低速高溫風洞設計及性能測試

呂騁予 趙志軍 張笑雷

摘 要： 設計了用于高溫部件實驗以及氣膜冷卻實驗的低速直流回熱風洞。該風洞由動力段、擴散段、穩定段、收縮段、實驗段以及加熱和回熱設備構成，校核并測試了風洞的流場。利用實驗段搭載的熱電偶在常溫工況下測定了風洞出口中心處1 h內的溫升。在熱態實驗中將主流溫度提高并利用熱電偶測定實驗段中心溫度，建立校正關系。利用畢托管測定了風洞實驗段常溫工作的動壓分布，計算了平均流速、平均動壓以及流速和動壓不穩定度。流場校驗結果顯示，風洞的流速以及動壓穩定，常溫工作下主流溫升不明顯，高溫工況下溫控性能卓越，適用于模擬高溫流場、測量高溫部件以及氣膜冷卻實驗。

關鍵詞： 低速高溫風洞； 氣動結構設計； 熱電偶； 畢托管； 流場校測

中圖分類號： TK 31 文獻標志碼： A

Design and Test of a Wind Tunnel with High Temperature

and Low Speed

LYU Chengyu， ZHAO Zhijun， ZHANG Xiaolei

（School of Energy and Power Engineering， University of Shanghai for Science and

Technology， Shanghai 200093， China）

Abstract： An opencircuit regenerative wind tunnel with high temperature and low speed was designed for the experiments on hightemperature components in gas turbines and its filmcooling，which consisted of one power section，one stability section，one contraction section，two test sections，one heating unit and one regenerative unit.Flow field of this tunnel was calibrated and tested.The thermocouples in the test section were used to obtain the temperature rising in the center of the tunnel outlet at room temperature for 1 h.In the hot state experiments，the temperature in the center of the test section was obtained as the main flow temperature increased.And thus the calibration relationship was constructed.The dynamic pressure distribution in the test section of the tunnel was tested using pitot tube at room temperature.The average velocity and dynamic pressure as well as instability degree of velocity and dynamic pressure were calculated.The results from flow field calibration showed that the velocity and dynamic pressure in the tunnel were stable.The temperature rising of main flow was not obvious at room temperature.The best temperature control could be achieved at high temperature.The tunnel was suitable for the simulation of hightemperature flow field，test of hightemperature components and film cooling experiment.

Keywords： wind tunnel with high temperature and low speed； aerodynamic structure design； thermo couple； pitot tube； flow field calibration

風洞是一種空氣動力學的實驗設備，在燃氣輪機[1]、化工設備以及航空等領域的實驗中已被廣泛使用[2-3]。近年來國內研制了大量實驗用風洞[4-6]。由于現代航空技術不斷的突破，渦輪進口氣體溫度不斷提高，高溫且復雜的氣體流動實驗已經無法依靠理論和常溫風洞進行。以往的針對航空航天技術的風洞則傾向于將實驗理想化，將工況變為冷態[7-8]。但是僅有能夠提供高溫流場的風洞才能使實驗貼近真實工況。由于常用的測溫工具熱電偶僅能測量單點溫度，因而無法對整個溫度場進行描述，并且在多點布置時容易對流場造成影響，增大誤差。近年來，國內廣泛采用瞬態液晶技術[9]和壓敏漆（PSP）等非接觸式手段進行測量，但是這些測量方式測溫范圍小。因此，在風洞實驗段搭載非接觸式測溫設備紅外熱像儀測溫有著較好的使用價值和實際工程意義。

本文提出了搭載紅外熱像設備的低速高溫風洞的設計及性能測試以及搭載紅外熱像儀的實驗段的設計以及性能測試方案，以期為研制低速高溫風洞提供一定的參考價值。

1 風洞技術參數的確定

風洞的技術參數根據使用要求確定：① 主流溫度t需要達到并穩定在200 ℃，靜壓Ps≈0.1 MPa，實驗風速需達到30 m·s-1以上；② 出口截面積與實驗段面積須接近且不宜過大；③ 風洞有特殊性，實驗對象為主流湍流度高的高溫部件（主流湍流度為10%以上的實驗件），主流溫度不穩定度低于1%，流速的不穩定度低于10%；④ 設計制作完成后須對風洞的流速進行校核以驗證其可用性。對風洞的加熱設備需要進行校核以檢驗高溫時主流溫度的不穩定性。

能源研究與信息2018年 第34卷

第1期呂騁予，等：低速高溫風洞設計及性能測試

2 風洞氣動設計

2.1 風洞組成

根據總體需求進行可行性計算并確定風洞尺寸。風洞由動力段（壓縮機）、加熱段（電加熱器、氣氣換熱器）、擴散段、穩定段和收縮段構成。由于需要進行高溫實驗，需要在動力設備后加裝電加熱器，而實驗中尾氣溫度較高，為節省能源，設置氣氣換熱器預熱入口氣流。

電加熱器最大加熱功率為100 kW，額定電壓為380 V，共有加熱功率分別為50 kW（8支加熱管）、25 kW（9支加熱管）、16.7 kW（6支加熱管）和8.3 kW（3支加熱管）的四組加熱組件。風洞動力由螺桿式空氣壓縮機提供。空氣依次經過儲氣罐、精密空氣過濾器、冷干機進入實驗系統。兩臺空氣壓縮機的功率分別為75 HP（55 kW）和150 HP（110 kW），工作壓力為0.9 MPa，單機輸出流量分別為900、1 800 kg·h-1。儲氣罐工作壓力為1.0 MPa，容積為2 m3。風洞整體輪廓及設備示意圖如圖1所示。

2.2 收縮段收縮曲線和收縮比

收縮段為風洞均勻加速氣流、降低湍流度使氣體流速符合實驗所需，其長度適中，以免氣流發生分離。實際應用中為保證其性能，收縮段長度L的取值在（0.5～1.0）D1，其中D1為收縮段入口直徑。收縮曲線常用的有雙三次、維氏和移軸維氏曲線。根據不同曲線的特點[10]和實際風洞工況，并考慮到雙三次曲線入口收縮平滑，速度均勻，采用雙三次曲線作為收縮段型面曲線，其中兩曲線前后連接點xm=0.5。收縮方程式為

D-D2D1-D2=1-xL3x2m，（x/L）≤xm

1-xL3（1-xm）2，（x/L）>xm（1）

圖1 風洞整體輪廓及設備示意圖

Fig.1 Whole profile of the wind tunnel and

its schematic diagram

式中：D2為收縮段出口截面半徑，m；x為軸向距離，m；D為x處的截面直徑，m。

依據國內外常規低速風洞的設計經驗，收縮比通常設計為7～10。為了滿足本實驗風洞運行的要求，采用收縮比為9，即進、出口面積比為9。

2.3 實驗段

實驗段截面采用矩形，截面高大于寬，這有利于二元模擬實驗，并為實驗臺改造，安裝單個葉片、燃燒室部件或進行葉片氣膜冷卻實驗作準備。實驗段截面當量直徑

D0=4S2（a+h）=4ah2（a+h）（2）

式中：a為實驗件寬度，mm；h為實驗件高度，mm；S為實驗段入口截面積，mm2。

實驗段兩側開矩形孔，實驗板內表面開槽，使其與實驗段內壁面平行。其結構參數為：截面a×h為75 mm×100 mm，D0=75 mm，L=400 mm。實驗段空氣流速大于30 m·s-1，t為常溫至200 ℃，靜壓Ps≈0.1 MPa。實驗板處安裝藍寶石玻璃和支架以搭載紅外熱像儀測溫。加工后的實驗段如圖2所示。

圖2 實驗段

Fig.2 Test section

2.4 穩定段蜂窩器和阻尼網

穩定段設計包括截面和湍流衰減裝置設計。在收縮段前設置蜂窩器、阻尼網以降低湍流度，保證氣流品質。穩定段長度設計為600 mm。蜂窩器采用薄的不銹鋼板進行交叉布置，強度高且耐高溫。穩定段中阻尼網開孔率β（對于低湍流度風洞β應為0.57）為0.64，網絲直徑d為0.25 mm。β計算式[11]為

β=AhA0=1-dB2（3）

式中：Ah為阻尼網開孔面積，m2；A0為阻尼網總面積，m2；B為網孔寬度，mm。

加工后的蜂窩器如圖3所示。

圖3 蜂窩器

Fig.3 Honeycomb

2.5 擴散段

擴散段將氣流動能轉化為壓力能。沿氣流方向，氣流速度降低，截面尺寸增大。氣動損失ΔP0為

ΔP0=q1λ8tanθ2+0.6tanθ2·

1-A1A22（4）

式中：A1為進口截面積，mm2；A2為出口截面積，mm2；q1為進口截面動壓，Pa；θ為擴散段全擴散角；λ為摩擦損失系數。

擴散角在小于7°時可以避免氣流分離，且理論上可證明最佳擴散角為4°～5°[12]。常規低速風洞設計時θ≤5°。本風洞擴散角為5°。

2.6 溫控設備

溫控設備為由東方四通有限公司提供的KT系列晶閘管調壓器。該設備可以設置為手動調整加熱功率或自動設定目標溫度，通過調節輸入電壓和電流對空氣進行加熱，并在主流溫度達到設定溫度時切換至低功率進行保溫。自動控制面板為日本島電公司生產的SR93型溫控儀，整定后設定報警溫度上、下限即可使用。

3 風洞流場校測

3.1 氣流穩定性

利用畢托管對流場湍流度和均勻性進行測量。氣流速度、溫度測量裝置示意圖如圖4所示。采樣時間為1 h，采樣間隔為5 min，校測時測點共有3個，沿Y方向依次向上，間距為5 mm，第一個測點離底面5 mm。為保證測量精確性，在實驗段前模型區設置測量孔并在風機頻率分別為20、30、40 Hz時測量動壓并計算平均速度，其中20 、30 Hz為實驗時常用頻率，而40 Hz則為高速實驗所需頻率。

實驗時記錄實驗段空氣溫度以計算空氣密度，即

ρ=ρ0273273+t·PP0（5）

式中：ρ0為0 ℃、101 325 Pa時的空氣密度，kg·m-3；P為動壓測量值，Pa；P0為101 325 Pa。

風洞氣流速度

V=2Pρ（6）

圖4 氣流速度、溫度測量裝置示意圖

Fig.4 Schematic diagram of the velocity and

temperature testing equipment

動壓測量值和風洞氣流速度計算值分別如圖5（a）、（b）所示。

圖5 動壓測量結果和氣流速度計算結果

Fig.5 Test results of the dynamic pressure and

calculation results of the velocity

從圖5（b）中可以看出，風洞氣流速均勻。表1為風洞氣流速度穩定性測試數據，其中氣流不穩定度

ηv=Vmax-VminV—（7）

式中：Vmax為最大氣流速度，m·s-1；Vmin為最小氣流速度，m·s-1；V—為平均氣流速度，m·s-1。

表1 風洞氣流速度穩定性測試數據

Tab.1 Stability of the dynamic pressure and

velocity in the wind tunnel

從表1中可以看出，風洞氣流速度穩定性良好，符合設計需求。

3.2 主流溫度及加熱設備穩定性的測量

利用實驗段內的高精熱電偶測量冷態溫度，測量時不開啟加熱裝置，待系統穩定后觀測讀數，并記錄1 h內溫升。經測試，三種風機頻率（20、30、40 Hz）下常溫工作時實驗段中心氣流溫度隨風機溫度升高而上升，1 h內實驗段中心溫升均小于15 ℃。

同樣利用實驗段內熱電偶測量熱態溫度，測量時將風機頻率設定為30 Hz（對應風速為55 m·s-1左右），待流速穩定后調節氣流溫度。主流溫度分別設定為50、60、70、80、90、100、120、150、180、200 ℃，采樣時間為1 h，每5 min記錄熱電偶測得的實驗段中心溫度，并與溫控設備設定溫度進行比較。

測量溫度不穩定度

ηT=Tmax-TminT—（8）

式中：Tmax、Tmin為分別為最高溫度、最低溫度，℃；T—為平均溫度，℃。

將加熱設備調節至設定溫度T1并記錄數據，結果如表2所示。從表中可以看出，高溫下氣流的最不穩定工況為主流溫度70 ℃、不穩定度0.29%，即在風洞設計許用溫度下不穩定度均小于0.3%，小于設計規定的上限1%，溫控性能優異，可利用該風洞開展高溫部件測試實驗。

表2 風洞氣流溫度穩定性實驗

Tab.2 Stability of the air flow temperature in the wind tunnel

4 結 語

本文利用空氣動力學設計了低速高溫風洞，并提供了具體的結構參數和輪廓設計方案。該風洞能夠長時間、穩定地輸出高品質氣流。對高溫工況下風洞氣流進行溫度校核，結果表明，風洞溫控性能優異，能長時間輸出恒定溫度的高溫氣流，適用于高溫部件的測量。本研究對于燃氣輪機葉片及燃燒室部件或氣膜冷卻實驗均具有較高的使用價值和指導意義。

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