高超聲速風洞擴壓器試驗研究與分析

童 華，孫啟志，張紹武

（中國空氣動力研究與發展中心超高速所，四川綿陽 621000）

0 引 言

擴壓器是高超聲速風洞的關鍵部件，位于試驗段之后，其作用是將超聲速氣流減速至亞聲速狀態，提高擴壓器出口靜壓；另一作用就是隔離擴壓器下游不穩定因素的干擾，具備一定的反壓承受能力，保證風洞試驗段的有效均勻流場［1］。因此，對于暫沖式風洞，較好的擴壓器能夠降低風洞的啟動壓比和延長風洞的最大運行時間。擴壓器通常由收縮段、等直段和擴張段組成，如圖1所示。

圖1 擴壓器示意圖Fig.1 Sketch map of diffuser

擴壓器中流動的主要特征是超聲速流動在強烈的逆壓梯度環境下轉化為亞聲速流動。由于存在激波與邊界層流動分離之間的相互作用，擴壓器內流場結構呈現出復雜、多樣的特點。激波串的出現伴隨著邊界層的多次分離，而激波串后是超聲速氣流通過粘性剪切過渡到亞聲速流動的混合區域。圖2為利用商業軟件在來流總壓P0＝142500Pa、T0＝450K，選用Spalart－Allmaras模型，噴管出口馬赫數6的工況下數值模擬擴壓器內流動的馬赫數云圖。

圖2 擴壓器內流馬赫數云圖Fig.2 The velocity distribution of flow field in diffuser

20世紀50年代，Neumann和Lustwerk等人探索了超聲速風洞管道中的激波串現象［2－3］；美國海軍地面武器試驗中心的Wegener、Lobb等人針對NOL 4號風洞的擴壓器開展了不同長徑比、擴張角、結構形式的對比試驗［4］；20世紀70年代初美國耶魯大學的Peter E.Merkli針對不同運行馬赫數、雷諾數、邊界層、長徑比開展了試驗研究［5］。在國內，國防科技大學的李樺以及中國空氣動力研究與發展中心設備設計及測試技術研究所陳吉明等開展了擴壓器的數值模擬工作［6－7］，但常規高超聲速風洞擴壓器的內流動實驗研究較少。

針對高壓下吹—真空抽吸式常規高超聲速風洞的擴壓器開展研究，可為今后風洞運行和擴壓器設計提供數據支持，具有重要意義。

1 試驗方案設計

采用流場顯示的方法探索擴壓器內流場較難實現，通常通過測量流場局部位置的壓力、溫度等特征參數來反映流場特征。顯然，靜壓、總壓能夠基本反映擴壓器的內流動特征。通過風洞運行時各點壓力來反映此點的流場，得到該點馬赫數，對擴壓器內部流場結構進行分析。

在某高超聲速風洞擴壓器上布點測量壁面靜壓和近壁面皮托壓力，并在出口布置尖劈測量氣流參數，分析擴壓器內流場和評估擴壓器性能。

壓力測量選用M5840系列壓阻式壓力傳感器；靜壓和來流總壓傳感器的量程分別為60kPa和6MPa，靜態校準精度優于0.5%。

該擴壓器等直段直徑D＝900mm，總長10.5m，第一收縮角α1＝15°，第二收縮角α2＝8°，長徑比L／D＝6.19，擴壓段擴張角β＝3°。

通過擴壓器出口壓力數據計算擴壓器效率，評估擴壓器性能，擴壓器測點布置由圖3（a）給出。其中1～19點直接在上壁面打孔測量靜壓，1點距離試驗段壁500mm，除14點與15點的距離為700mm以及15點與16點距離600mm外，其余各點均相距500mm；在1、3、6、8、10、12、14、15和18點布置皮托壓力管，其深入壁面30mm，截面周向分布由圖3（b）給出；16點側面位置布置尖劈伸入核心流，由圖3（c）給出；圖3（d）和3（e）給出了擴壓器內壓力布點和尖劈布置的實物，選取的試驗車次工況如表1所示。

圖3 擴壓器的壓力布點測量Fig.3 Disposal of the pressure measurement points in the diffuser

表1 風洞來流參數Table 1 External flow conditions

2 試驗結果及分析

2.1 擴壓器流場

由皮托壓力管測量擴壓器近壁面激波后壓力P02和壁面靜壓P1，按正激波前后關系求出該點的M數：

圖4給出噴管出口氣流馬赫數7，不同來流總壓工況下風洞啟動6s后，距壁面30mm處馬赫數分布?？梢姡瑲饬髟跀U壓器內出現“減速→加速→再減速→再加速……”的流動特性。顯然，擴壓器內的壓力恢復過程并不是通過一道正激波來完成的，而是通過一系列的激波－膨脹波串來減速增壓的；擴壓器內近壁面的馬赫數在1.5和3之間波動，擴壓器出口18點位置近壁面馬赫數急劇下降（約0.4～1.2），這主要是由激波以及激波與邊界層相互干擾造成的。

圖4 M＝7啟動后6s擴壓器近壁面馬赫數分布圖Fig.4 Nearwall Mach number along the diffuser at the runtime of 6s

圖5給出前室總壓P0＝1120kPa，總溫T0＝500K，試驗氣流馬赫數6工況下擴壓器上1，6，8，10，15，18點位置的壁面靜壓隨時間的變化曲線?？梢姡L洞正常運行時，等直段各點的靜壓基本沒有波動，隨著時間的推移，壓力擾動由后往前傳。圖6（a）和（b）給出試驗氣流馬赫數6、不同前室總壓，各點壁面靜壓隨時間的變化圖；圖6（c）和（d）給出試驗氣流馬赫數7、不同前室總壓，各點壁面靜壓隨時間的變化。

圖5 馬赫數6壁面靜壓變化曲線圖Fig.5 The variation of wall static pressures at Mach number 6

從圖6看出，試驗氣流馬赫數為6和7，隨著風洞運行時間的推移，真空球罐內氣體壓力增加，壓力向前擾動，但有效運行時間里等直段內各點的壓力基本沒有變化；隨著風洞運行時間增加，等直段內靠后點的壁面壓力開始出現上升，逐點向前擾動，這主要是由于壓力擾動通過邊界層由后往前傳所致。總的來說，擴壓器等直段內流場沒有發生明顯脈動，從而保證了試驗段內流場品質不受背壓影響，風洞能正常運行。

圖6 不同來流工況下擴壓器各點壓力隨時間的變化Fig.6 The variation of wall static pressures along the diffuser in different work conditions

2.2 擴壓器的效率

擴壓器效率是擴壓器壓力恢復性能的重要指標，其定義為：

其中Prec為實際壓力恢復值，P0′為通過波前馬赫數等于擴壓器入口氣流馬赫數的一道正激波的理想壓力恢復值，P01為擴壓器的入口總壓。表2和3是試驗氣流馬赫數為6和7，風洞啟動6s后尖劈測點數據，圖7是試驗氣流馬赫數為6和7，不同前室壓力下擴壓器效率隨時間的變化。

從表2、3和圖7可以看出：擴壓器出口的氣流馬赫數較高；隨著前室總壓的增加，擴壓器出口氣流馬赫數將會增加；同一截面，擴壓器越靠近中心軸，靜壓越低，馬赫數越高，靜壓的徑向梯度較小；擴壓器的效率隨著風洞運行時間的增加而增加；前室總壓較高時，擴壓器的效率較低。

表2 M＝6尖劈數據分析表Table 2 Data analyse of the measurement rake at M6

表3 M＝7尖劈數據分析表Table 3 Data analyse of the measurement rake at M7

圖7 擴壓器效率隨時間的變化Fig.7 The variation of the diffuser efficiency with the runtime

前室總壓為3000～5000kPa時，擴壓器效率為5%～30%；前室總壓為100～250kPa時，擴壓器效率在20%～70%之間。美國VKF／AEDC－B風洞擴壓器前室壓力32%～56%；日本RTJF發動機試車臺，運行馬赫數4、6、8，擴壓器效率在20%～50%［8－9］。顯然，該高超聲速風洞擴壓器效率與國外類似風洞相當。

3 結 論

在某高超聲速風洞的開展擴壓器試驗研究，測得擴壓器各點壓力數據，計算出擴壓器效率，主要有以下幾點結論：

（1）擴壓器內的壓力恢復過程并不是通過一道正激波來完成的，而是通過一系列的激波－膨脹波系來減速增壓的，由于激波與邊界層的相互作用，形成有效截面的“收縮→擴張→再收縮→再擴張……”，從而形成的氣流的“減速→加速→再減速→再加速……”的流動特性。

（2）該高超聲速風洞運行時，擴壓器等直段內沒有明顯脈動，保證了試驗段內流場品質不受背壓影響，風洞能正常啟動和運行。

（3）該高超聲速風洞擴壓器效率與國外類似風洞相當。前室總壓較高時，擴壓器增壓效果不是很明顯，擴壓器出口氣流馬赫數偏高。

（4）結合本文研究的內容和參閱國內外相關風洞擴壓器參數，對于高壓下吹—真空抽吸式常規高超聲速風洞，提出以下兩點設計建議：

（1）為了滿足風洞在較寬馬赫數范圍內運行和某些特種試驗要求，通常一座高超聲速風洞可采用兩套擴壓器，有利于風洞的啟動、均勻流場建立以及滿足風洞最大運行時間的要求。

（2）等直段的長徑比可在現有風洞設計經驗（約5～10）基礎上適當增加，可提高擴壓器的效率。

［1］ ［美］A.博普，K.L.戈因著，鄧振瀛等譯.高速風洞試驗［M］.北京：科學出版社，1980.

［2］ Nenmann E P，Lustwerk F.Supersonic diffusers for wind tunnels［J］.J Appl Mech，1949，16（2）：195－202.

［3］ Nenmann E P，Lustwerk F.High efficiency supersonic diffusers［J］.J Aeronaut Sci，1951，18（6）：369－374.

［4］ Peter P W（w）egener，R Kenneth Lobb.Nol hypersonic tunnel No.4II：Diffuser Investigation［R］.NAVORD Report 2376，May 1952.

［5］ Peter E Merkli.Pressure recovery in constant area supersonic diffusers［R］.Yale University，1974.

［6］ 李樺，范曉檣，丁猛.超聲速擴壓器中激波串結構的數值模擬［J］.國防科技大學學報，2002，24（1）：18－21.Li Hua，FAN Xiaoqiang，Ding Meng.Numerical simulatiom of the shock train structure in the supersonic diffuser［J］.Journal of National University of Defense Technology，2002，24（1）：18－21.

［7］ 陳吉明，任玉新.超聲速風洞擴壓器激波串現象的數值模擬［J］.清華大學學報，2007，47（2）：264－267.Chen Jiming，Ren Yuxin.Numerical simulations of the shock train in the diffuser of a supersonic wind tunnel［J］.Journal of Tsinghua University（Science and Technology），2007，47（2）：264－267.

［8］ J.盧卡西維茨.高超音速試驗方法［M］.國防工業出版社，1980：103－104.

［9］ 陳延輝.日本的高超聲速吸氣式發動機試驗設備及試驗技術［J］.飛航導彈，2006，（2）：41－48.