連續式跨聲速風洞動力系統運行安全研究

張文，周恩民，2，劉愷，程松，劉烽

（1.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽621000；2.南京航空航天大學航空宇航學院，江蘇南京210016）

連續式跨聲速風洞動力系統運行安全研究

張文1，周恩民1，2，劉愷1，程松1，劉烽1

（1.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽621000；2.南京航空航天大學航空宇航學院，江蘇南京210016）

為提高連續式跨聲速風洞動力系統的運行安全性，結合0.6 m×0.6 m連續式跨聲速風洞的建設、調試和運行實踐，分析風洞閉口回流布局對氣流溫升和管網阻力的影響，研究軸流壓縮機在風洞應用中的軸系、運行工況和馬赫數控制的安全特性，對關鍵性能進行了測試研究。研究結果表明：換熱器性能滿足壓縮機運行和風洞總溫需求；得到了壓縮機軸系運行參數報警閾值和防喘振曲線設置的依據，測試出了扭轉振動臨界轉速。壓縮機防喘振曲線統一采用100 kPa總壓下的流量和壓力比，風洞馬赫數可采用壓縮機轉速和中心體位置閉環組合控制。

飛行器試驗技術；連續式跨聲速風洞；運行安全；換熱；喘振

0 引言

連續式跨聲速風洞具有定總壓和定馬赫數運行、流場品質好、性能穩定和連續運行等優勢，近年來在國內陸續建設投運。開展運行安全研究是確保風洞安全并充分發揮風洞優勢的前提，文獻［1-2］研究了蘭利跨聲速動力學風洞重氣體和各種構型飛行器的試驗安全，文獻［3］對16T風洞的軸流壓縮機進行了安全風險分析，文獻［4-5］測試出了國內建成投運的兩座連續式跨聲速風洞安全運行邊界。總的來看，專門針對連續式跨聲速風洞在洞體布局、驅動方式和運行原理等方面的運行安全研究還很少。

國內連續式跨聲速風洞起步較晚，投運時間較短，運行安全經驗不足，特別是軸流壓縮機在連續式風洞閉合管網中的運行和保護經驗較為缺乏。主要表現為:風洞試驗期間壓縮機連續運行，管網回路內氣流溫度升高，試驗數據精度和設備安全將受到影響，需對壓縮機的出口氣流強制換熱；風洞馬赫數運行范圍寬和試驗狀態多變，導致風洞管網阻力特性多變，壓縮機的運行工況極為復雜，容易進入不穩定工況，需對其機械運轉性能和喘振特性進行測試研究。

以中國空氣動力研究與發展中心建成投運的0.6 m×0.6 m連續式跨聲速風洞（簡稱0.6 m連續式風洞）為研究對象，該風洞是大型連續式跨聲速風洞的引導風洞［6］，分析了風洞的運行特點，對影響動力系統運行安全的關鍵性能進行了測試研究，可為同類風洞及國家即將建設的大型連續式風洞提供一定的參考和借鑒。

1 系統原理及運行特點

1.1 風洞結構與原理

0.6 m連續式風洞布局示意圖如圖1所示。試驗段截面尺寸為0.6 m×0.6 m，風洞運行總壓p0為0.15×105～2.5×105Pa；總溫T0為280 K～323 K，試驗段設計馬赫數Ma為0.2～1.6.風洞洞體采用閉合回路布局，除常規暫沖式風洞基本結構外，還包括二喉道段、壓縮機段、換熱器和防喘旁路等。

圖1 風洞洞體布局示意圖Fig.1 Layout of wind tunnel

風洞由軸流壓縮機驅動，不受外置氣源壓降和密度變化的影響，可實現定總壓和定馬赫數的連續運行。第一期流場校測及GBM-04A標模試驗結果表明:100 kPa下，總壓控制精度≤0.2%，4個試驗段的馬赫數控制精度為0.000 3～0.001，達到了國家軍用標準先進指標；各馬赫數下的縱向特征值與國內同量級暫沖式風洞、法國S2MA風洞趨勢一致，量值相當，重復性試驗精度達到國家軍用標準先進指標。

1.2 系統運行特點

1.2.1 洞體布局對壓縮機性能的影響

1）回路氣流溫升。壓縮機最高運行轉速為3 600 r/min，轉子高速旋轉對來流做功，壓縮過程為多變壓縮，多變壓縮功為

式中:m為多變指數；R為氣體常數；Tc，i為壓縮機入口溫度；Tc，o為壓縮機出口溫度；pc，i為壓縮機入口壓力；pc，o為壓縮機出口壓力。

將（2）式代入（1）式，得

多變壓縮功使壓縮機出口溫度在最大壓力比時達到110℃.高溫氣流經閉合回路流向入口，單純依靠自然熱交換不足以冷卻氣流，入口溫度上升且與出口溫度耦合疊加，使風洞回路內的氣流溫度急劇升高，既影響壓縮機的工作效率和運行安全，也將降低風洞試驗的數據精準度，需通過壓縮機出口的換熱器進行強制換熱冷卻。

2）管網阻力影響。風洞部段與洞體部件組成了特殊的管網系統，管網阻力p、所需壓力比εi與氣流體積流量Qv相關［8］，計算公式為

式中:kp為比例常數，與管網特性及氣體介質相關；εi為管網中i管段的壓力比；q（λi）、λi分別為i管段的流量函數和速度系數；Σζi為折算到i管段入口截面的損失系數［9］。q（λi）可按（6）式估算:

式中:A0為試驗段入口截面積；Ai為i管段入口截面積；q（λ0）為試驗段流量函數；ε0-i為試驗段至i管段的壓力比。由氣動函數可反算出λi:

式中:k為氣流比熱比，空氣取k=1.4.

風洞試驗時，總壓調節、模型攻角變化和二喉道開度控制使管網系統特性多變，壓縮機將偏離設計工況運行。管網阻力增大后，氣流流經各部段所需的壓力比升高，壓縮機入口流量降低，容易進入旋轉失速、喘振等不穩定工況。

1.2.2 壓縮機安全特性分析

1）軸系安全性分析。壓縮機旋轉軸系總長14 m，在馬赫數和總壓的寬范圍調節下，其轉速與負載耦合多變［10］。特別是在高馬赫數和增壓工況下，壓縮機轉速n升高，軸向負載增大，軸位移、軸振動和溫度等參數升高，影響機組效率和運行安全。壓縮機在不同總壓下的流量對比見圖2，從中可以看出，250 kPa總壓比100 kPa總壓下的質量流量Qm增大了60%.

圖2 不同總壓下的流量Fig.2 Flow rates at different total pressures

2）運行工況安全性分析。當壓縮機處于非設計工況運行，入口流量小于某個值時，葉柵將發生流動失速，失速加劇使氣流沿軸向周期性震蕩，誘發喘振。喘振與管網系統特性密切相關，壓縮機與風洞管網聯合工作特性曲線見圖3，圖中Qv為壓縮機入口體積流量，ε為壓縮機的壓力比。

圖3中，曲線1為壓縮機某轉速下的特性曲線，曲線2為風洞阻力曲線，相交點O為壓縮機的某個運行工況點。風洞馬赫數調節范圍寬、試驗參數多變使管網阻力多變，阻力增大時曲線2變陡且向左偏移，工況點O隨之左移，Qv逐漸降低。當阻力曲線由2偏移至2′時，Qv進一步降低，工況點O′進入失速區，失速加劇后發生喘振。

1.2.3 馬赫數控制對運行邊界的影響

為保證壓縮機設計點的多變效率η≥80%，其運行邊界則不能有效覆蓋風洞的馬赫數范圍。如圖4所示，在Ma=0.2和Ma=1.6時，工況點非常靠近甚至進入喘振區，使風洞的運行范圍變窄。

圖3 壓縮機與風洞聯合工作曲線Fig.3 Correlative curves of compressor and wind tunnel

圖4 運行工況點馬赫數分布圖Fig.4 Mach number distribution of operation points

此外，馬赫數Ma在0.2～1.6范圍內調節時，壓縮機轉速將覆蓋600～3 600 r/min的全轉速范圍，需計算并實測出回旋與扭轉振動的臨界轉速，采取措施使轉速落入該區間時快速通過。

2 系統性能測試

2.1 換熱器性能測試

兼顧換熱效率和壓力損失，換熱器采用管翅式交叉流布局，矩形截面與風洞部段連接，內置雙金屬軋片管，通過控制冷卻水溫度，對壓縮機出口的高溫高頻交變氣流進行強制冷卻。設計氣流壓力損失≤1 000 Pa，出口氣流溫度≤50℃.換熱功率P和效率η′按下式計算［11］:

式中:qm為空氣質量流量；Cp，i為換熱器入口空氣定壓比熱；Cp，o為換熱器出口空氣定壓比熱；Ti為換熱器入口溫度；To為換熱器出口溫度；Pi為入口氣流熱功率。

在總壓100 kPa下，在風洞回路中進行換熱功率和效率測試，壓縮機在1 500～3 600 r/min轉速范圍內階梯升速，用總溫探針采集熱平衡后換熱器的進出口溫度，測試結果如表1和圖5所示。

表1 換熱功率和效率測試結果Tab.1 Test results of heat-exchange power and efficiency

圖5 進出口溫度測試結果Fig.5 Test results of inlet and exit temperatures

由表1和圖5可以看出:壓縮機轉速升高，在壓縮功的作用下，換熱器入口氣流的熱功率增大趨勢明顯，出口氣流溫度在熱慣性的影響下也呈上升趨勢，但因強制換熱，并未超過設計溫度，換熱裕量較大；換熱功率與效率隨轉速和溫差升高，表明換熱器的熱容量較大，能夠滿足壓縮機運行和風洞總溫要求。考慮換熱器可能會出現運行異常，并綜合環境溫差和增壓工況的耦合影響，可基于出口實測溫度和設計溫度進行監控設計，防止過熱工況持續惡化。

2.2 壓縮機性能測試

2.2.1 機械運轉性能測試

壓縮機靜葉角66°，在總壓100 kPa下階梯升速至3 600 r/min，總壓250 kPa時受功率限制，只測試到2 700 r/min.利用Bently3500機械保護系統和溫度探頭測試軸系的振動、位移和溫度，結果如圖6所示。

圖6 振動、位移、溫度測試結果Fig.6 Test results of vibration，displacement and temperature

從圖6中可以看出:總壓對壓縮機后軸承的振動影響明顯，軸向負載增大后，葉柵級間壓力差增大，軸向推力增大；相同轉速下，總壓250 kPa比100 kPa時的位移增大了17%以上，位移沿氣流流動方向單向變化，峰值為0.25 mm，未超過標準允許值；后軸承溫度在壓縮功的作用下溫升明顯，n≥2 000 r/min時，總壓對軸承溫度的影響增大，增壓工況下的溫度變化更為明顯。

2.2.2 喘振特性測試

1）總壓對流量和壓力比的影響。壓縮機靜葉角66°，運行轉速1 000～3 600 r/min，圖7給出了常壓、增壓和負壓狀態下喘振點的測試結果。從圖7中可以看出:在不同總壓狀態，相同轉速下的喘振點流量并無明顯變化，總壓150 kPa下流量的最大偏差也不到4%，這主要是因為雷諾數的變化對葉柵的擾流特性影響較小；相同流量時，增壓狀態下由于氣流密度增大，壓力比則比常壓略低。考慮到存在測試誤差，可以認為總壓變化對流量和壓力比的影響較小，不足以改變壓縮機的喘振特性，因此防喘振曲線設置采用常壓狀態下的流量和壓力比。

圖7 總壓對流量和壓比的影響Fig.7 Effect of total pressure on flow rate and pressure ratio

2）模型攻角對流量和壓力比的影響。壓縮機轉速1500 r/min，在總壓100 kPa狀態下進行某翼型模型測試，攻角范圍-10°～10°，以模型堵塞度ε′表征壓力損失，測試結果見表2和圖8.

式中:α為模型攻角；Smax，α=0°為α=0°時模型的最大橫截面積；St為風洞試驗段橫截面積。

表2 流量和壓力比測試結果Tab.2 Test results of flow rate and pressure ratio

圖8 攻角對流量和壓力比的影響Fig.8 Effect of attack angle on flow rate and pressure ratio

從圖8中可以看出，攻角增大使模型的堵塞度增大，氣流壓力損失升高，馬赫數降低，引起壓縮機入口體積流量降低和壓力比升高，但影響量不大。與1 500 r/min下的喘振點相比，攻角在10°時還有43%的流量裕量，該模型在攻角單變量變化時不會引起喘振。但在采用更大堵塞度的模型進行大功角試驗時，攻角的變化仍是壓縮機喘振的重要因素之一。

3）二喉道對流量和壓力比的影響。二喉道控制原理見圖9，從中可看出三段式調節片和中心體均向通流面積減小的方向運動。壓縮機轉速1 500 r/min，在總壓100 kPa下的測試結果如圖10所示。

通流面積減小對壓縮機入口體積流量和壓力比影響較大。中心體尤其敏感，其最大測試點位置30 mm的流量比初始流量減小21.8%，壓力比升高3%，工況點已進入喘振報警區。因此，可將中心體位置的變化作為馬赫數閉環控制精調的主要參量。

圖9 二喉道控制原理圖Fig.9 Control principle of the second throat

圖10 二喉道對流量和壓力比的影響Fig.10 Effect of the second throat on flow rate and pressure ratio

2.2.3 扭轉振動臨界轉速測試

計算得到壓縮機軸系扭轉振動的臨界轉速為1 141 r/min和1 336 r/min，回旋振動的臨界轉速為4 400 r/min.采用電渦流傳感器和信號分析儀進行測試，圖11給出了扭轉振動測試結果。

圖11中，1.0諧次出現兩次扭轉角峰值，對應壓縮機轉速為1 230 r/min和1 430 r/min.2.0諧次平均扭轉角峰值出現在4 200 r/min（2 100 r/min× 2）。因軸系無明顯的扭振激勵源，計算與測試結果誤差大于5%仍具有較高的可信度，影響壓縮機軸系安全的主要是1.0諧次的1階和2階扭轉振動。

工程上常用的減振方法包括提高軸系阻尼、改變軸系固有頻率、加裝減振裝置和設置轉速禁止區等［12］。由于壓縮機在600～3 600 r/min的全轉速范圍內頻繁變速運行，減振后工作轉速仍將落入臨界轉速區間，因此采用設置轉速禁止區的方法，使壓縮機的工作轉速偏離臨界轉速，同時對靜葉角度進行調節，實現馬赫數的全范圍控制。在變頻器中設置跳轉頻率19.5～24.95 Hz，對應壓縮機的轉速為1 170～1 497 r/min，覆蓋臨界轉速，落入該轉速區間時跳出。

圖11 扭轉角與轉速關系頻譜圖Fig.11 Torsion angle vs.rotational speed

3 結論

針對0.6 m連續式風洞的洞體布局、驅動方式和運行原理進行了安全性研究。換熱器能夠實現壓縮機出口熱氣流的強制換熱，其性能滿足風洞試驗總溫需求。測試出壓縮機軸系振動、位移和溫度的變化規律，為合理設置報警閾值提供了依據。風洞總壓對壓縮機喘振特性的影響較小，防喘振曲線以常壓下的流量和壓力比進行設置。馬赫數閉環控制時壓縮機的轉速需避開扭轉振動臨界值，中心體的位置可作為馬赫數的精調參量。研究結果對風洞動力系統的運行安全、連續式風洞優勢和引導作用的發揮具有參考意義。

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Research on Operational Safety of Driving System of Continuous Transonic Wind Tunnel

ZHANG Wen1，ZHOU En-min1，2，LIU Kai1，CHENG Song1，LIU Feng1
（1.High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，Sichuan，China；2.College of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，Jiangsu，China）

In order to enhance the operational safety of driving system in continuous transonic wind tunnel，the effects of closed-circuit configuration on airflow temperature rise and wind tunnel tube pressure loss is analyzed based on construction，debugging and operation of 0.6 m×0.6 m continuous transonic wind tunnel.The safety features of shafting，surge and Mach number control for axial compressor used in wind tunnel are researched.The test results show that the performance of heat exchanger meets the requirement of axial compressor operation and total temperature in wind tunnel.The experimental basis of operation parameter alarm threshold values of axial compressor shafting and setting of anti-surge curves is achieved，and the critical speeds of torsional vibration are measured.The flow rate and pressure ratio at 100 kPa total pressure are used for the anti-surge curves of axial compressor，and Mach number can be controlled by the rotational speed of axial compressor and the position of mechanical central part.

aerocraft experimental technology；continuous transonic wind tunnel；operational safety；heat exchange；surge

V211.74+1

A

1000-1093（2016）07-1330-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.07.023

2015-06-09

張文（1984—），男，工程師。E-mail:myzwabc@163.com