa|/Ma≤1%的標(biāo)準(zhǔn)劃定。表2給出了Ma=6噴管壓力真空模式試驗狀態(tài)下流場性能校測數(shù)據(jù)。校測結(jié)果表明，噴管出口流場分布均勻，均勻區(qū)馬赫數(shù)分布均方根偏差達到國軍標(biāo)GJB4399-2002氣動力試驗對風(fēng)洞流場品質(zhì)的要求（≤（1/3～1/2）|ΔMa|），均 勻 區(qū) 最 大 馬 赫 數(shù) 相 對 偏 差|ΔMa|滿足不大于1%的要求。

表2 Ma=6噴管壓力真空模式流場性能Table 2 Flow field performance results of Ma 6 nozzle

圖7和8給出了Ma=6噴管在兩個不同前室壓力條件下的流場紋影圖像?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著前室總壓降低，激波強度也隨之明顯減弱，特別是在前室總壓為負(fù)壓0.061 MPa條件下，流場紋影中的激波強度已經(jīng)變得十分微弱。

圖7 Ma=6噴管pt=0.297 MPa流場紋影Fig.7 Schlieren flow field of Ma 6 nozzle at pt=0.297 MPa

圖9和10給出了兩個不同前室壓力條件下Ma=6噴管出口x=0截面的馬赫數(shù)分布情況（圖中y和z分別表示十字排架豎直方向和水平方向的總壓測點坐標(biāo)）?？梢钥闯?，壓力真空運行模式下，噴管出口流場中各測點馬赫數(shù)分布相對于噴管中心軸線的對稱性很好，噴管出口截面均勻區(qū)內(nèi)水平z方向及與豎直y方向上馬赫數(shù)分布曲線平直，馬赫數(shù)分布偏差較小，說明軸對稱高超聲速噴管氣流具有相對于軸線對稱、分布均勻的特點。

圖8 Ma=6噴管pt=0.061 MPa流場紋影Fig.8 Schlieren flow field of Ma=6 nozzle at pt=0.061 MPa

圖9 pt=0.297MPa、x=0截面馬赫數(shù)分布曲線Fig.9 Ma distribution curve of x=0 section at pt=0.297 MPa

圖10 pt=0.061 MPa、x=0截面馬赫數(shù)分布曲線Fig.10 Ma distribution curve of x=0 section at pt=0.061 MPa

另外，從圖11與表2可以看出，噴管出口不同軸向截面上的均勻區(qū)平均馬赫數(shù)及噴管出口截面流場均勻區(qū)直徑均隨前室總壓不斷降低而減小，這也從側(cè)面表明：在總壓降低和雷諾數(shù)減小的情況下，噴管內(nèi)邊界層發(fā)展的影響在逐漸增大。

圖11 試驗段均勻區(qū)軸向截面平均馬赫數(shù)分布Fig.11 Average Ma distribution of axial section in test uniform area

在完成Ma=6噴管校測工作后，其余3副噴管（Ma=5、7、8）也進行了詳細(xì)的流場校測與標(biāo)模試驗。通過調(diào)試，風(fēng)洞在各個噴管下運行正常，流場均勻、品質(zhì)優(yōu)良。相關(guān)數(shù)據(jù)本文未一一列出。能力提升改造后風(fēng)洞擴展的單位雷諾數(shù)和飛行模擬高度范圍如圖12陰影部分所示。

圖12 能力提升改造后雷諾數(shù)與飛行模擬高度的擴展范圍Fig.12 The expanded Reynolds number and flight altitude after the capability improved

5 結(jié) 論

1）通過對1.2 m高超聲速風(fēng)洞進行設(shè)備改造及能力擴展，實現(xiàn)風(fēng)洞壓力真空模式運行。系統(tǒng)調(diào)試結(jié)果表明：各分系統(tǒng)工作正常且均達到性能指標(biāo)要求，風(fēng)洞前室總壓、總溫、穩(wěn)定時間等參數(shù)控制均滿足風(fēng)洞試驗要求。

2）流場校測結(jié)果表明：風(fēng)洞模擬高度顯著提高，噴管出口流場均勻區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)分布均勻，均勻區(qū)內(nèi)最大馬赫數(shù)相對偏差及馬赫數(shù)均方根偏差均達到GJB 4 399-2002的相關(guān)要求。由于噴管內(nèi)邊界層發(fā)展的影響，噴管出口不同軸向截面上的均勻區(qū)平均馬赫數(shù)隨前室總壓降低呈減小趨勢，噴管出口截面流場均勻區(qū)范圍隨總壓降低也不斷縮小。

3）經(jīng)壓力真空運行模式改造后，1.2 m高超聲速風(fēng)洞實現(xiàn)了飛行高度40 km以上的高空低雷諾數(shù)高超聲速流場模擬能力，極大擴展了大型高超聲速風(fēng)洞地面試驗范圍，可以為新型航空航天飛行器研制以及高超聲速低雷諾數(shù)復(fù)雜氣動問題研究等提供重要的試驗平臺。