0.6m連續式跨聲速風洞總體性能

廖達雄, 陳吉明,*, 鄭 娟, 陳 欽, 裴海濤, 吳盛豪

(1. 中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽621000; 2. 中國空氣動力研究與發展中心 設備設計與測試技術研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

中國空氣動力研究與發展中心(以下簡稱氣動中心)0.6m連續式跨聲速風洞(如圖1所示，以下簡稱0.6m風洞)是一座采用干燥空氣作為試驗介質的低噪聲變密度回流式風洞，設計采取了一系列改善風洞流場品質、提高風洞運轉效率等技術措施。風洞設計方案采用了寬工況壓縮機驅動系統及其與風洞一體化設計、半柔壁噴管、低噪聲跨聲速試驗段、指片再入調節片式主流引射縫、高性能換熱器和三段調節片加可調中心體式二喉道等新型技術[1-3]。

圖1 0.6m連續式跨聲速風洞效果圖

國內同類型的風洞主要有：(1) 西北工業大學NF-6風洞[4-5]，是我國首座可增壓連續式跨聲速風洞，風洞總壓范圍為100～550kPa，試驗段馬赫數范圍為0.2～1.0，風洞配備液氮噴入系統,具備一定降溫運行能力；(2) 中國航空工業空氣動力研究院FL-61風洞，風洞總壓范圍20～400kPa，具備常規試驗與結冰試驗能力，其中，常規試驗馬赫數范圍為0.15～1.60，配備開孔壁和開槽壁試驗段。上述風洞建成之后均對風洞壓縮機等主要系統進行了調試，對試驗段流場均勻性、消波特性及標模試驗特性進行了測量。

氣動中心0.6m風洞于2012年年底建設完成，依次開展了通氣試驗、總體性能調試、流場校測及標模試驗等試驗任務[6-7]。其中，風洞總體性能調試試驗的目的是通過風洞總體及各部段性能參數測試，獲取風洞的安全運行邊界及總體性能，同時結合試驗段主要流場參數測試，優化風洞試驗運行程序及控制方式，調試獲取風洞關鍵部段及各分系統性能參數[9-10]。

1 風洞動力系統性能調試

0.6m風洞動力系統配置了主、輔2套壓縮機組，其中主壓縮機為AV90-3靜葉可調、三級軸流壓縮機，以驅動風洞主回路氣流流動；輔壓縮機為E71-3離心壓縮機，以驅動駐室抽氣回路氣流流動，同時具有在跨超聲速狀態下降低主壓縮機功率的作用。風洞動力系統性能調試的目的是獲取壓縮機防喘振邊界和安全運行區間，同時測試壓縮機壓升、流量、功率、溫升、噪聲、多變效率和轉速控制精度等。調試試驗時，主、輔壓縮機分別進行熱力性能試驗，通過調節風洞不同管道損失(調節二喉道或流量控制閥開度)，測試壓縮機壓比和流量，從而得到壓縮機運轉性能曲線。同時監測壓縮機進、出口氣流的壓力波動，壓力波動量突增即認為壓縮機進入亞臨界喘振狀態。

主壓縮機具有2種工況調節手段，即同時具有變轉速調節和變靜葉角度調節2種方式。圖2給出了主壓縮機靜葉角為66°時，其在常壓、增壓、負壓條件及不同轉速下的實測喘振邊界線。

圖2 主壓縮機測試性能曲線(靜葉角66°)

Fig.2Performancecurvesofthemaincompressor(staticvaneangleat66°)

試驗數據表明，在相同轉速和靜葉角下，主壓縮機常壓、增壓、負壓下的喘振點幾乎重合，流場具有很好的重復性；設計點位置在壓縮機轉速2000～2500r/min的范圍內，其進口流量和壓比滿足設計技術要求；進氣壓力250kPa，轉速2500r/min時設計點多變效率約為81.5%；最高壓比超過1.6；轉速控制精度優于0.03%。由此可見主壓縮機性能參數達到設計技術要求，其喘振線調試結果為風洞不同工況下安全運行奠定了基礎。

同時，主壓縮機熱力性能調試結果驗證了軸流壓縮機與風洞一體化設計方案及2臺電機兩端同步驅動和精確控制技術方案的可行性。

對常壓狀態不同導葉角度(60°、70°、90°和105°)情況下輔壓縮機性能進行測試，試驗數據表明：導葉角度大小對輔壓縮機性能影響很小；壓縮機進口壓力對喘振邊界的影響也可以忽略。另外，測試輔壓縮機最高壓比超過4.0；防喘旁路系統工作正常；轉速控制精度滿足0.1%設計技術要求。可見0.6m風洞輔壓縮機采用離心式壓縮機方案，用于駐室抽氣回路的驅動系統是合理可行的。

2 風洞總體性能參數調試

風洞總體性能參數測試，是指在動力系統安全運轉范圍內，獲取風洞運行包絡線，得到總壓、總溫、馬赫數及壓縮機功率等運行參數的范圍[11]。

(1) 穩定段總壓。通過風洞增壓配氣系統實現了穩定段總壓上限250kPa，通過真空泵抽氣系統實現了穩定段總壓下限15kPa。

(2) 試驗段馬赫數。采用主壓縮機轉速800r/min、靜葉角46°時，四壁槽壁試驗段Ma為0.144，繼續降低主壓縮機轉速，試驗馬赫數下限可進一步降低。采用半柔壁噴管，在四壁實壁試驗段狀態下，最高馬赫數達到1.64，同時通過噴管型面調節可以準確控制所設定的馬赫數。

(3) 穩定段總溫。當冷卻系統冷卻風機全開時，主壓縮機在額定功率下連續運行15min后穩定段溫度便趨于平衡，而且在炎熱工況(夏季)下的最終穩定溫度均低于40℃。

(4) 風洞壓比及壓縮機額定功率。壓縮機額定功率通常是指設計點狀態的電機最大功率值，主要與風洞回路沿程損失(或壓比)相關。四壁槽壁試驗段狀態下，主壓縮機額定功率值大約為3.75MW(總壓250kPa，Ma=0.9，駐室抽氣系統開啟)；輔壓縮機額定功率值大約為1.2MW。

風洞總體性能參數實測值與設計值比較見表1，風洞總體性能均達到了預期設計技術要求。

表1 風洞總體性能參數實測值與設計要求比較Table 1 Comparison of measured and required general performance of the wind tunnel

此外，通過測試風洞各部段壓力損失，獲取了風洞在不同試驗馬赫數狀態下對應的壓縮機運行壓比(如圖3所示)，驗證了采用半柔壁噴管和駐室抽氣組合方案實現低超聲速流動的可行性和先進性。同時，測試結果顯示支架段、第二喉道段及第一擴散段的壓力損失之和占風洞總損失的65%左右；槽壁試驗段與孔壁試驗段相比壓力損失較小；負壓狀態與常壓和增壓狀態相比，由于低雷諾數效應影響，風洞運行壓比增大。這些試驗結論與理論分析、流場數值模擬及工程計算結果均具有很好的一致性。

圖3 主壓縮機壓比測試結果

3 風洞重要流場指標調試

風洞流場指標主要包括總壓、馬赫數控制精度、馬赫數分布均勻性、噪聲和流向角等，調試方法主要針對不同的試驗段壁板型式(槽壁/孔壁)，通過優化壁板設計參數(槽型、槽的寬度和深度以及開槽率等)、調節壁板擴開角和主流引射縫、洞體回路降噪、半柔壁噴管和二喉道及駐室抽氣系統控制等手段，獲取最佳的試驗段流場性能。

3.1 試驗總壓和馬赫數控制精度

針對4種壁板型式試驗段狀態(上下槽壁、四壁槽壁、上下孔壁、四壁孔壁)，風洞穩定段總壓控制精度在常壓和增壓狀態優于0.1%，負壓狀態優于0.15%，均優于0.2%的設計技術要求；試驗馬赫數控制精度在常壓和增壓狀態優于0.001，負壓50kPa狀態優于0.002，負壓20kPa狀態(除低馬赫數Ma=0.2和0.3外)控制精度也均達到0.002的設計指標要求。典型的四壁槽壁試驗段不同總壓狀態下馬赫數控制精度見圖4，少數點超標是由于總壓低于20kPa時，氣流流動呈現附面層增厚、壓縮機葉片性能降低、擴散段分離加重等由于低雷諾數效應的影響所出現的現象[12]。

圖4 不同總壓狀態馬赫數控制精度

3.2 試驗段軸向馬赫數分布均勻性

試驗段軸向馬赫數分布均方根偏差值直接反應了試驗段流場均勻性。軸向馬赫數分布是通過安裝于試驗段中心軸線上的軸向靜壓探測管進行測量得到。針對開孔和開槽通氣壁跨聲速試驗段，國內外以前的試驗結果表明，當Ma<1.0時，開槽壁比開孔壁具有更小的洞壁干擾、更低的氣流噪聲和流動損失；但開孔壁在馬赫數Ma=1.0～1.6具有更好的消波特性。因此，為實現風洞試驗的通用性，特別針對槽壁試驗段開展了不同槽型及設計參數優化試驗研究，獲得全馬赫數范圍均滿足流場指標的試驗結果。圖5給出具有代表性的上下槽壁、左右實壁試驗段狀態軸向馬赫數分布曲線，在試驗段模型區內(距試驗段入口1000～1600mm)，滿足Ma≤1.0時，σMa<0.002；1.0

圖5 槽壁試驗段軸向馬赫數分布

另外，針對孔壁試驗段進行了軸向馬赫數分布性能測試，通過開孔率調節，同樣實現了流場在全馬赫數范圍內均滿足設計指標要求。由此可見，開槽壁和開孔壁試驗段均能實現均勻的跨超聲速流場，目前測試得到的性能參數已達到國內外跨超聲速風洞先進水平。

3.3 試驗段噪聲

試驗段噪聲直接反應了試驗段動態流場指標，通常采用脈動壓力系數(ΔCp)來表示，0.6m風洞ΔCp值是通過安裝于試驗段中心流10°錐上的脈動壓力傳感器測量得到。

針對開孔和開槽通氣壁跨聲速試驗段，測得典型脈動壓力系數見圖6，由圖可見開槽壁試驗段噪聲明顯低于開孔壁試驗段，在低馬赫數范圍ΔCp值偏高，主要由于試驗段下游噪聲(壓縮機、再導入段等)前傳引起。當0.5≤Ma≤0.9時，通過二喉道節流措施能起到降低試驗段噪聲的作用。而低馬赫數范圍的噪聲還有待通過相應的降噪措施來優化改進。

3.4 試驗段平均氣流偏角

試驗段平均氣流偏角直接影響風洞模型試驗測力的準度，0.6m風洞利用標準校驗模型正、反裝試驗，對四壁孔壁試驗段鉛垂面內的縱向平均氣流偏角進行了測試，測量結果顯示各馬赫數下模型區平均氣流偏角小于0.1°，達到了設計指標，見表2。

圖6 試驗段噪聲測試結果

Ma0.200.300.400.500.600.700.800.90Δα/(°)0.0630.0160.0290.0540.0160.0220.0030.005Ma0.951.001.051.101.151.201.301.40Δα/(°)0.0270.0620.0810.0120.0260.0450.0350.069

4 風洞主要部段性能調試

4.1 半柔壁噴管

半柔壁噴管性能主要通過低超聲速范圍(Ma=1.4、1.5、1.6)噴管動調試驗測試，根據噴管出口第一菱形區中心線馬赫數分布情況判斷。動調試驗采用實驗影響法，通過實驗獲得選定撐桿的影響曲線，即所選撐桿的單位微小變化所引起的核心流各測量點的馬赫數變化量，并利用選定撐桿組的全部影響曲線，通過一定的數學運算，使得噴管型面得到理論上的最佳修正。

經過動調后，改善了Ma=1.4、1.5、1.6下超聲速流場波動，第一菱形區流場品質滿足國軍標先進指標要求，測試結果見表3。

表3 風洞超聲速流場實測結果Table 3 Measurement results of supersonic flow quality

0.6m風洞總體設計考慮到亞跨超聲速試驗段布局的一致性，超聲速試驗模型區位于第二與第三菱形區之間，因此其流場相對第一菱形區有所降低。為改善模型區流場均勻性，下一步將解決超聲速噴管與超聲速試驗段連接處的型面曲率連續性問題，進一步做好噴管段和試驗段的一體化設計工作。

4.2 二喉道段調節片及中心體

風洞采用三段調節片加可調中心體式二喉道方案，三段調節片布置于左右側壁，采用鉸鏈調節方式。二喉道中心體設置于中隔板內，中隔板與彎刀支架尾部相連。采用中心體和調節片均能有效、精確地調節試驗馬赫數，在壓縮機熱力性能試驗過程中，通過二喉道段調節片和中心體調節(改變二喉道段通道面積，俗稱“逼喘操作”)，完成了壓縮機性能及防喘振邊界線調試，也同時得到了二喉道段基本性能[13]。

二喉道實現馬赫數閉環控制，控制精度能滿足0.001設計指標要求，并且比壓縮機轉速閉環控制馬赫數速度更快(轉速調節對總壓影響明顯)。當試驗馬赫數越接近1.0時，二喉道開度對試驗馬赫數調節越敏感，如Ma=0.9時，中心體調節行程0.1mm對應馬赫數的調節量大約為0.0005。 同時，二喉道節流調節對下游噪聲前傳起到了很好的抑制作用。

4.3 駐室抽氣系統

風洞駐室抽氣系統設計一方面用以試驗段Ma=0.8～1.2范圍內試驗馬赫數調節(微調和精確調節)，另一方面用以降低主壓縮機的軸功率。通過性能調試，主要結果為：

(1) 針對不同基準馬赫數，采取最大駐室抽氣率時(抽氣量與試驗段流量比約5%)，對應試驗馬赫數最大調節量約為0.10～0.15。駐室抽氣率大小(≤5%范圍內)對試驗段流場沒有明顯影響；

(2) 在相同的基準馬赫數狀態，試驗馬赫數與駐室抽氣率基本呈線性關系，而與輔壓縮機轉速和流量閥開度等的絕對值大小無關；

(3) 在跨超聲速范圍，駐室抽氣系統開啟時，主、輔壓縮機功率之和比單獨采用主壓縮機運行時的功率更低，起到了降低壓縮機功率的作用。

4.4 換熱器

風洞主換熱器設置在壓縮機段下游的第三拐角段前，采用翅片管式熱交換器，翅片管采用雙金屬軋片管型式，總換熱面積約為2320m2，冷卻水流量約350t/h[14]。風洞調試過程中，對換熱器壓力損失、出口氣流溫度進行了測試：

(1) 壓力損失。隨著壓縮機轉速的升高，換熱器的壓力損失逐漸增大。常壓狀態下，主、輔換熱器最大壓力損失值分別為664和1718Pa，均滿足小于1000和3000Pa設計指標要求。

(2) 出口氣流溫度均勻性和穩定性。常壓狀態測試壓縮機不同轉速下，主、輔換熱器出口截面上氣流溫度的最大溫差分別為1.7℃和1.6℃，均達到了ΔT1≤±1～3℃的均勻性設計要求，且出口氣流達到熱平衡后，主、輔換熱器出口溫度穩定性均滿足ΔT2≤0.5℃/min的設計要求。

5 結 論

風洞總體性能調試結果表明，風洞總體和各部段性能均達到了預期設計技術要求，并達到國內外連續式跨聲速風洞的先進水平。壓縮機、換熱器和各輔助系統設備運行性能良好；穩定段總壓、試驗馬赫數控制精度均滿足國軍標先進指標；軸向馬赫數分布均勻性和跨超聲速試驗噪聲等參數均達到設計指標要求。通過0.6m風洞性能調試，不僅驗證了風洞總體及各部段設計方案的可行性，而且獲取了連續式跨聲速風洞試驗運行經驗，摸索了試驗馬赫數、穩定段總壓和總溫等參數控制方式，對我國大型連續式跨超聲速風洞研制具有重要的工程實用價值。