聲爆近場空間壓力風洞測量技術

劉中臣，錢戰森,*，冷巖，高亮杰

1.航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034

2.高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

新一代環保型超聲速民用飛機已成為世界上航空強國的熱點研究領域，然而飛行器在超聲速飛行時所引發的聲爆問題一直以來都是困擾超聲速民機發展的關鍵技術障礙。世界上許多國家禁止民用飛行器以超聲速飛躍大陸，其主要原因是聲爆帶來極大的噪聲污染，嚴重影響人們的生活和工作，能量巨大的聲爆甚至還可能損壞地面建筑物。要想發展新一代超聲速民用飛機，降低聲爆是首先需要突破的關鍵技術之一[1-5]。

風洞試驗是開展聲爆研究的重要手段，能夠對遠場聲爆過壓進行測量是最直接的試驗方法，但是目前世界上所有超聲速風洞都無法達到直接模擬遠場的尺寸，故而目前聲爆風洞試驗技術主要是針對近場脫體壓力分布開展測量，測量得到的壓力空間分布可作為遠場傳播模型的輸入條件。

自1959年Carlson[6]首次在超聲速風洞中開展聲爆試驗研究以來，以美國國家航空航天局(NASA)為代表的研究機構相繼發展了超聲速靜壓探針、測壓板(又稱反射平板)和測壓軌等多種空間壓力測量技術[7-14]。采用超聲速靜壓探針是最直接的測量方法，適用的馬赫數范圍廣，對測量結果無反射，測量精度較高，但主要缺點在于試驗效率較低，為了獲得一個復雜模型的近場壓力分布數據往往需要幾十分鐘甚至超過1 h的試驗時間，這對于超聲速風洞來說能耗巨大，特別是對于下吹式暫沖型風洞來說，因受氣源條件限制，幾乎是不可能完成的。

測壓板的本質就是反射平板，試驗裝置結構簡單，試驗效率較高，理想情況下板面反射系數為2.0，但是由于在流場中測壓板表面存在嚴重的邊界層累積，模型激波與測壓板邊界層相互作用影響了測壓板的反射效果，一般情況下測量結果并不理想。

為了克服上述不足，研究人員發展了全反射測壓軌，其實質上是對測壓板的一種直接改進，仍采用全反射思想，但為了盡可能減弱模型激波與測壓板邊界層相互作用，測壓軌的橫向厚度大大減小，試驗中每次車僅獲得一條直線上的壓力分布，相比測壓板來說，測量效率有一定下降，但是其效果有明顯改善。然而試驗結果表明全反射測壓軌的測量結果仍不能完全令人滿意。近年來發展的新型無反射測壓軌測量技術同時具有傳統測壓軌測量效率高和靜壓探針測量精度高的優點，成為聲爆風洞試驗技術的重要發展方向[15-18]。

聲爆風洞試驗的本質是模型近場空間壓力分布的測量，通常需要測量距離模型若干倍特征長度距離的空間壓力分布。聲爆風洞試驗的特點及技術難點主要表現在幾個方面：第一，受風洞試驗段尺寸限制，模型尺寸往往較小，壓力信號空間分布過于緊湊，測量結果分辨率不足，導致測量結果信噪比較低；第二，風洞流場的空間不均勻性與時間非定常性對測量結果影響較大；第三，測量結果容易受到支架干擾、模型振動、激波反射、邊界層干擾等影響，必須在測量方案中仔細考慮；第四，試驗介質濕度和環境溫度變化等對測量結果可能帶來影響，試驗過程中應盡可能保證介質條件的穩定性。因此，在風洞中開展低聲爆模型的空間壓力信號測量是非常具有挑戰性的[19-21]。

本文針對下吹式超聲速風洞的聲爆試驗，發展了近場空間壓力精確測量試驗技術。與連續式風洞相比，下吹式風洞屬于暫沖型，具有試驗時間短、耗氣量大、模型沖擊載荷大等缺點，因此對聲爆近場壓力信號的精確測量提出了更高的要求。然而我國至今尚無大型連續式超聲速風洞，本文以航空工業空氣動力研究院的FL-60風洞為例，根據暫沖式風洞的特點，設計了無反射測壓軌裝置，并通過CFD技術對其進行了分析與優化。為了提高測量精度，采用參考車次方法和空間平均技術[15-18]。特別是針對空間平均技術，設計了模型軸向移動機構，能夠實現試驗模型沿風洞軸線位置的在線自動控制。采用Seeb-ALR低聲爆標模[22-25]和自行設計的帶噴流的旋成體模型開展了近場壓力特征測量的驗證試驗，通過試驗結果與CFD計算結果的對比分析，驗證了聲爆近場空間壓力測量系統設計的合理性與可靠性。

1 試驗方案

如圖1所示，FL-60風洞聲爆試驗裝置包括測壓軌、試驗模型、轉接支桿、軸向移動機構和風洞支架等部件。測壓軌通過可更換窗口安裝在柔壁噴管出口段的第一菱形區側壁上，試驗模型置于測壓軌上方一定距離處(其實是水平方向，但是根據試驗用語慣例，下文都如此)，通過轉接支桿與軸向移動機構的絲杠相連接，軸向移動機構與位于超聲速擴散段內部的風洞支架相連接。通過軸向移動機構，可以實現試驗模型沿風洞軸向位置的在線自動調節。針對不同的試驗模型，可更換不同類型的轉接支桿。

1.1 FL-60風洞簡介

FL-60風洞是一座亞跨超三聲速風洞，采用下吹引射運行模式，試驗馬赫數Ma范圍為0.3～4.2， 試驗段尺寸為1.2 m×1.2 m，試驗時間通常為數十秒。對于超聲速范圍，通過二維全柔壁噴管能夠實現試驗Ma從1.3～4.2的連續變化，試驗可以在柔壁噴管段第一菱形區內進行，也可以在專用的超聲速試驗段中進行。風洞總壓最高可達15個大氣壓，風洞總溫為環境溫度。圖2為FL-60風洞現場圖。

聲爆試驗屬于壓力測量試驗，需要采用高精度壓力測量系統。FL-60風洞配備了1024通道的PSI8400壓力數據采集系統，配有多個電子壓力掃描閥模塊，每個模塊有64個通道，試驗時可根據被測的壓力范圍選擇合適量程的壓力掃描閥模塊，可選用的閥塊量程范圍為1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI、30PSI、75PSI、150PSI，其滿量程壓力測量精度為0.05%FS。

圖2 FL-60風洞

1.2 試驗裝置

1.2.1 試驗裝置設計

采用測壓軌進行聲爆試驗時風洞內的典型波系結構如圖3所示，可以看出除了模型激波，風洞中還存在測壓軌前緣激波、支架干擾激波、洞壁反射激波以及測壓軌上表面的反射激波等伴生波系，流場結構非常復雜。聲爆試驗需要測量的是模型波系產生的壓力信號，采用傳統測壓軌測量的聲爆試驗主要存在以下4個問題：① 模型信號的精確測量容易受到測壓軌前緣激波的影響；② 支 架激波也會對模型信號造成干擾；③ 如果測壓軌高度不足，模型信號容易受到洞壁反射激波以及洞壁邊界層的影響；④ 傳統全反射測壓軌測量表面寬度較大，仍會產生一定的邊界層累積，發生激波與邊界層相互干擾導致反射系數難以確定。

圖3 傳統測壓軌聲爆試驗波系結構

針對第1個問題，模型激波產生的壓力信號通過測壓軌上表面分布的一排測壓孔進行測量，為了避免受到測壓軌前緣激波的影響，本研究中通過軸向移動機構控制模型在風洞中的軸向位置，使模型信號的測量位置位于測壓軌前緣激波影響區域之后(如圖4所示)。針對第2個問題，聲爆試驗通常采用的模型支撐方式有兩種，分別是尾撐和背撐，為了盡量減小模型支撐帶來的干擾，本研究中支撐與模型采用一體化設計，對于尾撐方式設計使支桿的激波距離模型信號遠一些以避免干擾(如圖4所示)，而對于背撐方式設計則考慮不同試驗馬赫數采用不同后掠角度的葉片支架，并充分利用CFD技術對支撐干擾進行評估和優化。

第3和第4個問題都與測壓軌本身設計直接相關。如圖5所示，若測壓軌高度不足，測量中模型信號容易受到風洞洞壁反射激波的影響，而且也容易受到風洞洞壁邊界層的干擾，若測壓軌過高則導致測量信號的離體距離受限。因此測壓軌的高度應該根據風洞尺寸、模型長度、試驗馬赫數、洞壁邊界層厚度等因素綜合考慮。

傳統全反射測壓軌測量表面寬度較大存在一定的邊界層累積，將對模型信號的反射系數帶來不確定的影響。本文參考文獻[19-21]的思路，發展了一種反射系數為1.0的無反射測壓軌。圖6展示了這種測壓軌的橫截面形狀，這種測壓軌整體呈非常薄的刀刃形狀，頂端為直徑很小的半圓弧形，從頂端到底部以很小的夾角過渡，測壓孔位于頂端的圓弧表面上，孔的中軸線與來流方向垂直。由于頂端測量表面的寬度很小并且呈圓弧狀，使得測壓軌頂部附近產生與錐形靜壓探針側面相類似的流動特征，這使得測壓軌的測量表面不會對模型信號產生反射，從而實現與錐形靜壓探針類似的無反射測量。本文選取測壓軌的橫截面設計參數為：頂端圓弧直徑為3 mm，底部寬度為24 mm，從頂端到底部的外型面夾角約為3.5°，測壓軌的高度為343 mm。總體來看，整個測壓軌厚度非常薄，對流場的干擾達到最小化。

圖4 測壓軌前緣激波與支撐干擾影響區域

圖5 不同高度的測壓軌洞壁反射激波影響區域

圖6 FL-60風洞無反射測壓軌的橫截面外形

如圖7所示，所設計的無反射測壓軌由前緣、后緣、主體測量段和底座等部分組成。整個測壓軌的長度設計為1 810 mm，主體測量段的長度為1 650 mm，測壓孔的內徑為1 mm，相鄰測壓孔的間距為4 mm。整個測壓軌通過4個底座與風洞側壁的可更換窗口相連接。如圖8所示，在測壓軌的主體測量段的頂端圓弧表面中心線上均勻分布有375個測壓孔，測壓管路沿蓋板下面的溝槽從測壓軌頂端走到底部，最終通過風洞側壁鋼窗引至洞外，與電子壓力掃描閥相連。圖9展示了安裝在FL-60風洞內部的無反射測壓軌實物照片。

圖7 FL-60風洞無反射測壓軌的三維模型

圖8 無反射測壓軌的測壓管路

圖9 安裝在FL-60風洞側壁的無反射測壓軌

1.2.2 數值模擬驗證

根據風洞試驗流程，CFD驗證分為以下3步進行：首先，在沒有模型的條件下模擬測壓軌和風洞洞壁的流場特征；然后，在有模型的條件下模擬模型、測壓軌和風洞洞壁的整個流場特征；最后，將兩次計算得到的模型近場壓力分布數據相減，即可得到修正后的模型近場聲爆過壓，理論上應該與單獨模型在自由來流中的計算結果相等。這里給出了來流Ma=1.8條件下的CFD驗證分析。Seeb-ALR模型的特征長度為224.5 mm，模型距離測壓軌的高度為257 mm。圖10展示了沒有模型條件下測壓軌和洞壁的壓力云圖，壓力云圖下方對應的曲線代表測壓軌上表面的壓力分布。從圖中可以看出，測壓軌上表面的壓力曲線可以分為3段：A段為受測壓軌前緣激波影響的壓縮區域，B段為未受強壓縮波影響的較為平坦的區域，C段為受測壓軌前緣激波的洞壁反射波影響的壓縮區域。圖11～圖13展示了Seeb-ALR模型信號分別位于測壓軌A段、B段和C段3個不同位置的計算結果。

從圖11可以看出，當模型信號位于測壓軌前部時，模型信號受測壓軌前緣激波干擾嚴重，導致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準值相差較大，因此試驗過程中應該避免模型信號位于測壓軌前緣激波影響范圍內。

從圖12可以看出，當模型信號位于測壓軌中部時，修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準值一致性很好，證明所設計的新型測壓軌對模型激波無反射，實現了反射系數1.0的設計目標。

圖10 測壓軌和洞壁的壓力云圖(Ma=1.8)

圖11 模型信號位于測壓軌A段的計算結果(Ma=1.8)

圖12 模型信號位于測壓軌B段的計算結果(Ma=1.8)

圖13 模型信號位于測壓軌C段的計算結果(Ma=1.8)

從圖13可以看出，當模型信號位于測壓軌后部時，模型信號受測壓軌前緣激波的洞壁反射激波影響嚴重，導致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準值相差較大，因此試驗過程中也應該避免模型信號位于測壓軌后部洞壁反射激波影響范圍內。

綜合以上CFD計算結果可以得出，當測量位置選取合適時所設計的測壓軌對模型激波無反射，可實現反射系數1.0的目標。在風洞試驗中，測壓軌前緣激波及其洞壁反射波較強，會對模型近場壓力信號的測量產生較強的干擾，因此試驗中模型信號應該位于測壓軌中間部位以提高測量精度，具體位置最好根據CFD輔助分析來確定。

1.3 試驗數據處理方法

1.3.1 參考車次方法

雖然與傳統全反射測壓軌相比，新型無反射測壓軌厚度更小、對流場干擾較小，但測量裝置帶來的伴生波系等因素仍會對聲爆信號測量引入不可忽視的誤差，一般可采用參考車次方法對伴生波系干擾進行修正。這樣做的主要目的是扣除伴生波系對流場的干擾，保證測量結果僅是模型產生的信號。如圖14所示，具體的修正方法如下：

1) 將模型置于測壓軌上方測量位置，測量得到模型與測壓軌等全體部件在流場中的情況下的空間壓力分布數據，稱為測量車次數據。

2) 將模型移到測量區域之外或將其拆除，測量得到只有測壓軌在流場中的情況下的空間壓力分布數據，稱之為參考車次數據。

3) 將空間壓力分布的測量車次數據減去參考車次數據，得到的差值認為是模型產生的波系所引起的空間壓力變化，即近場聲爆過壓。

圖14 參考車次與測量車次布置圖

(1)

1.3.2 空間平均技術

由于超聲速風洞中不可避免地存在如噴管加工誤差、試驗段分段搭接臺階不光滑等因素，因而試驗段流場中一般也不可避免地存在由激波和膨脹波引起的空間非均勻擾動。同時，由于風洞控制系統引起的前室總壓波動也會導致試驗段流場參數表現出一定的時間非定常特性。這些因素對聲爆試驗測量結果的影響也是必需考慮的。圖15 和圖16分別展示了航空工業空氣動力研究院的FL-60風洞和NASA Ames中心的9 ft×7 ft (1 ft=0.304 8 m)超聲速風洞試驗段流場的紋影圖像[18]，從圖中可以看出其試驗段流場均存在一些明顯的雜波，這些雜波導致氣流馬赫數、流向角、壓力等流場參數在空間各個方向上和時間上都不是絕對均勻的。

圖15 FL-60風洞流場的紋影圖像

圖16 NASA Ames中心9 ft×7 ft超聲速風洞的紋影圖像[18]

特別是近年來國際上發展的低聲爆超聲速概念機模型，模型信號引起的近場壓力波動可能比空風洞流場本身的壓力波動還要弱。參考車次法假設風洞本身沒有壓力波動，靠扣減操作來獲得模型凈壓力分布，因為壓力擾動的存在，導致參考車次法的效果并不像CFD分析的那樣理想(CFD數值模擬假設風洞是干凈的，即沒有雜波擾動)。為了降低風洞流場非均勻擾動對聲爆信號測量帶來的不利影響，本研究中采用了空間平均技術，如圖17所示。

圖17 FL-60風洞空間平均技術示意圖

(2)

由此得到測量數據的標準差為

(3)

本試驗中采用沿風洞軸向(X方向)的空間平均方法，在進行算術平均之前需要將多組測量信號在X方向上進行對齊，可以通過將測壓軌上的測壓點坐標加上模型的移動距離實現將各組信號在X方向上的位置對齊，即

Xaligned=Xorifice+Xmoving

(4)

2 試驗驗證

試驗裝置設計完成后采用兩個模型開展了驗證性試驗，分別是Seeb-ALR模型和帶噴流的旋成體模型。不同的試驗模型需要更換不同的轉接支桿，Seeb-ALR模型采用尾撐方式，帶噴流的旋成體模型采用背撐方式。根據前文CFD計算結果，Seeb-ALR模型在Ma=1.8條件下壓力波形平臺區的dP/P≈0.007 5，FL-60風洞在引射工況下Ma=1.8的自由來流靜壓約為20 800 Pa(具體數值與每個車次的前室總壓有關)，即模型信號平臺區的過壓值dP約為156 Pa。為了提高試驗測量的精度，本文試驗中選擇了2.5PSI的小量程掃描閥塊，其滿量程精度為0.05%FS，即壓力測量精度為8.6 Pa，可以滿足聲爆試驗對于弱壓力信號的分辨率要求。

2.1 Seeb-ALR模型驗證

Seeb-ALR模型是Seebass、George和Darden[26-27]發展的一種低阻低聲爆軸對稱模型，近年來在聲爆風洞試驗中被廣泛作為標模使用。如圖18所示[16]，Seeb-ALR模型的近場壓力信號在頭激波之后存在一段較長的壓力平臺區，這種壓力特征非常有利于分辨測量誤差。

根據FL-60風洞試驗段的尺寸，試驗中Seeb-ALR模型的幾何外形如圖19所示，特征長度L為224.5 mm，等直段直徑為17.714 mm，模型距離測壓軌的高度H為257 mm。風洞試驗中Seeb-ALR模型的實物照片如圖20所示。

圖21展示了Ma=1.8下采用參考車次方法修正后的單個模型位置的聲爆近場壓力信號。從圖中可以清楚地看到，由于風洞背景流場存在非均勻擾動，導致修正后的單次測量結果仍然存在較大幅度的振蕩。這與1.3.2節的分析一致。

圖18 Seeb-ALR模型的近場壓力信號特征[16]

圖19 Seeb-ALR幾何模型

圖20 FL-60風洞中的Seeb-ALR模型實物照片

圖21 采用參考車次方法修正后的單次車模型近場壓力信號(Ma=1.8)

圖22展示了馬赫數分別為1.5、1.8和2.0條件下采用空間平均技術的測量結果與CFD計算結果(自由流計算)的對比，空間平均測量次數(N)為18次，每個模型測量位置間隔16 mm。從圖中可以看出試驗測量結果與CFD計算結果重合性較好，初步驗證了本項研究所發展的聲爆試驗測量技術的合理性。同時可以看出，由于風洞流場非均勻擾動的影響，經過空間平均后的試驗測量結果仍然存在一定幅度的波動，通過增加空間平均的測量次數(N)可以進一步降低擾動誤差，提高測量結果的精準度。

圖22 Seeb-ALR模型風洞測量結果與CFD計算結果對比

圖23展示了Seeb-ALR模型在FL-60風洞和NASA Ames研究中心9 ft×7 ft風洞中的試驗結果對比，圖中的L為模型的特征長度，H為模型距離測壓軌的高度。從圖中可以看出，兩座風洞的試驗結果波形特征總體一致，Ames 9 ft×7 ft風洞試驗H/L為1.165，FL-60風洞試驗H/L為1.145，因此FL-60風洞Ma=1.5的試驗結果與Ames 9 ft×7 ft風洞Ma=1.6的試驗結果比較接近。

圖23 Seeb-ALR模型FL-60風洞測量結果與NASA Ames 9 ft×7 ft風洞測量結果對比

2.2 帶噴流的旋成體模型驗證

如圖24所示，本項研究自行設計了帶噴流的旋成體模型，由前錐、中段、噴管以及通氣支臂四部分組成，其中通氣支臂與模型中段一體化設計，通過支臂內部的氣流通道提供高壓氣流。模型等直段直徑為42 mm，總長為531.6 mm，噴管設計出口Ma=2.024，設計壓比為8.12，噴管尾部帶有5°船尾角，模型距離測壓軌的高度H=157 mm。風洞試驗中帶噴流的旋成體模型的實物照片如圖25所示。

圖24 帶噴流的旋成體模型幾何設計

圖25 FL-60風洞中帶噴流的旋成體模型實物照片

圖26展示了噴流模型在馬赫數2.0、不同落壓比(NPR)條件下采用空間平均技術之后的測量結果與CFD計算結果的對比，空間平均的測量次數N為13次，每個模型測量位置間隔16 mm。從圖中可以看出，相比于低聲爆的Seeb-ALR模型，本項研究設計的帶噴流的旋成體模型近場壓力信號更強，試驗測量結果與CFD計算結果(自由流計算)一致性更好，進一步驗證了聲爆試驗測量系統的可靠性。

3 結 論

本文針對超聲速風洞聲爆試驗，設計了一套適用于暫沖式風洞的聲爆近場空間壓力測量系統。通過CFD評估以及Seeb-ALR模型和噴流模型的驗證性試驗表明，所發展的聲爆近場空間壓力測量技術是合理可行的，主要體現在以下幾點：

1) 根據下吹式暫沖型超聲速風洞試驗時間短、耗氣量大等特點，設計了無反射測壓軌，可在一次車中獲得空間一條線上的完整壓力分布，顯著提高了聲爆試驗近場空間壓力的測量效率。

2) 為了驗證無反射測壓軌設計方案的可靠性，通過CFD對其流動特性進行了評估，計算結果表明，為了避免模型信號受到測壓軌前緣激波及模型激波洞壁反射的影響，應該通過控制軸向移動機構使模型信號位于測壓軌的中部位置。

3) 采用Seeb-ALR低聲爆標模和自行設計的帶噴流的旋成體模型進行了驗證性試驗，風洞測量結果與自由流CFD計算結果一致性較好，試驗結果也表明，通過空間平均技術能夠顯著降低風洞背景流場非均勻擾動帶來的測量誤差，大幅提高模型近場壓力信號的測量精度。

同時通過低聲爆模型的驗證性試驗可以看出，聲爆近場空間壓力精確測量仍然面臨較大挑戰，試驗測量精度有待進一步提高。在聲爆近場空間壓力測量試驗中主要有以下幾點需要注意：

圖26 旋成體噴流模型的風洞測量結果與CFD計算結果對比

1) 根據風洞試驗段的尺寸以及試驗馬赫數，統籌考慮合理的模型尺度、測壓軌的高度和長度、模型與測壓軌的距離等重要參數。

2) 在確保模型波系空間充分發展的前提下，模型尺寸盡量大一些，以提高測量信號的信噪比。

3) 測壓軌等空間壓力測量裝置設計需要借助CFD手段進行充分評估，確保實現對模型信號無反射。

4) 模型信號在測壓軌上的測量位置應避開測壓軌前緣激波以及洞壁反射激波的影響區域。

5) 低聲爆模型空間壓力信號很弱，試驗采用的壓力測量傳感器應該具有足夠高的精準度和分辨率。