亞音速可調氣流溫度風洞試驗臺設計

李 勇 李國文 王為銘 趙長輝

1.中國航空工業空氣動力研究院，沈陽，1100342.沈陽航空航天大學發動機學院，沈陽，110136

0 引言

空氣動力學是發展航空航天技術及其他工業技術的一門基礎科學。風洞作為空氣動力學試驗研究的一種工具，在氣動力研究和飛行器氣動設計中一直起著非常重要的作用。為了適應飛行器及其他具有相對運動的空氣動力學研究，風洞派生出了很多種類型，如冰風洞、傳熱風洞、炮風洞、大氣邊界層風洞等。高亞音速和超聲速試驗段氣流溫度一般比飛行器在大氣中飛行的環境溫度低很多，如果要模擬飛行器的溫度場，必須在風洞管道中增加大功率的電加熱器。本文設計了一座溫度可控的亞音速風洞試驗臺，用以模擬高空高速飛行器的溫度場，以提供相應的試驗數據[1-2]。

1 氣動熱力設計與性能計算

亞音速及超音速風洞大多是暫沖式的，利用高壓氣源儲存的高能壓縮空氣通過一系列閥體組合達到對試驗氣流速度的要求。氣流膨脹做功和流經閥體時，氣流溫度勢必會急劇下降，如氣流在減壓閥后的溫度可以降到冰點以下，因此風洞的試驗段的流場溫度是隨試驗時間延長而下降的，不能準確模擬高空飛行的飛行器的流場。為了實現試驗對溫度流場的要求，筆者根據氣流熱容量以及管道氣動要求，設計了高壓氣流加熱裝置，通過可編程控制器對溫度進行控制。

氣流模擬試驗臺是亞音速暫沖式開口流場模擬裝置，該裝置試驗段截面為200 mm×50 mm，為保證射流流場的均勻性和穩定性，在噴口氣流外側裝有隔板。試驗臺設計最大氣流速度不小于250 m/s，速度波動范圍為±5%；氣流速度調節范圍為60～250 m/s；氣流溫度(靜溫)在250～300 K內可調；試驗段流場穩定工作時間不小于30 s。

如圖1所示，氣源的高壓空氣經減壓閥、加熱器、調節閥、穩定段和收縮噴管噴出，形成高速氣流。氣源由空氣壓縮機、過濾器、干燥器、儲氣罐等組成。考慮系統穩定工作時間要求和安全性，氣源最高工作壓力為6 MPa。空氣壓縮機的公稱容積流量為5 m3/min。干燥器為無熱再生吸附式干燥器，干燥后空氣的露點溫度可達-25 ℃。

1.空氣壓縮機 2.截止閥 3.干燥器 4.單向閥 5.A級過濾器6.儲氣罐 7.安全閥 8.壓力傳感器 9.溫度傳感器 10.排污閥 11.氣動球閥 12.減壓閥 13.安全閥 14.電加熱器 15.電動調節閥 16.總壓傳感器 17.穩定段及噴管 18.試驗段 19.消聲器 20.溫度傳感器圖1 系統氣動加熱方案Fig.1 System aerodynamics calefaction project

來自氣源的高壓氣體經過減壓閥，壓力降為0.45 MPa之后，流經加熱器以提高溫度，氣流流量由電動式調節閥控制。為延長有效穩定工作時間，采用預置調節閥開度的控制方式來縮短調節時間。氣動球閥執行器要求氣源壓力為0.5～0.8 MPa，采用高壓氣瓶減壓供氣(空氣或氮氣)。減壓閥后方有設定壓力為0.5 MPa的安全閥，保證系統的安全性。電加熱器的控制器以出口溫度為控制目標對加熱功率自動調節。

氣源設計參數按最大氣流速度250 m/s、噴管出口流通截面積、氣流狀態參數、穩定工作時間要求等條件計算對氣源的排氣壓力、儲氣罐容積、加熱器功率等參數。試驗臺性能參數見表1。

表1 試驗臺性能參數

2 流場與溫度場數值模擬計算

2.1 控制方程

本文研究的亞音速風洞試驗臺為開口射流風洞，最大設計風速為250 m/s，且考慮氣體的壓縮性。計算中應用如下方程。

質量守恒方程：

(1)

式中，ρ為流體密度；t為時間；u、v、w分別為速度矢量在x、y、z方向的分量。

動量守恒方程：

(2)

式中，u為速度矢量；τxx、τyx、τzx分別為因分子黏性作用而產生的作用在微元體表面的黏性應力分量；Fx為微元體上的體力。

可實現k-ε模型中，k和ε的方程分別為

(3)

(4)

式中，Sk、Sε為用戶自定義的源項；Gk為由平均速度梯度引起的湍流動能的產生項；Gb為由浮力引起的湍動能k的產生項；YM為可壓湍流中的脈動擴張的貢獻，對于不可壓流體，YM=0；C1ε、C3ε為經驗常數；σk、σε分別為k和ε的湍流Prandtl數;μ為運動黏系數;μτ為湍流黏系數；ν為動力黏性系數；C1、C2為經驗常數；E為湍流動能。

2.2 計算條件

計算所使用的計算機硬件資源為高性能計算集群。計算速度可達20 G Flops(每秒200億次浮點運算)，配置4臺節點服務器，共16個CPU(Xeon 3 GHz)，內存總計20 GB，磁盤總容量1.28 TB。每個節點配置nVidia Quadro4 900XGL圖形卡和千兆網卡。計算時將計算域分成16個區，16個CPU并行求解，一次作業求解時間約0.5 h。

2.3 計算域及邊界條件

計算域(圖2)以穩定段入口為遠流場入口，試驗段出口為流量出口。計算域包括對試驗件區域的影響，將射流的自由流一側的計算域擴大到噴嘴厚度的5倍左右[3-6]。

圖2 計算域 Fig.2 Computed field

以試驗臺最大設計風速250 m/s為計算條件。入口邊界為質量流量進口(mass flow rate)；出口邊界為壓力出口(pressure outlet)；壁面為無滑移壁面(WALL)；內部介質(流體)為空氣；噴管入口總溫為300 K。從噴管出口開始,沿氣流流動方向距離出口距離d為20 mm、60 mm、100 mm、160 mm、200 mm分別取5個截面，由于試驗段一邊是壁面，一邊是自由邊界，因此沿壁面垂直高度h取100 mm。

2.4 計算結果

試驗段為開口射流試驗段。雖然在試驗段為防止氣流與外界低能流過分摻混，設置了導流平板，但開口流場勢必與外界低能流進行劇烈的摻混，隨著主流在軸向的延伸，氣流邊界損失越來越大。由圖3可以看出，在軸向距離d=100 mm時，主流已經減小到原來的70%。這與溫度場是相對應的，見圖4。計算結果表明，從噴口到下游160 mm范圍內，軸向距離有約40mm的速度均勻區和溫度均勻區，可以達到小型試驗件的試驗條件，因此噴管和試驗段的設計是合理的，能夠滿足對流場和溫度場指標的要求。

圖3 不同軸向位置的速度分布Fig.3 Velocity distributing of different axis position

圖4 不同軸向位置的靜止溫度分布Fig.4 Stillness temperature distributing of different axis position

3 控制及測量系統

氣流模擬試驗臺是一座暫沖式亞音速試驗臺。試驗臺的數據采集與控制系統要求對試驗臺的試驗風速進行實時調節，并在穩定的風速下完成試驗段流場參數的測量，完成對氣流的加熱控制，對試驗臺基本參數(氣罐溫度、壓力，氣流總溫、靜溫、總壓、減壓閥后調節壓力等)進行監測。

控制系統設計成以NI工業控制機為核心的數據采集、控制與數據處理系統，測控系統軟件基于LabVIEW軟件平臺編制，實現模擬器吹風過程中的風速控制、氣流溫度調節、流場參數測量采集和數據處理。控制程序流程見圖5。

4 速度場及溫度測量

4.1 速度場測量

在風洞試驗段安裝的試驗件上沿軸向及試驗件中心點的垂直方向十字線間隔40 mm設置9個靜壓測點，利用穩定段測量的總壓，根據下式

(5)

式中，p0為大氣壓；pi為測點i的壓力，i=1,2,…,9。

計算試驗段測點i的馬赫數分布[7]。

由圖6(設定調節速度Ma=1.0)、圖7(設定調節速度Ma=0.3)可以看出，試驗件表面速度場分布比較均勻，滿足試驗流場條件。

4.2 溫度測量

設定試驗段速度250 m/s，測量溫度隨時間的變化，如圖8所示。由圖8可以看出，由于對氣流進行了加熱控制，雖然氣流持續膨脹，但氣流總溫基本不變，試件表面溫度變化不大，與數值模擬數據符合，滿足試驗要求，原加熱器設計合理。

5 結論

(1)根據參考數值優化設計制作的射流風洞試驗臺的射流流場比較均勻，品質優良。

圖5 程序流程圖Fig.5 program flow chart

圖6 測點速度曲線(Ma=1.0)Fig.6 Velocity field curve(Ma=1.0)

圖7 測點速度場曲線(Ma=0.3)Fig.7 Velocity field curve(Ma=0.3)

1.試件表面溫度 2.罐內溫度 3.加熱器出口溫度 4.總溫圖8 溫度測量變化曲線Fig.8 Temperature change curve

(2)該試驗臺控制系統具有溫度實時調節的功能，而且調節響應快。

(3)氣流模擬試驗臺試驗段溫度可調節控制。可編程控制器可以實現250～300 K的任意溫度。流場溫度具有穩定性，不隨氣流的膨脹而產生劇烈的變化。