高超聲速風洞流場中的氣流旋轉影響及消除

陳愛國，李緒國，毛春滿，孫良寶，隆永勝，楊彥廣

高超聲速風洞流場中的氣流旋轉影響及消除

陳愛國＊，李緒國，毛春滿，孫良寶，隆永勝，楊彥廣

（中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

風洞實驗需要高品質的來流，但部分高超聲速風洞由于加熱器特性可能導致流場中存在氣流旋轉，為了消除或減小旋轉，提出了在風洞穩定段前加入反向旋轉氣流來抵消氣流旋轉的思路。為驗證該思路及了解高超聲速流場中旋轉程度總體效應，設計了一種帶翼模型和高精度滾轉力矩天平。在Φ0.3m高超聲速低密度風洞中進行了M6、總壓約2×105Pa、氮氣常溫時（電弧加熱器不通電）多種進氣條件下的滾轉力矩測量實驗，結果表明流場中存在旋轉，滾轉力矩系數Cl最大為1.657×10－3，采用約2%總流量的反向氣流可達到滾轉力矩系數降低2個數量級的效果，為提高風洞流場品質提供了較為有效的解決措施。

高超聲速風洞；氣流旋轉；滾轉力矩

0 引 言

高超聲速風洞為防止實驗氣體冷凝或復現飛行環境，需加熱介質氣體至高溫，部分加熱器（如電弧加熱器）為防止壁面局部過熱燒蝕采用旋轉進氣方式，在風洞穩定段前加入反向旋轉氣流來抵消旋轉，但產生的氣流旋轉將對飛行器氣動力實驗結果產生影響，需要對該影響及解決措施進行評估。在低速流動中，李榮先、吳國江、Rhode、唐明等分別采用一孔探針、五孔探針、七孔探針測量了氣流旋轉［1－4］，Paschereit［5］等采用激光多普勒測速儀研究了流動介質為水的旋轉流場，而高超聲速流場中氣流旋轉的直接或間接測量手段目前尚未見報道。本文作者采用電弧加熱器和軸對稱型面噴管在風洞中產生高超聲速流場，通過測量流場中帶翼模型滾轉力矩的大小，間接反映氣流旋轉的整體強度以及對氣動力實驗結果的影響。通過本研究主要回答3個問題，一是電弧加熱器是否給噴管出口的高超聲速流場帶來旋轉？二是如果存在旋轉，采用反向旋轉的氣流能否達到降低或抵消旋轉的要求？三是合適的反向氣流流量占多大比例？

1 實驗設備和測試儀器

1.1風洞

實驗在CARDC的Φ0.3m高超聲速低密度風洞（代號FD－17）中進行，該風洞是一座典型的高壓下吹、真空抽吸的暫沖運行風洞。風洞由氣源系統、加熱器、前室、噴管、試驗段、擴壓段、冷卻器、真空系統和測試系統等部分組成。該風洞目前配備有型面噴管8套，噴管出口馬赫數為5、6、7、8、9、10、11、12；錐形噴管3套，噴管出口馬赫數為12、16和24，所有噴管出口直徑均為Φ300mm。介質為氮氣或空氣，實驗根據不同的狀態可分別選用石墨電阻加熱器或儲熱式加熱器進行加熱或不加熱。本次實驗用噴管是出口馬赫數為6的型面噴管，介質為常溫氮氣，采用電弧加熱器和混合室產生旋轉氣流，安裝示意如圖1。

圖1 設備安裝示意圖Fig.1 Schematic of installation of the facilities

為匹配圖1中電弧加熱器和混合室的Q1、Q2、Q3的3路供氣需求，對現有供氣系統進行了改造。在M5、6主供氣管路上通過1分3的方式，形成3路同時供氣并各自單獨可調節流量的氣路，每一供氣支路均有流量計監測流量，模擬不同旋轉強度的氣流。供氣氣路改造后的照片如圖2。

圖2 3路供氣氣路Fig.2 Photo of three pipes for gas supply device

1.2電弧加熱器和混合室

電弧加熱器工作時電弧弧根若集中在1個位置，容易導致電極內殼燒損，需要將電弧弧根旋轉以降低局部熱流集中，減少燒損，采用旋轉進氣就可以方便地實現。故電弧加熱器采用切向進氣環使氣流旋轉進氣，進氣環結構如圖3所示，環上的4個進氣口均為Φ2mm，以加熱器從前往后方向為參考，氣流旋轉方向為逆時針，進氣流量標識符號為Q1。

圖3 進氣環剖面示意圖Fig.3 Section view of gas inlet ring

混合室是配合電弧加熱器研制的，主要作用為混入冷氣，降低電弧加熱器出來的氣體溫度到實驗所需的總溫，在混合室的前端錐形入口段周向設計有2道進氣環（如圖1所示），第1道進氣環進氣方向為順時針，與電弧加熱器進氣方向相反，用以抵消氣流旋轉，提高流場品質，進氣流量標識符號為Q2；第2道進氣環進氣方向為垂直于混合室軸線，進氣流量標識符號為Q3。

1.3實驗模型

為了較為明顯地反映流場中氣流旋轉的整體影響，測力模型采用鈍錐柱帶大展向平板翼的外形，模型全長為150mm，翼展160mm，柱直徑40mm，鈍錐半錐角為25°，頭部半徑為10mm，模型整體左右對稱。外形如圖4所示。

圖4 滾轉力矩測量模型外形圖（單位：mm）Fig.4 Model of roll moment measurement

1.4測試儀器

（1）天平——測量滾轉力矩。

在高超聲速流場中，小不對稱外形模型的滾轉力矩為小量［6－7］，測試難度大；雖然本研究中流場有旋轉，而采用對稱外形模型，其滾轉力矩也是小量。所以本實驗中測力天平重點提高滾轉單元的測量靈敏度，減小其他測量單元對滾轉單元的干擾。天平測量單元采用周向布置的4根矩形梁結構（水平方向和垂直方向各2根梁），梁的厚度為0.8mm，天平結構如圖5所示。測量單元包括法向力和側向力、滾轉力矩，其靜校載荷和靜校精度如表1。

表1 天平靜校載荷及精度Table 1 The calibrated load and prcision of the balance

圖5 測力天平結構示意圖Fig.5 Sketch of balance

（2）壓力傳感器——用CYG19（0～1MPa）型壓阻傳感器測量前室總壓。

（3）流量計——用ZYLG型流量計測量3路供氣的流量。

（4）數據采集系統——用32通道數采系統進行數據采集處理。

2 實驗內容、狀態和數據處理方法

2.1實驗內容

實驗研究目的是了解電弧加熱器和M6噴管流場氣流旋轉的整體影響程度，了解氣流旋轉降低所需的反向氣體流量。

實驗內容如下：

（1）對該模型采用風洞現有的管路進行滾轉力矩測量實驗（即無電弧加熱器供氣旋轉影響的情況下），實驗結果作為后續測力比較的參考標準；

（2）安裝電弧加熱器和配套管路后，在變化各供氣支路流量的情況下，進行模型滾轉力矩測量實驗，通過實驗結果與參考標準的對比，分析氣流旋轉的程度和消旋措施中各氣路的流量比例。

2.2實驗狀態

本次實驗狀態共7個，如表2所示，其中狀態1為無電弧加熱器的條件，前室總壓p0＝0.2MPa，主要是測量氣流無旋轉情況下，只是由于模型安裝等因素產生的滾轉力矩，測量結果用于修正實驗數據。狀態2～7為通過電弧加熱器和混合室進氣的情況，前室總壓p0和總流量Q基本保持不變，主要變化Q2、Q3。

表2 實驗狀態及結果Table 2 Experimental states and measured results

2.3實驗數據處理方法

為了較好地進行數據對比，將滾轉力矩實驗數據進行無量綱化處理，采用如下公式：

其中：Cl為滾轉力矩系數；Mx為當地測量的滾轉力矩，文中定義從模型頭部往尾部看，逆時針為正；q為當地動壓，其中T0按288K考慮；S為參考面積，選用直徑40mm的底部面積；L為參考長度，選用模型兩翼尖的距離，即160mm。

3 實驗結果及分析

表2也給出了各狀態下模型0°迎角的滾轉力矩和滾轉力矩系數修正前后的實驗結果。

狀態1流場中無氣流旋轉，理想情況下模型滾轉力矩應為0，實際測量的模型滾轉力矩為－47.68g·mm（即4.67×10－4N·m）、滾轉力矩系數Cl＝－7.13× 10－4，測量值為小量，表明實驗存在系統誤差，包括模型加工、安裝誤差以及流場和測試誤差等。所以狀態1測量的滾轉力矩系數可作為狀態2～7滾轉力矩數據修正的基礎。

狀態2是電弧加熱器和混合室工作時的一種進氣情況，反向進氣流量Q2＝0，模型滾轉力矩為53.738g·mm，測量值也為小量，但與狀態1的測量結果方向相反，修正后滾轉力矩系數Cl＝1.657× 10－3，說明流場中存在不大的氣流旋轉。原因是Q1進氣口強烈的氣流旋轉，在往噴管出口流動過程中，由于粘性的耗散作用，旋轉逐漸減弱，切向速度逐漸降低，而軸向速度在噴管膨脹作用下加速至高超聲速，切向速度相比于軸向速度為小量，其產生的滾轉力矩系數相比于其余氣動力系數等也是小量，所以流場中有氣流旋轉，但為小量。

狀態3～7與狀態2的區別是反向進氣流量Q2不為0，進氣方向與Q1相反，Q2較小時部分抵消了Q1產生的氣流旋轉；Q2較大時完全抵消了Q1產生的氣流旋轉，還會附加產生新的反方向氣流旋轉。

圖6給出了狀態2～7的滾轉力矩系數隨反向進氣流量Q2的變化曲線。可以看出，在保持電弧加熱器流量Q1不變的情況下，改變混合室流量Q2和Q3，隨著Q2的增加，滾轉力矩由正變負，說明存在可以使滾轉力矩系數為0的狀態；其中當Q2＝8.6g／s（約為總流量的2%）時，滾轉力矩系數Cl＝－1.8× 10－5，低于Q2＝0時的滾轉力矩系數Cl＝1.657×10－3達2個數量級，可認為旋轉降低情況較好。這一方面說明電弧加熱器旋轉進氣導致流場的氣流旋轉是存在的，另一方面說明通過混合室采用反向旋轉進氣可以降低氣流旋轉的影響。在氣流旋轉，但為小量。

圖6 模型滾轉力矩系數隨反向進氣流量Q2的變化Fig.6 Roll moment coeffecient variation under different reverse flow－flux Q2

（2）混合室加反向旋轉氣流可降低或消除加熱器氣流導致的旋轉影響，提高風洞流場品質，采用約2%總流量的反向旋轉氣流可達到滾轉力矩系數降低2個數量級的效果。

（3）本次設計的測力天平滾轉單元的測量靈敏度高，實驗結果較好地反映了滾轉力矩隨不同反旋氣流流量的變化趨勢。

［1］李榮先，李勇，張會強，等.旋風筒內強旋湍流流動的實驗研究［J］.燃燒科學與技術，1996，2（2）：135－138.Li R X，Li Y，Zhang H Q，et al.Experimental study of strongly swirling flows in a cyclone section［J］.Journal of Combustion Science and Technology，1996，2（2）：135－138.

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［3］Rhode D L，Lilley D G，Mclaughlin D K.Mean flowfields in axisymmetric combustor geometries with swirl［J］.AIAA Journal，1983，（4）：593－600.

［4］唐明，朱惠齡，嚴傳俊，等.模型燃燒室中三元旋轉流場的實驗研究［C］／／高等學校工程熱物理學術會議論文集，1986.

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［6］蔣忠東，趙忠良，王樹民，等.高超聲速風洞小滾轉力矩測量技術研究［J］.航空學報，2001，22（6）：488－490.Jiang Z D，Zhao Z L，Wang S M，et al.Research on the measurement techniques for micro－rolling－moment in a hypersonic wind tunnel［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2001，22（6）：488－490.

［7］白葵，馮明溪，付光明.小不對稱再入體滾轉氣動力測量技術［J］.流體力學實驗與測量，2002，9：16（3）：64－67.Bai K，Feng M X，Fu G M.Experimental technique for rolling aerodynamic of slight asymmetric re－entry body［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2002，16（3）：64－67.

4 結 論

（1）加熱器旋轉進氣導致的高超聲速流場中存

Investigation on the flow rotation effect and elimination in hypersonic wind tunnel

Chen Aiguo＊，Li Xuguo，Mao Chunman，Sun Liangbao，Long Yongsheng，Yang Yanguang
（Hypersonic Aerodynamics Research Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Wind tunnel experiments require high quality flow field，but in some hypersonic wind tunnel，the inlet flow may be rotated for preventing the local overheating of the heater.In order to eliminate the rotation，a reverse rotating flow is added into the main stream before the stability section of the wind tunnel.A wing model and a high precision roll balance were designed to study the total effect of the flow rotation in the hypersonic wind tunnel.The rolling moment measurements are carried out in theΦ0.3mhypersonic low density wind tunnel of CARDC under the test conditions of Mach 6，stagnation pressure of about 2×105Pa and room temperature nitrogen.The results show the rotation exits and the maximum rolling moment coefficient is 1.657× 10－3；Reverse flow of about 2%total flow flux can reduce the rolling moment coefficient by 2orders of magnitude.It is proved to be an effective solution for improving the quality of the wind tunnel flow field.

hypersonic wind tunnel；flow rotation；rotation moment

V211.72

：A

（編輯：張巧蕓）

1672－9897（2016）04－0093－04

10.11729／syltlx20150146

2015－12－01；

2016－03－02

國家自然科學基金（11325212）；國家重點基礎研究發展計劃（2014CB744100）

＊通信作者E－mail：chenaiguo＠cardc.cn

Chen A G，Li X G，Mao C M，et al.Investigation on the flow rotation effect and elimination in hypersonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：93－96.陳愛國，李緒國，毛春滿，等.高超聲速風洞流場中的氣流旋轉影響及消除.實驗流體力學，2016，30（4）：93－96.

陳愛國（1973－），男，湖北仙桃人，研究員。研究方向；高超聲速低密度風洞設計與試驗技術研究。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所506室（621000）。E－mail：chenaiguo＠cardc.cn