高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數測量試驗技術研究

舒海峰, 何 超, 郭雷濤, 許曉斌,2, 范孝華

(1. 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; 2. 高超聲速沖壓發動機技術國防科技重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數測量試驗技術研究

舒海峰1,*, 何 超1, 郭雷濤1, 許曉斌1,2, 范孝華1

(1. 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; 2. 高超聲速沖壓發動機技術國防科技重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

準確測量內流道出口參數是獲得高超聲速通氣模型內流道氣動特性的基礎。目前采用的單排測壓耙或多排測壓耙、固定位置測量的方法不能全面而準確地反映出口流動的實際情況，因此開展了新方法的研究工作。選取一個去除所有安定面和舵面的帶進氣道升力體布局飛行器模型作為研究對象，開展了試驗方法研究：用CFD方法研究相鄰靜壓管之間不同距離以及靜壓管與氣流夾角對測量結果的影響；研制了專用的三自由度壓力測量裝置；開展了Ma6條件下的風洞試驗，獲得了噴管出口附近的壁面壓力、出口處的靜壓和皮托壓力。試驗結果表明：壁面壓力和出口靜壓總體呈兩側高、中間低的趨勢；模型壁面溫度對重復性精度有較大影響；測壓排架與噴管壁面之間的相互干擾對靜壓測量準度產生影響。

內流道；吸氣式飛行器；皮托壓力；靜壓；風洞試驗

0 引 言

高超聲速飛行技術是21世紀航空航天領域的研究熱點之一，高超聲速飛行器具有重要的戰略意義和極高的應用價值[1-3]。獲得優化的氣動布局，從而提高飛行器的氣動性能，是高超聲速吸氣式飛行器研制中必須解決的一個重要問題。在飛行器氣動布局的研究和設計中，如何準確獲得飛行器的內流道氣動特性，是需要重點關注的問題之一[4-5]。

準確測量高超聲速通氣模型內流道出口參數是獲得內流道氣動特性的基礎。目前，使用測壓耙進行出口壓力測量仍然是主要的技術手段[6]。通常是采用固定位置的單排測壓耙(見圖1)，靜壓和皮托壓力探針只能測量固定位置的氣流參數，不能在出口截面內移動。由于出口氣流極不均勻，單排測壓耙固定測點獲得的測量結果不能全面而準確地反映出口流動的實際情況。

為克服單排測壓耙的不足，設計過一種固定位置的多排測壓耙(見圖2)，在一次試驗中同時獲得出口截面上不同水平位置的氣流參數。為避免相鄰2根靜壓管頭部激波相互干擾并保證內流道流通面積，測點不能布置得太密。因此，這種方法也不能全面反映出口流動的實際情況。

中國航天空氣動力技術研究院黃湛等人應用DPIV技術測量了Ma5條件下的吸氣式飛行器尾噴管出口氣流速度，并用皮托壓力探針測量出口皮托壓力。通過氣流速度、總溫與皮托壓力換算得到噴管出口的靜壓[7]。此方法的優點是對噴管出口流場的干擾很小，可以忽略不計，理論上能夠獲得整個噴管出口的流場分布；缺點是技術難度較大，設備復雜，出口氣流的總溫很難準確獲得。

本研究的目的是通過研究探針布置方式對測量結果的影響，改進現有的測量技術，達到盡可能全面地了解吸氣式飛行器模型尾噴管出口氣流參數分布的目的，并在Φ1m高超聲速風洞上建立更加準確的噴管出口氣流參數測量技術，為飛行器設計提供更豐富、可靠的試驗數據。

1 氣流參數測量試驗方法研究

1.1 靜壓探針布置對測量結果影響研究

若尾噴管出口處是超聲速氣流，在靜壓探針的頭部會產生激波，如果相鄰2個靜壓探針之間的距離太近，頭部激波的相互干擾會對測量結果造成影響；同時出口氣流是有一定流向角的，若靜壓探針與氣流流向之間夾角過大，同樣也會對測量結果產生影響。因此，需要開展CFD計算，研究相鄰靜壓探針之間的距離以及靜壓探針與氣流流向之間的偏角對測量結果的影響。

1.1.1計算模型

計算模擬的靜壓探針是由1個半錐角為1.91°、底部直徑為4mm的尖錐與外直徑為4mm、內直徑為2mm、長度為80mm的圓筒組合而成的。在距離圓筒與尖錐貼合面19.8mm處等間隔開4個直徑為0.4mm的小孔，小孔貫穿圓筒壁面，使內外流場相通。

1.1.2計算網格及邊界條件

進行了三維數值計算。網格采用六面體結構網格，壁面第一層網格間距為0.001mm，外流場采用C-H型網格包裹，最終生成網格總數約200萬。圖3為對稱面網格示意圖。

計算的來流狀態如表1所示：

表1 計算參數和計算條件Table 1 Computation parameters and conditions

計算中流場外邊界條件由來流狀態給出，壁面采用無滑移絕熱壁，并采用壁面差值函數，靜壓管外流場出口采用外插，內腔出口在試驗中與掃描閥連接，采用壁面邊界條件。采用CFD++商業軟件，選用k-ε湍流模型。

1.1.3計算結果分析

(1) 探針間距的影響

圖4給出了1根探針、迎角為0°時的壓力分布云圖；圖5給出了2根相鄰探針、迎角0°、不同間距時的壓力分布云圖，計算數據如表2所示。

DistanceSingle2d4d8dp/Pa1463162914681470

1根探針、0°迎角時，計算得到的靜壓為1463Pa。根據表2的結果，相鄰兩根探針距離不小于4倍管徑時相互之間基本無干擾。

綜合上述計算結果，并考慮到噴管出口實際馬赫數可能低于6，靜壓探針的最小距離應不小于6倍管徑。

(2) 探針與氣流夾角的影響

在試驗時，探針與氣流之間的縱向夾角可以通過三自由度壓力測量裝置的俯仰角進行調整；而橫向夾角則只能通過在測壓耙上預設角度實現。由此造成的測量誤差是需要評估的。

CFD計算結果表明(見表3)，探針與氣流夾角在2°以內時靜壓的測量誤差1%左右(相對0°夾角)，4°時為15%左右。

表3 氣流偏角的影響Table 3 The interference of the angle of airflow and static tube

1.2 研究對象及模擬方法

本項研究選取1個去除了所有安定面和舵面的帶進氣道升力體布局飛行器模型作為研究對象。

為模擬飛行的外流條件及內流道通氣狀態，在試驗中采取的模擬方法如下[8]：

(1) 外形相似模擬。嚴格按照理論尺寸縮尺模擬飛行器前體、壓縮面、進氣道和尾噴管型面。

(2) 外流模擬：外流馬赫數、雷諾數模擬。

(3) 內流道流動。由于內流道的流動由外流參數、入口參數和內流道及噴管型面所確定，因此內流道流動由外形相似和外流參數模擬即可保證。

1.3 測壓點布置

為準確了解噴管出口壓力分布，應當測量出口截面每一個位置的壓力值，從而得到完整的出口壓力云圖。但由于受模型強度等因素的限制，這是不可能實現的。因此，在模型壁面和噴管出口布置壓力測點時相互之間是有一定間距的，具體布置如下：

(1) 壁面測點布置。為測量近壁面氣流靜壓，在與尾噴管出口截面平行、距離2mm的截面處，沿噴管四周布置了57個靜壓測點，測點軸線嚴格垂直于當地噴管切面。圖6為壁面靜壓測點的位置及編號示意圖(模型反裝)。中間測點與兩側測點的距離為2.5mm，其余相鄰測點之間距離5mm。

(2)空間測點布置。空間測點是測壓耙上的靜壓和皮托壓力探針在噴管出口處的空間位置。選定的空間測點位置如圖7所示(模型反裝)，13行、19列，共計247個點位，各列之間間距均為5mm，行間距為2.5mm。最外側到噴管上下和左右壁面的距離分別為3.76和4.96mm。按照從噴管下表面到上表面、從左側到右側的順序將測點依次劃分為第1～13行和第1～19列。

1.4 出口截面坐標系定義及各測點坐標

出口截面坐標系定義為：以出口截面幾何中心O點(見圖6)為坐標原點，OY軸指向出口底面為正，OX軸指向右為正。

各壓力測點的坐標可根據坐標系定義及測點位置圖(見圖6和7)一一確定，在此不再贅述。

1.5 測壓耙設計

測壓耙設計要考慮每個測壓點位測壓管與氣流的橫向夾角。由于噴管出口流場不均勻，很難準確預測每個測點處的氣流流向角，只能大致估計。研究選取的試驗模型噴管出口處兩側型面膨脹角約為1.35°。設左側角度為1.35°，右側為-1.35°，則測壓耙1號點(測壓耙最左側)的預置偏角為1.35°，19號點(測壓耙最右側)為-1.35°，從1號點到19號點依次等比例遞減。

1.6 三自由度壓力測量裝置

研制了1臺三自由度壓力測量裝置，使壓力探針能夠上下左右移動和繞固定點轉動，以盡可能正對出口氣流的流向，提高測量準度。各自由度運動均由電機帶動傳動機構實現，用編碼器進行測量。運動精度為：角位移誤差小于3′，重復性定位精度優于30″；線位移誤差小于0.3mm/100mm，重復性定位精度小于0.3mm。

1.7 壓力測量方法

1.7.1皮托壓力和壁面靜壓測量

與靜壓管不同，相鄰皮托壓力管的間距不需要滿足大于6倍管徑的要求。因此，在測壓耙上同時布置19個皮托壓力管(相鄰管子間距5mm)，在同一個試驗車次中通過三自由度壓力測量裝置的上下移動將247個點位的皮托壓力全部測完。裝置移動到每個位置停留1.5s，以保證壓力達到平衡(靜壓測量時亦如此)。

迎角0°條件下，重復7次，分3個試驗車次完成。其中前2次車，三自由度壓力測量裝置上下運動各3次，完成6次壓力測量；最后1個車次，測量裝置上下運動1次，完成第7次壓力測量。

在測量出口皮托壓力的同時測量噴管出口附近的壁面靜壓。

1.7.2出口靜壓測量

試驗最初擬采用與計算相同的外徑為4mm、半錐角1.91°的靜壓管進行靜壓測量。但考慮到外徑越大靜壓管頭部激波的影響范圍越大，相鄰靜壓管之間以及靜壓管與噴管壁面之間的干擾越嚴重，獲得的有效試驗數據較少。保持半錐角不變、減小外徑，可以保證頭部激波的激波角不變而影響范圍大大減小，計算得到的結論依然成立。相鄰靜壓管之間的距離相應減小，測點相應增加。因此，試驗選用了半錐角1.91°、外徑2mm的靜壓管，測量孔距靜壓管頭錐尖點35mm。分3次試驗完成全部(247個)點位的靜壓測量，3次試驗分別測量第1/4/7/10/13/16/19列(即安裝7支靜壓探針)、第2/5/8/11/14/17列(安裝6支靜壓探針)和第3/6/9/12/15/18列(安裝6支靜壓探針)的出口靜壓，相鄰探針間距約為15mm(7.5倍靜壓管直徑)。每個試驗車次三自由度壓力測量裝置上下運動1～3次，完成全部點位的重復性測量。

2 風洞試驗與試驗結果分析

2.1 試驗設備及來流條件

試驗在中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)的Φ1m高超聲速風洞(Ma3～8支路)上進行。該風洞為一座高壓下吹-真空抽吸、暫沖式運行的常規高超聲速風洞，配備了出口直徑為1m、名義馬赫數為3、3.5、4、4.5、5、5.5、6、6.5、7和8的型面噴管，模擬高度20～60km(隨馬赫數的不同而模擬范圍有所不同)，試驗時間30s。風洞配備了較完善的測控系統，可以滿足試驗中的各種參數測量和處理、流場顯示與記錄的需要。

試驗來流條件如表4所示。

表4 試驗參數與試驗條件Table 4 Test parameters and conditions

模型壓力測量采用DTC initium電子掃描閥壓力測量系統，量程為17和103kPa，分別用于測量出口靜壓/壁面壓力(量程17kPa)和出口皮托壓力(量程103kPa)，測壓精度優于0.2%。

2.2 試驗裝置

圖8是安裝在風洞試驗段內的試驗裝置照片。模型通過背支撐反裝在風洞迎角機構上；皮托壓力管前端以及靜壓管的測量孔與模型噴管出口平齊，安裝角度由測壓耙的預置角度確定，測壓管后端與電子掃描閥相連，電子掃描閥放置在保護盒內；測壓耙和掃描閥保護盒通過轉接支桿安裝在三自由度壓力測量裝置上；三自由度壓力測量裝置安裝在風洞迎角機構上，能夠與模型同步改變迎角，試驗時測量裝置從上向下運動(即從噴管出口下表面向上表面運動)。

2.3 試驗結果

2.3.1壁面壓力分布

圖9給出了壁面靜壓系數曲線(以來流動壓為參考壓力，下同)。

縱坐標為壓力系數，橫坐標為壁面靜壓測點的坐標。

在噴管出口的左右兩側和底面，壁面壓力總體上呈從上到下、從兩側到中央逐漸降低的趨勢。

噴管上表面大部分區域壓力分布也是呈從兩側到中間逐漸降低的趨勢，但在接近噴管出口中央時，壓力總體上呈先增后減的趨勢，中央測點壓力略高于臨近測點。

2.3.2皮托壓力分布

圖10給出了噴管出口皮托壓力部分測量結果，分別位于噴管下表面附近、中心及其附近、上表面附近。從測量結果看，在噴管出口上表面附近皮托壓力呈“V”字形分布，即中間最低兩邊最高。在逐漸遠離上表面的位置，皮托壓力分布逐漸向“M”字形變化，最大值出現在介于噴管對稱面和左右兩側壁之間的某一位置；對稱面附近壓力變化相對比較平緩，且越接近噴管下表面變化平緩的區域越大；噴管對稱面上的皮托壓力最大值出現在出口幾何中心以下的某一位置。

2.3.3出口靜壓和馬赫數分布

圖11為噴管出口靜壓的測量結果，圖12為出口靜壓分布云圖；圖13為出口部分區域馬赫數分布，圖14為出口馬赫數分布云圖。

出口靜壓總體呈兩側高、中間低的趨勢。在噴管核心區附近，馬赫數呈中間高、兩側低的趨勢；在上下壁面附近，噴管對稱面上的馬赫數低于兩側。

2.3.4α≠0°時的出口壓力分布

除開展了α=0°時的出口壓力測量之外，本研究還進行了α=-4°和6°時的出口壓力測量，測量方法與α=0°時完全相同。由于模型和三自由度壓力測量裝置都裝在風洞迎角機構上，因此，只需要將迎角機構運動到所需迎角即可。得到的數據變化規律也與α=0°時相似。

圖15為α=-4°時出口皮托壓力部分測量結果，圖16為α=-4°時出口靜壓測量結果，圖17為α=-4°時出口部分區域馬赫數分布。圖18為α=6°時出口皮托壓力部分測量結果，圖19為α=6°時出口靜壓測量結果，圖20為α=6°時出口部分區域馬赫數分布。

2.3.5與固定測壓耙測量方式的對比

傳統的出口參數是采用固定的單排測壓耙進行測量，用測量位置的相關參數作為整個出口截面的氣流參數。而實際情況是，出口處的皮托壓力和靜壓的最大值與最小值之間均有幾倍的差別。因此，以某一特定位置的參數代替整個出口參數計算內流道的氣動特性會產生較大偏差。新的測量方法由于測點位置布置得較為密集，能夠反映整個出口截面的氣流參數分布規律。

3 結束語

本項研究選取典型外形，開展了高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數測量試驗技術研究。分析了以往使用的壓力測量裝置存在的不足；用CFD方法研究了靜壓管距離和安裝角度對靜壓測量結果的影響；研制了能夠滿足測量要求的三自由度壓力測量裝置；在CARDC的Φ1m高超聲速風洞上開展了試驗，獲得了某飛行器噴管出口氣流的靜壓、皮托壓力和馬赫數分布，試驗數據規律合理。研究表明，采用三自由度壓力測量裝置加裝帶預置偏角的單排測壓耙，解決了以往只能采用特定位置測量結果代替整個出口截面氣流特性從而導致存在較大偏差的問題。可以為研究高超聲速通氣模型進氣道的氣動特性提供更加全面可靠的試驗數據。

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Investigationontesttechniqueforhypersonicflow-throughmodelnozzleoutletairflowparametersmeasurement

Shu Haifeng1,*, He Chao1, Guo Leitao1, Xu Xiaobin1,2, Fan Xiaohua1

(1. Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The accurate measurement of hypersonic flow-through model nozzle outlet airflow parameters is significant for the estimation of the inner flow path aerodynamic characteristics. The presently available test methods are not satisfactory. A new test technique for measuring the outlet parameters is investigated, using a lifting body with air-breathing inlet, but without rudders, elevators and all stabilizers. The interference of two static tubes at different distances and the possible measurement error caused by the angle of airflow and static tube were studied by CFD. And a three degrees of freedom pressure measurement device was developed. The tests at Mach 6 were conducted to measure the nozzle wall pressure, static pressure and pitot pressure of nozzle outlet inΦ1m hypersonic wind tunnel of CARDC. Results indicate that the temperature of the nozzle outlet wall has significant impact on the repeatability of the measurement. When the distance between the nozzle outlet wall and the pressure harrow is less than six times of the static pressure tube diameter, the accuracy of the static pressure measurement would decrease.

inner flow path; air-breathing hypersonic vehicle; pitot pressure; static pressure; wind tunnel test

2017-04-14;

2017-06-22

*通信作者 E-mail: shuhaifeng892@sohu.com

ShuHF,HeC,GuoLT,etal.Investigationontesttechniqueforhypersonicflow-throughmodelnozzleoutletairflowparametersmeasurement.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 86-92,99. 舒海峰, 何 超, 郭雷濤, 等. 高超聲速通氣模型噴管出口氣流參數測量試驗技術研究. 實驗流體力學, 2017, 31(6): 86-92,99.

1672-9897(2017)06-0086-08

10.11729/syltlx20160018

V211.72

A

舒海峰(1980-)，男，山東濱州人，高級工程師。研究方向：高超聲速氣動力與風洞試驗技術。通信地址：四川省綿陽市二環路南段6號15信箱505分箱(621000)。E-mail: shuhaifeng892@sohu.com

(編輯：李金勇)