常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能方案研究

王鐵進，施岳定，鄧志強，黃炳修，＊

（1.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074；2.空軍駐京西地區(qū)軍事代表室，北京 100074）

常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能方案研究

王鐵進1，施岳定1，鄧志強2，黃炳修1，＊

（1.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074；2.空軍駐京西地區(qū)軍事代表室，北京 100074）

為了適應高超聲速飛行器發(fā)展的要求，常規(guī)高超聲速風洞的建設規(guī)模向2m量級發(fā)展。但是，隨著風洞尺寸的增加，風洞運行所耗費的能源劇增。如何在滿足高超聲速飛行器試驗對風洞尺寸要求的條件下，節(jié)省風洞運行時的能量消耗，已成為常規(guī)高超聲速風洞設計技術發(fā)展必須考慮的重要問題。針對這個問題，從常規(guī)高超聲速風洞氣動布局的角度進行了初步探索。首先總結了現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局；在此基礎上，對常規(guī)高超聲速風洞的能量運行特點，以及不同布局中工作氣體余熱的處理情況進行了分析；然后結合常規(guī)高超聲速風洞的運行特點，分析了風洞中可能采用的余熱利用技術；最后，提出了一種基于余熱利用的常規(guī)高超聲速風洞布局方案，并對該方案中的關鍵問題進行了討論。文中對于該方案的節(jié)能情況進行了分析，結果顯示，該方案相對于已有的氣動布局具有明顯的節(jié)能效果。

常規(guī)高超聲速風洞；氣動方案；節(jié)能；高超聲速；高超聲速飛行器

0 引 言

常規(guī)高超聲速風洞是以純凈空氣為工作介質和以對流方式加熱的高超聲速風洞，是高超聲速飛行器研制必備的試驗設備。20世紀50年代，為了滿足高超聲速飛行器研制需要，人們開始建造常規(guī)高超聲速風洞，自此以后，隨著高超聲速飛行器的不斷發(fā)展，常規(guī)高超聲速風洞一直處于改造和建設之中，設備的規(guī)模越來越大。以風洞噴管的出口尺寸計，常規(guī)高超聲速風洞從最初的200～300mm量級，主要解決彈頭等簡單飛行器外形的氣動研究和驗證問題；發(fā)展到500～700mm量級，主要解決飛船等帶表面凸起的飛行器外形的氣動研究和驗證問題；再發(fā)展到目前的1000～1200mm量級，可解決航天飛機等較復雜飛行器外形的氣動研究和驗證問題［1－2］。展望今后高超聲速飛行器的發(fā)展，美國已經(jīng)對2400～3000mm量級常規(guī)高超聲速風洞提出建設需求［3］。

但是，隨著風洞尺寸的增加，風洞運行所耗費的能源迅速增加［4］。以常規(guī)高超聲速風洞在馬赫數(shù)5至8時所需的加熱功率為例，不同尺寸的風洞所需加熱功率為：500～700mm量級，所需加熱功率約6～8MW；1000～1200mm量級，所需加熱功率約40～50MW；2400～3000mm量級，所需加熱功率約250～320MW。

如何在滿足高超聲速飛行器試驗對風洞尺寸要求的條件下，節(jié)省風洞運行時的能量消耗，已成為常規(guī)高超聲速風洞設計技術發(fā)展必須考慮的重要問題。針對這個問題，本文從常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局角度進行了初步探索。首先總結現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局；在此基礎上，對常規(guī)高超聲速風洞中的能量運行特點，以及不同布局中工作氣體余熱的處理情況進行分析；然后，結合常規(guī)高超聲速風洞的運行特點，分析風洞中可能采用的余熱利用技術；最后，提出一種基于余熱利用的常規(guī)高超聲速風洞布局方案，并對該方案中的各種關鍵問題進行討論。

1 現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局

按照常規(guī)高超聲速風洞的運行方式，風洞的氣動總體布局分成3類，第一類是暫沖式，第二類是連續(xù)式，第三類是暫沖－連續(xù)混合式。3類常規(guī)高超聲速風洞的氣動總體布局各有其特點，在實際建成的風洞中均有應用。迄今為止，絕大多數(shù)常規(guī)高超聲速風洞，無論尺度大小，功能如何，采用的大多是暫沖式氣動布局；采用連續(xù)式氣動布局的風洞較少，最典型的是美國AEDC的B、C風洞［5－7］；采用暫沖－連續(xù)混合式氣動布局的常規(guī)高超聲速風洞更少，最典型的是美國Langley的1251A風洞。現(xiàn)將3類氣動布局的形式總結如下［8－10］。

1.1 暫沖式氣動布局

常規(guī)高超聲速風洞的暫沖式布局也有3種形式：引射式、真空式以及引射－真空混合式。典型的引射式布局形式和真空式布局形式的示意圖如圖1和2所示。

圖1 引射－暫沖式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局Fig.1 Injector type intermittent aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

圖2 真空－暫沖式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局Fig.2 Vacuum type intermittent aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

為了獲得更寬的馬赫數(shù)、雷諾數(shù)模擬范圍，常規(guī)高超聲速風洞還可采用引射－真空混合式布局，如圖3所示。

圖3 引射＆真空－暫沖式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局Fig.3 Injector ＆vacuum type intermittent aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

暫沖式常規(guī)高超聲速風洞的運行方式是氣罐中的壓縮空氣經(jīng)過加熱系統(tǒng)后達到所需的溫度，然后通過型面噴管，在試驗段形成試驗所需的高超聲速流場，最后經(jīng)由超聲速擴散段升壓后進入引射排氣系統(tǒng)，排入大氣，或經(jīng)過冷卻器進入真空系統(tǒng)，然后由真空泵系統(tǒng)排入大氣。

1.2 連續(xù)式氣動布局

典型的連續(xù)式布局的示意圖如圖4所示。

圖4 連續(xù)式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局Fig.4 Continuous aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

連續(xù)式常規(guī)高超聲速風洞的運行方式是：封閉管路系統(tǒng)中一定密度的空氣經(jīng)過壓縮機系統(tǒng)升壓，再經(jīng)過加熱系統(tǒng)升溫，達到建立流場所需的壓力和溫度，然后通過型面噴管，在試驗段形成試驗所需馬赫數(shù)的流場；完成試驗功能的氣流經(jīng)由超聲速擴散段初步升壓后，進入冷卻器，降溫后由真空系統(tǒng)進一步升壓，進入壓縮機系統(tǒng)，經(jīng)歷下一個循環(huán)。

1.3 暫沖－連續(xù)混合式氣動布局

暫沖－連續(xù)混合式氣動布局常規(guī)高超聲速風洞，結合了連續(xù)式常規(guī)高超聲速風洞和真空布局的暫沖式常規(guī)高超聲速風洞的特點，可以模擬的飛行高度更高，相應的雷諾數(shù)范圍更大，可達到的馬赫數(shù)更大。

Langley的1251A風洞就采用了這種布局方案，其示意圖如圖5所示。

圖5 暫沖－連續(xù)混合式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局Fig.5 Intermittent ＆continuous aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

暫沖－連續(xù)混合式常規(guī)高超聲速風洞的運行方式是，通過關、啟相應支路上的閥門，風洞既可以按連續(xù)式常規(guī)高超聲速風洞的方式運行，也可以按真空布局的暫沖式常規(guī)高超聲速風洞的方式運行。

2 現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的能量運行分析

在常規(guī)高超聲速風洞運行過程中，是否存在可節(jié)省的能量，需要從常規(guī)高超聲速風洞中能量流通的過程來分析。

常規(guī)高超聲速風洞的運行過程可近似用理想氣體的一維流動理論來描述。根據(jù)此理論，一定流量的空氣，在常規(guī)高超聲速風洞噴管出口形成所需馬赫數(shù)的流場，需要2種能量，壓力勢能和熱能；2種能量分別由壓縮機系統(tǒng)和加熱器系統(tǒng)提供，如圖6所示。

圖6 常規(guī)高超聲速風洞運行中能量的變化過程Fig.6 Energy change during operation of hypersonic wind tunnel

經(jīng)過常規(guī)高超聲速風洞噴管后，氣體中2種能量大部分轉化為氣體的動能。根據(jù)理想氣體的一維流動理論，噴管內(nèi)的流動為一維等熵流動，噴管僅起能量轉化的作用，而進入噴管的氣體總能量與噴管出口的氣體總能量相等。

在試驗段內(nèi)，由于激波的作用，氣體損失掉大部分的勢能，而熱能未損失。流出試驗段后，氣體完成了試驗功能，成為廢氣，排入超擴段，而廢氣包含著未損失的熱能。風洞運行中氣流能量的主要變化過程如圖6所示。

上述分析給出了常規(guī)高超聲速風洞所有氣動布局共同的能量運行特點：風洞運行需要熱能，但基本不損耗熱能；風洞的廢氣包含著未損失的熱能。但是，各氣動布局的能量運行又有各自不同的特點，主要表現(xiàn)在各氣動布局對于廢氣中熱能的處理上。在暫沖－引射式氣動布局中，超擴段中廢氣的熱能，隨廢氣通過亞擴段和消音塔直接排入大氣中；在暫沖－真空式氣動布局中，超擴段中廢氣進入冷卻器，廢氣的熱能通過冷卻器全部消耗掉，廢氣再經(jīng)真空系統(tǒng)排入大氣；在連續(xù)式氣動布局中，超擴段中廢氣先進入冷卻器，廢氣的熱能通過冷卻器全部消耗掉，然后廢氣被增壓回收，循環(huán)利用。后2種布局不回收廢氣中的熱能，還要再損失冷卻器運行所需的能量。

上述分析基于理想流體的理論，未考慮氣體沿程的熱損失；實際風洞運行中，氣體沿程的熱損失是確實存在的。根據(jù)邊界層理論，可以初步估計出廢氣中包含的熱能，其值約為氣體總加熱量的80%。

3種典型氣動布局的熱能損失位置及量級如表1所示，表中還給出了運行冷卻器消耗熱能時的附加能量損失的量級。能量的量級用熱能損失的量占氣體被加熱的總熱量百分比表示。

表1 3種典型布局的熱能損失位置及量級Table 1 Location and magnitude of thermal losses in three typical layouts

3 大尺度常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能氣動布局

由上節(jié)的分析可知，現(xiàn)有的常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局均未進行剩余熱量回收。為了降低新建大尺度常規(guī)高超聲速風洞的運行成本，在設計和建設前，需要研究常規(guī)高超聲速風洞的剩余能量回收技術，并將之應用于風洞氣動布局中，找到適合大尺寸常規(guī)高超聲速風洞的新型布局。

3.1 常規(guī)高超聲速風洞的剩余熱能的回收形式

到目前為止，現(xiàn)有的常規(guī)高超聲速風洞設計中從未考慮過剩余熱能的回收問題，無經(jīng)驗可利用。這個問題的解決需要借助工業(yè)上余熱回收的做法。工業(yè)上余熱回收有3種方法［11］，一是用蓄熱材料回收，二是轉化為其他能量形式，三是換熱回收。3種方法各有特點，適用范圍也各不相同。蓄熱材料回收法簡單易實現(xiàn)，適用于總熱量少，需要方便移動的情況；轉化為其他能量的方法適用于余熱量大且連續(xù)供應的情況，通常轉化設備復雜；換熱回收法原理簡單，易于實現(xiàn)，通過換熱器，將余熱轉移給需要加熱的其他介質。

大尺寸常規(guī)高超聲速風洞中剩余熱量的特點是總量大，持續(xù)時間短，不連續(xù)供應。結合余熱回收方法適用范圍的分析可知，適合大尺寸常規(guī)高超聲速風洞中余熱回收的方法是換熱回收法，即余熱回收通過將剩余熱能轉移給風洞來流實現(xiàn)。

3.2 大尺寸常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能氣動布局

經(jīng)過多年的研究和發(fā)展，現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局均能保證風洞流場具備優(yōu)良的流場品質。大尺寸常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局設計既要滿足模擬范圍，保證流場品質優(yōu)良，又要滿足節(jié)能，這就需要從技術成熟的常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局中選擇出能與余熱回收技術相結合的氣動布局，并將余熱回收技術應用于選擇出的氣動布局中。

根據(jù)本文第2節(jié)中關于現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局特點的分析可知，引射＆真空－暫沖式常規(guī)高超聲速風洞氣動布局既具有較寬的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)模擬范圍，而且在參數(shù)模擬范圍內(nèi)流場品質優(yōu)良，又易于結合換熱回收技術。將兩者結合得到的適合于大尺度常規(guī)高超聲速風洞的氣動布局如圖7所示。

圖7 大尺度常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能氣動布局Fig.7 Large scale energy－saving aerodynamic layout of conventional hypersonic wind tunnel

3.3 大尺寸常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能氣動布局的可行性

這種布局形式是在暫沖式常規(guī)高超聲速風洞的引射－真空布局形式的基礎上，通過結合余熱回收技術得到新的布局形式，其主要特點表現(xiàn)在結構形式和運行方式上的改變。結構形式上的主要改變包括：第一，在引射分支和真空分支前，超聲速擴散段后增設換熱器；第二，氣源出來的氣體不是直接進入加熱系統(tǒng)，而是先經(jīng)過換熱器，再進入加熱系統(tǒng)；第三，去掉了真空分支的冷卻器。

這種布局形式的運行方式是：從氣源出來的氣流經(jīng)過換熱器初步加熱，再輸送到加熱器進一步加熱，達到相應馬赫數(shù)所需的溫度，然后經(jīng)穩(wěn)定段、噴管，在試驗段形成流場；試驗后的氣流經(jīng)超聲速擴散段減速增壓，在換熱器中對冷氣流加熱，然后進入引射分支或真空分支，排入大氣。

實現(xiàn)這種節(jié)能布局的關鍵技術是高效換熱器的設計。在這種換熱器中，加熱氣流為高溫低壓氣流；被加熱氣流為高壓氣流，其流量與加熱氣流的相同；換熱過程要求快速且充分。如何設計出適合這種節(jié)能布局的高效換熱器，需要解決以下問題，一是換熱器的機理如何確定，二是換熱器的性能參數(shù)如何計算，三是換熱器的結構形式如何確定，等等。

普通換熱器設計時，需要將冷、熱介質的傳輸管道交叉，利用管壁的熱傳導換熱［12］。如果風洞節(jié)能布局中的換熱器采用普通換熱器設計方案，則設計時需要將風洞的超擴段從風洞的高壓進氣管道中穿過。由于超擴段內(nèi)的加熱氣流為高溫低壓氣流，進氣管中的被加熱氣流為高壓氣流，而且兩者流量相同，因此，超擴段的直徑遠大于進氣管道直徑，而進氣管道內(nèi)的氣流壓力遠大于超擴段內(nèi)的氣流壓力。采用交叉結構形式的換熱器的缺點是結構龐大、熱損失大、傳熱速度慢以及換熱效率低。

為解決上述問題，需要采用換熱方式不同于普通換熱器的新型換熱器。一種可行的方案是換熱器采用“架橋”的結構形式。在此方案中，輸送冷、熱氣體的管道不需要直接交叉，依靠壁面?zhèn)鲗崃浚枰诶洹釟怏w間設置熱管作為熱量傳輸?shù)臉蛄骸Ｓ脽峁軅鳠岬膿Q熱器的原理如圖8所示。

由于熱管傳熱速度快，傳熱效率高，只傳輸冷熱氣體間的熱量，因此，相對于普通換熱器，用熱管傳熱的換熱器結構簡單、體積較小、熱損失小且傳熱效率高。

目前，適用于常規(guī)高超聲速風洞所需溫度、壓力范圍內(nèi)的熱管，技術已經(jīng)成熟，可選擇的種類很多，價格也比較便宜［13］。采用熱管傳熱的換熱器的設計和制造已經(jīng)可行，但尚需在實際應用中不斷地優(yōu)化其結構和性能。

圖8 用熱管傳熱的換熱器的原理Fig.8 Principle of heat exchanger using heat pipe

4 新方案的節(jié)能分析

通過第2節(jié)中對于高超聲速風洞工作階段能量運行的分析，得知風洞工作時存在熱能的浪費，因此，在保留暫沖－引射方案流場品質高特點的基礎上，增加余熱回收技術得到了新的風洞方案。實際上，高超聲速風洞的運行過程不僅包括工作階段，還包括起動階段和結束階段。在起動階段，主要進行溫度調節(jié)和壓力調節(jié)，使來流滿足風洞工作狀態(tài)的總溫和總壓要求。風洞工作完成后，不需要來流保持工作時的狀態(tài)，主要閥門開始關閉，風洞運行進入結束階段，直到閥門完全關閉，該階段完成。高超聲速風洞運行的起動階段和結束階段均需要消耗大量的熱能，新布局方案的節(jié)能分析需分段進行。

在風洞工作階段，如2.1節(jié)所述，考慮到氣流的沿程熱損失，風洞工作階段剩余熱量估計為總加熱量的80%；考慮到熱管傳熱的換熱器效率比較高，應該具有不低于80%的換熱效率。因此，新布局方案在風洞工作階段可節(jié)省的熱量不低于加入熱能的64%。

在起動階段，由于氣流的總溫和總壓不滿足試驗要求，在已有的方案中，這些氣流的熱量通常被損耗掉。風洞的起動階段時間越長，損耗的熱量越多。時間長短主要與馬赫數(shù)、總溫、總壓調節(jié)系統(tǒng)和調節(jié)方法等因素有關，例如，對于采用蓄熱式加熱器和冷熱氣流摻混調節(jié)總溫的風洞，起動階段的時間約為60～100s，通常，馬赫數(shù)低時時間短，馬赫數(shù)高時時間長；對于采用直接加熱的風洞，起動階段的時間約為600～900s。當常規(guī)高超聲速風洞采用新布局方案時，由于采用了余熱回收技術，再考慮到噴管在風洞起動階段的沿程損失小于工作階段的損失，節(jié)省的熱能不低于加入熱能的70%。

結束階段的熱能損耗取決于風洞關閉系統(tǒng)的速率。在已有的方案中，這些氣流的熱量被損耗掉；在新方案中，由于余熱回收技術的局限性，這些氣流的熱量也無法回收。另外，風洞試驗全部結束后，加熱器的余熱在新方案和已有方案中均沒有回收。相應的回收技術如何與風洞方案結合還需進一步的研究。

5 結 論

在總結現(xiàn)有常規(guī)高超聲速風洞氣動布局的基礎上，結合大尺寸常規(guī)高超聲速風洞能量運行的特點，給出了一種新的大尺度常規(guī)高超聲速風洞氣動布局形式，該布局形式是節(jié)能的。同時，對于實現(xiàn)這種布局形式的關鍵技術——換熱器，也給出了一種可行的方案。

鑒于本研究尚屬常規(guī)高超聲速風洞節(jié)能布局的初步研究，對于該氣動布局更加詳細的問題，如結構形式及參數(shù)、運行參數(shù)及控制等，均需要在后續(xù)工作中進一步研究。＇

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Preliminary study on energy－saving layout for conventional hypersonic wind tunnel

Wang Tiejin1，Shi Yueding1，Deng Zhiqiang2，Huang Bingxiu1，＊
（1.China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074；2.Office of Military Delegates from Airforce in West Region of Beijing，Beijing 100074）

With the development of hypersonic vehicles，the large－scale conventional hypersonic wind tunnel with nozzle exit diameter of 2m order of magnitude is required.However，the energy consumption of the exhausting working air also increases dramatically in the large－scale tunnel.How to save energy while the simulation conditions for the development of hypersonic vehicles are satisfied has become an important problem to be considered in the design of the conventional hypersonic wind tunnel.To solve this problem，the layout of the conventional hypersonic wind tunnel is optimized as follows：first，the aerodynamic layouts of the existing conventional hypersonic wind tunnels are summarized；second，the energy transformation in the conventional hypersonic wind tunnel during its operation is theoretically analyzed，and from the point of view of saving energy also analyzed are the methods used to deal with the exhausting working air in different layouts；third，the possible methods for utilizing the remainder energy of the exhausting working air are discussed；finally，an optimized layout for the large－scale conventional hypersonic wind tunnel is put forward，and the critical technologies to be used in the realization of the layout are discussed.The result of a simple calculation of saved energy in the optimized layout under a typical run condition shows its advantages in saving energy.

hypersonic wind tunnel；aerodynamic layout；saving energy；hypersonic speed；hypersonic vehicle

V211.74

A

（編輯：楊 娟）

1672－9897（2016）06－0071－06

10.11729／syltlx20150133

2015－11－04；

2016－09－25

＊通信作者E－mail：hbxiu＠163.com

Wang T J，Shi Y D，Deng Z Q，et al.Preliminary study on energy－saving layout for conventional hypersonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（6）：71－75，104.王鐵進，施岳定，鄧志強，等.常規(guī)高超聲速風洞的節(jié)能方案研究.實驗流體力學，2016，30（6）：71－75，104.

王鐵進（1970－），男，河北故城人，博士，研究員。研究方向：實驗空氣動力學，風洞設備總體和部件技術，空氣動力學應用技術。通信地址：北京7201信箱57分箱（100074）。E－mail：tiej701＠163.com