高超聲速風洞真空系統臨界壓力比實驗研究

陳愛國, 李震乾, 齊大偉, 龍正義, 楊彥廣

(中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

高超聲速風洞真空系統臨界壓力比實驗研究

陳愛國*, 李震乾, 齊大偉, 龍正義, 楊彥廣

(中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

臨界壓力是暫沖式高超聲速風洞實驗段流場破壞時真空罐中的壓力值，臨界壓力比影響Ma10以上大型高超聲速風洞真空系統的設計。在Φ0.3m高超聲速低密度風洞中進行了Ma10以上噴管的實驗，測量了風洞實驗段靜壓、流場的皮托壓力、擴壓器內表面前后壓力、真空罐壓力等參數，了解了各部位流場隨真空罐壓力升高的變化過程，獲得了現有風洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流場維持所需臨界壓力比分別為0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN軟件模擬了風洞流場建立到破壞的非定常過程，計算結果與實驗結果較為一致。臨界壓力比的獲得為類似大型高超聲速風洞真空系統設計提供了關鍵基礎數據。

高超聲速；風洞；真空系統；臨界壓力比

0 引 言

高超聲速風洞基本采用暫沖式運行方式，其真空系統的組成主要為真空罐和真空機組，作用是提供風洞運行所需的真空環境，即保證風洞起動和穩定運行一段時間。暫沖式高超聲速風洞的流場建立后，其真空罐內的壓力持續升高，升高到某一值后才導致試驗段穩定的環境壓力發生脈動式上升的變化，同時流場開始發生破壞，真空罐對應該破壞點時的壓力值稱為臨界壓力或結束壓力；臨界壓力比為臨界壓力與對應狀態皮托壓力(也稱為超聲速/高超聲速氣流正激波后等熵滯止的壓力)的比值。風洞運行中從起動壓力到臨界壓力的時間為風洞有效運行時間。吹吸式風洞的真空系統較容易滿足起動壓力要求，于是臨界壓力比和有效運行時間直接決定了真空系統的規模。有效運行時間是風洞的總體技術指標之一，在真空系統設計前已經是確定值，所以影響真空系統設計的因素是臨界壓力比。

真空系統往往在高超聲速風洞建設成本中占較大的比例。對于大型高馬赫數的高超聲速風洞，由于流場馬赫數高，維持流動需要更高的壓力比，于是真空系統建設成本所占比例更大。在大型高馬赫數的高超聲速風洞設計前需準確獲得臨界壓力比才可既滿足流場維持時間需求，又可有效預測建設成本。故臨界壓力比的較準確獲得成為亟待研究解決的基礎問題之一。

A.Pope和K.L.Goin 1965年給出了暫沖式風洞運行時間與真空容積、開始壓力、結束壓力、真空泵抽吸速率的關系[1],但沒有提供結束壓力的確定。徐華舫1987年給出了噴管工作的4種工作狀態及劃界壓力[2]，可用于了解風洞噴管流場從建立到破壞的壓力變化情況。高超聲速風洞真空系統臨界壓力比經驗上取0.1[3-6]，該取值較為保守，且馬赫數適用范圍小于10，馬赫數10以上的流場所需的真空系統臨界壓力比研究尚未見公開報道[7-13]。

噴管出來的高超聲速氣流進入真空系統前一般還經過模型、擴壓器、冷卻器、真空管道等，均會導致壓力損失，影響臨界壓力比，但是擴壓器[7]和冷卻器中的流動復雜，且風洞起動到結束為非定常流動，真實的全流場數值模擬難度大，給臨界壓力比的確定帶來困難。目前真空系統設計中一般參考經驗，故而在真空系統設計方面往往偏于保守，不利于大型高超聲速風洞的成本控制。本文從大型Ma10以上的風洞設備設計需求出發，通過在中國空氣動力研究與發展中心Φ0.3m高超聲速低密度風洞中進行了Ma10以上噴管流場破壞時臨界壓力的實驗研究，了解擴壓器內的流動變化和實驗段流場破壞過程，確定了高馬赫數流場的臨界壓力比，為類似大型風洞的真空系統設計提供了依據。

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(風洞代號FD-17)上進行，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、穩定段、噴管、實驗段、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和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10和12的型面噴管以及16的錐形噴管，介質為氮氣，測量參數包括總壓、總溫、風洞實驗段靜壓、流場的皮托壓力、擴壓器內表面前后壁面壓力和真空罐壓力等，測試位置示意如圖1所示。

1.2 測試儀器

(1) 總壓采用CYG105型壓阻傳感器測量，量程分別0～4MPa和 0～10MPa，根據總壓范圍選用。

(2) 皮托壓力采用CYG219(量程0～10kPa) 和CYG222( 量程0～2500Pa )型壓阻傳感器測量。

(3) 實驗段環境壓力采用ZDZ-52電阻規真空和ZDO-53熱偶真空計測量。實驗段環境壓力波動是判斷流場開始破壞的依據，故在實驗段側壁2個位置分別用ZDZ-52電阻真空計和ZDO-53熱偶真空計同時測量或監控其變化，并在使用前進行了標定，標定曲線如圖2和3所示。

(4) 擴壓器前后壓力采用CYG222( 0～2500Pa )型壓阻傳感器測量。

(5) 真空罐壓力采用羅斯蒙特絕對壓力變送器( 0～6kPa )測量，并在使用前進行了標定，標定曲線如圖4所示。

(6) 數采系統采用32通道數采系統進行數據采集，采用頻率100Hz。

2 實驗方法、實驗狀態

2.1 實驗方法

通過測量實驗過程中的實驗段靜壓、流場皮托壓力、真空球罐末端壓力和擴壓器前后壁面壓力，并結合已知的風洞參數及實驗狀態參數，確定當實驗段流場遭到破壞時的實驗段皮托壓力與真空罐壓力之間的關系，從而得出不同馬赫數的臨界壓力比；通過擴壓器前后壁面壓力變化，了解激波在擴壓器內的位置變化情況。

2.2 實驗狀態

本次實驗狀態共3個，分別為：(1) 狀態1：噴管Ma16，p0=2.36×106Pa，T0=909K；(2) 狀態2：噴管Ma12，p0=1.04×107Pa，T0=753K；(3) 狀態3：噴管Ma10，p0=7.51×106Pa，T0=650K。

2.3 實驗數據處理方法

實驗段流場遭到破壞時，對應實驗段靜壓波動，對應此時真空球罐的壓力pd就是實驗需要獲得的臨界壓力。為更好比較不同馬赫數流場破壞時的臨界壓力，以實驗段皮托壓力p02為參考進行無量綱化，二者的比值η作為臨界壓力比，即：

3 實驗結果及分析

在Ma10～16實驗過程中，穩定段總壓和總溫、實驗段環境壓力、擴壓器前后靜壓、冷卻器前后總壓和靜壓、真空罐壓力變化趨勢基本一致。圖5是穩定段總壓p0、皮托壓力p02、實驗段環境壓力p1、真空罐壓力pd隨實驗時間的數據曲線，可以看出，風洞起動后，真空計監測的實驗段環境壓力迅速穩定，但在實驗結束前出現信號的波動，表明實驗段流場穩定了一段時間而后被破壞；穩定段總壓p0和皮托壓力p02迅速穩定，表明實驗過程中氣體供應平穩；由于真空泵的抽吸作用和進氣流量的相互作用，真空罐壓力pd保持短暫穩定時間后持續升高，表明進入真空罐的氣體來不及被抽走，累積的越來越多；實驗段環境壓力p1穩定一段時間后出現震蕩上升，說明流場已經破壞，震蕩開始點即為流場破壞的起始點，該起始點對應的真空罐壓力pd即為臨界壓力。

圖5 穩定段總壓、皮托壓力、實驗段環境壓力、真空罐壓力數據曲線(狀態1)

Fig.5 Pressure variation curves of stagnation (p0) and pitot (p02) and test section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 1)

圖6為擴壓器前后的壁面壓力隨實驗時間的數據曲線，壁面壓力穩定了一段時間后，擴壓器后端的壁面壓力先升高，再持續升高，經過一段時間后擴壓器前端的壁面壓力升高，表明擴壓器內的流動先穩定一段時間后有激波從后端往前傳來。

Fig.6 Pressure variation curves of diffuser ahead (pk1) and behind (pk2) during the experiment (Case 3)

從整個實驗過程中各處的壓力變化可以看出，實驗的流動過程可描述如下：風洞即將起動前，真空罐和實驗段的壓力較低，風洞起動后，穩定段穩定的氣體通過噴管加速至高超聲速流動，進入擴壓器，并產生引射作用，導致實驗段環境壓力從實驗前的值下降至流場靜壓的大小，擴壓器內部和出口均為超聲速流動，而后進入真空罐滯止。隨著真空罐的壓力逐漸升高到一定程度后，超聲速氣流進入真空罐前產生激波，并且該激波位置隨著真空罐壓力的進一步升高逐漸順著擴壓器、實驗段方向往前移動，當激波移至擴壓器入口時，實驗段的流場也就被破壞了，實驗結束。由此可分析出，在來流條件和風洞設備不變的情況下，真空罐的壓力是決定風洞實驗過程中激波在擴壓器中的位置，臨界壓力pd決定實驗段流場破壞及實驗運行時間。

圖7是狀態1(Ma16噴管、穩定段總壓p0為2.36×106Pa、穩定段總溫T0為909K、皮托壓力p02為535Pa)實驗段環境壓力、真空罐壓力數據曲線，可以確定臨界壓力pd為267Pa，由式(1)得η=0.5。

Fig.7 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 1)

圖8是狀態2(Ma12噴管、穩定段總壓p0為1.04×107Pa、穩定段總溫T0為753K、皮托壓力p02為7578Pa)實驗段環境壓力、真空罐壓力數據曲線，可以確定臨界壓力pd為2631Pa，由式(1)得η=0.35。

圖9是狀態3(Ma10噴管、穩定段總壓p0為7.51×106Pa、穩定段總溫T0為650K、皮托壓力p02為14 409Pa)實驗段環境壓力、真空罐壓力數據曲線，可以確定臨界壓力pd為4913Pa，由式(1)得η=0.34。 從圖8～10獲得了Φ0.3m高超聲速低密度風洞Ma10～16噴管流場所需的真空系統臨界壓力比，由于風洞擴壓器、冷卻器等影響，作為大型同類高超聲速風洞的真空系統設計而言η取0.3是合適的，既能夠滿足所有的狀態，又比按η取0.1的真空規模縮減2/3。

Fig.8 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 2)

Fig.9 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 3)

近期，1m量級Ma10至16高超聲速風洞的初步調試結果表明其臨界壓力比在0.304～0.312之間，與設計值較為符合。

4 流場模擬結果

高超聲速風洞冷卻器的冷卻管位于流場中，前后交錯排布，真實外型面三維網格生成復雜，而風洞其余部段均可假設為軸對稱，可采用二維網格，若考慮包含冷卻管的全流場數值模擬，則需全部采用三維網格計算，給全流場的非定常流動數值模擬帶來很大的計算量。為便于開展計算，對風洞計算的內型面進行了簡化，在保證噴管型面與擴壓器入口直徑和等直段內徑(Φ0.4m)及相對位置關系與實際一致的前提下，不考慮冷卻管，對真空罐和真空管道尺寸進行了適當縮小，整個計算型面如圖10所示。數值模擬采用FASTRAN軟件，對3個實驗狀態的全流場進行了模擬。

圖11從上往下給出了狀態1實驗段流場建立、穩定和即將破壞時的全流場馬赫數云圖，可以看到激波隨真空罐壓力升高從真空管道向擴壓器入口運動的過程，其擴壓器內的運動過程與圖6試驗結果趨勢一致。圖12是對應圖11中激波運動到擴壓器入口時的球罐內壓力云圖，可看出流場即將破壞時，真空球罐內壓力分布最大相差4Pa，平均值約為303Pa。

同理給出了狀態2和3的結果，表1給出3個實驗狀態的臨界壓力測量結果和數值模擬的計算結果，可以看出臨界壓力的計算結果均比實驗結果略高，主要是因為計算中未考慮冷卻器，壓力損失比實際實驗中的低。

表1 臨界壓力實驗和計算結果(單位：Pa)Tablel 1 Critical pressure result of experiment and numerical simulation(unit: Pa)

5 結 論

(1) 在來流條件和風洞設備不變的情況下，真空罐的壓力是決定風洞實驗過程中激波在擴壓器中的位置，臨界壓力pd決定實驗段流場破壞及實驗運行時間。

(2)Φ0.3m高超聲速低密度風洞Ma10～16噴管流場所需的真空系統臨界壓力比，可類推作為大型同類型高超聲速風洞真空系統設計的重要參數，既能夠滿足所有的狀態，又能夠控制真空建設規模。從1m量級Ma10～16高超聲速風洞的初步調試結果也驗證了臨界壓力比取值的合理性。

(3)Φ0.3m高超聲速低密度風洞簡化外形的全流場數值模擬結果提供了流場從建立至破壞的過程，臨界壓力計算結果比實驗結果略高，原因是計算中未考慮冷卻器。

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(編輯：楊 娟)

Experimental investigation on critical pressure ratio of hypersonic wind tunnel vacuum system

Chen Aiguo*, Li Zhenqian, Qi Dawei, Long Zhengyi, Yang Yanguang

(Hypersonic Aerodynamics Research Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

When the pressure in the vacuum container of the intermittent type hypersonic wind tunnel rises up to a certain extent, the flow field in the test section begins to destroied, and the static pressure in the test section would be unstable. The pressure in the vacuum container at the corresponding unstable point is called the critical pressure. The critical pressure would affect the vacuum system design of large-scale hypersonic wind tunnels (Ma≥10). The experiment is carried out in theΦ0.3m hypersonic low density wind tunnel, where the Mach number is over 10. The pressures in the test section, the pitot tube, the diffuser and the vacuum container have been measured. The critical pressure ratio ofMa10,Ma12 andMa16 is 0.34, 0.35 and 0.5 respectively. The wind tunnel flow field unsteady process from establishment to destruction is simulated by FASTRAN software. The calculation result is in agreement with experimental result. The investigation provides key data for the vacuum system design of similar larger hypersonic wind tunnels.

hypersonic;wind tunnel;vacuum system;critical pressure ratio

1672-9897(2017)04-0079-06

10.11729/syltlx20160115

2016-07-27;

2016-11-25

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

ChenAG,LiZQ,QiDW,etal.Experimentalinvestigationoncriticalpressureratioofhypersonicwindtunnelvacuumsystem.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 79-83,96. 陳愛國, 李震乾, 齊大偉, 等. 高超聲速風洞真空系統臨界壓力比實驗研究. 實驗流體力學, 2017, 31(4): 79-83,96.

V211.7; TB753

A

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(621000)。E-mail：chenaiguo@cardc.cn

*通信作者 E-mail: chenaiguo@cardc.cn