0.6 m 連續式跨聲速風洞流場品質改進試驗研究

陳吉明，吳盛豪，廖達雄，裴海濤，呂金磊，熊 波

（1.南京航空航天大學航空學院非定?？諝鈩恿W與流動控制工業和信息化部重點實驗室，南京210016；2.中國空氣動力研究與發展中心設備設計及測試技術研究所，綿陽621000；3.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，綿陽621000）

中國空氣動力研究與發展中心（China Aero-dynamics Research and Development Center,CARDC）0.6 m 連續式跨聲速風洞如圖1 所示，以下簡稱“0.6 m 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，是大型基礎設施某連續式跨聲速風洞的引導風洞，也是開展跨聲速空氣動力學基礎研究的先進試驗平臺[1]。連續式風洞采用壓縮機作為驅動系統，具有運行成本低、效率高、流場品質好、速壓范圍寬等優點，可以克服暫沖式風洞能源消耗高、運行效率相對較低、運行壓力下限較高和流場品質改進難度大等缺點。目前國外先進的大型跨聲速風洞如美國NASA 蘭 利16 英 尺 跨 聲 速 風 洞、NTF 風 洞、BT-WT 風 洞、歐 洲ETW 風 洞、俄 羅 斯T128、日 本2 m×2 m 跨聲速風洞及法國S1 風洞等，均采用連續式型式，表1 給出了國外部分同類風洞性能指標。表1 中，ΔCp為脈動壓力系數，σMa為馬赫數均方根偏差值。為降低風洞氣流脈動、改善風洞流場品質并提高風洞試驗效率，0.6 m 風洞設計采用了半柔壁噴管、低噪聲槽壁試驗段、三段調節片加可調中心體式二喉道、指片嵌入式主流引射縫以及洞體回路降噪等新型技術[1-3]。風洞總體性能參數如表2 所 示[4]。

表2 0.6 m 風洞總體性能參數[4]Table 2 General performance of 0.6 m continuous tran-sonic wind tunnel[4]

圖1 0.6 m 連續式跨聲速風洞Fig.1 0.6 m continuous transonic wind tunnel

國內同類型的風洞主要有：（1）西北工業大學NF-6 風洞[5]，是中國首座可增壓連續式跨聲速風洞，風洞總壓范圍為100～550 kPa，試驗段馬赫數范圍為0.20～1.0，配備液氮噴入系統風洞具備一定降溫運行能力。風洞設計未采用柔壁噴管、低噪聲試驗段及高性能二喉道等先進技術；（2）中國航空工業空氣動力研究院FL-61 風洞[6]，風洞總壓范圍20～400 kPa，同時具備常規試驗與結冰試驗能力，常規試驗馬赫數范圍為0.15～1.6，同時配備開孔壁和開槽壁試驗段。上述風洞建成之后，在風洞總體性能調試基礎上，均分別開展了試驗段流場參數調試研究，通過風洞運行狀態調節、關鍵部段設計參數優化以及各分系統性能參數調試，獲得了試驗段較好的流場品質，表現出了連續式風洞的優勢。為進一步改善連續式跨聲速流場品質，本文優化了不同型式的試驗段壁板參數（槽壁/孔壁），采取了洞體回路降噪、半柔壁噴管和二喉道聯合運用、主流引射與駐室抽氣系統同步控制等措施[7-10]，并開展了相關試驗研究，獲得試驗段流場參數測試結果，為中國大型連續式跨聲速風洞研制與調試提供參考。流場參數調試研究內容主要包括：總壓和馬赫數控制精度、軸向馬赫數分布均勻性、試驗段動態流場品質、標模試驗及流向角等。

表1 國外部分同類風洞性能指標Table 1 Performance index of some foreign continuous transonic wind tunnels

1 總壓和馬赫數控制精度

總壓和馬赫數多變量控制是0.6 m 風洞的關鍵技術之一。其中，風洞試驗段馬赫數由壓縮機轉速、第二喉道開度和駐室抽氣系統等共同調節控制；穩定段總壓由增壓配氣系統調節閥、抽真空及排氣系統調節閥等調節控制。試驗段馬赫數計算公式為

式中：Ma 為試驗段氣流馬赫數；p0為穩定段來流總壓；ps為試驗段氣流靜壓。

由式（1）可見馬赫數（Ma）與穩定段總壓（p0）密切相關，因而在二者的控制上存在較強的耦合性；另一方面，在對壓縮機轉速進行調節以控制馬赫數時，會帶來穩定段總壓的明顯變化，這也加大了多變量控制難度。為提升總壓控制精度和馬赫數控制精度，首先開展壓縮機性能調試，實現轉速0.3‰的控制精度，并采用風洞第二喉道節流、駐室抽氣等輔助穩壓手段，在優化控制策略的基礎上，試驗研究采取了分段變參數加模糊變參數PID 算法進行總壓控制[11]，采取自適應式預置、階梯逼近解耦、內環穩定觀測以及攻角姿態補償等算法進行馬赫數控制[12]。試驗結果顯示標模試驗單條極曲線時間縮短，常壓和增壓狀態下實現了風洞穩定段總壓控制精度優于0.1%、試驗馬赫數控制精度優于0.001 的國際領先水平（圖2）[7]。

圖2 常壓狀態下總壓控制精度和馬赫數控制精度Fig.2 Control precision of total pressure and Mach number in ordinary pressure condition

研究發現，穩定段總壓越低，風洞總壓系數隨時間變化的波動量越明顯，從而導致了在負壓狀態下總壓控制精度和馬赫數控制精度有所降低[13]。例如，當穩定段總壓為50 kPa 時，總壓控制精度和馬赫數控制精度分別下降到0.15%和0.001 5；當穩定段總壓為20 kPa 時，總壓控制精度下降至0.2%，在少數點（Ma=0.2、0.3）馬赫數控制精度超出0.002。經分析，當試驗段雷諾數ReT＜5×105（參考長度c 為0.1 倍當量直徑）時，ReT對風洞總壓控制精度和馬赫數控制精度存在明顯影響，ReT越低，總壓和馬赫數控制精度越差。主要原因是低雷諾數條件下，流經壓縮機及風洞回路相關部段（如擴散段和拐角段等）的氣流發生分離現象，導致管路截面總壓分布均勻性和流動穩定性均受到影響，同時由于測量管路較長，試驗段駐室靜壓對總壓波動響應滯后，在二者的共同作用下造成了馬赫數控制精度的降低。

2 軸向馬赫數分布均勻性

試驗段馬赫數分布主要受上游穩定段氣流的均勻性、噴管和試驗段當地擾動等因素影響。通過優化設計和方案改進，0.6 m 風洞回路部段流場基本控制在理想水平，進而試驗段當地擾動對流場均勻性的影響起到了支配作用。試驗段流場均勻性主要通過軸向馬赫數分布均方根偏差值σMa來反映。該值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并計算處理得到[14]，試驗段模型區為距試驗段入口1 000～1 600 mm 范圍。

2.1 亞跨聲速范圍軸向馬赫數分布性能調試

跨聲速試驗段流場均勻性（軸向馬赫數分布）是風洞穩態最重要的流場指標，流場調節措施的對象主要包括：試驗段壁板擴開角、主流引射縫開度、壁板開閉比、駐室抽氣系統抽氣流量等。通過初步研究，穩態流場品質主要與試驗段壁板設計方案及設計參數相關。在流場數值模擬的基礎上，針對不同通氣壁板型式（槽壁和孔壁）試驗段開展了兩期試驗驗證及對比研究，試驗段試驗件照片如圖3 所示。第1 期主要針對槽壁和孔壁進行試驗對比；第2 期主要針對槽壁試驗段開展設計參數優化研究，通過改變槽型、調節開槽率、增加槽板厚度、槽壁加網等方案，以進一步改善流場均勻性。

圖3 不同試驗段壁板試驗件照片Fig.3 Photos of perforated and slotted test sections

根據第1 期試驗段試驗件方案，測試得到具有代表性的四壁槽壁狀態軸向馬赫數分布曲線見圖4，可見當Ma＜1.0 時，槽壁試驗段馬赫數均方根偏差值σMa均優于0.002 指標要求，略優于孔壁試驗段；而Ma ≥1.0 時，孔壁試驗段馬赫數均方根偏差值優于槽壁試驗段，均達到σMa＜0.008 指標要求。結合馬赫數分布，分析產生上述現象的主要原因是槽壁試驗段原設計方案為8 條槽、槽寬7.5 mm、槽深50 mm、開閉比10%，開閉比較大導致槽入口處產生較強的膨脹波，進而引起試驗段模型區內流場波動。

圖4 槽壁試驗段軸向馬赫數分布（1 期試驗）Fig.4 Axial distribution of Mach number in test section with slotted walls（The first stage test）

在上述試驗基礎上，針對槽壁試驗段開展了不同槽型及設計參數（開槽數、槽寬、槽深及開槽率等）優化設計，試驗件照片見圖3(b)。通過第2 期試驗研究，獲得了全馬赫數范圍均滿足達標流場的試驗結果。圖5 給出了單邊6 條槽、槽寬6.2 mm、槽深150 mm、開閉比6.25%的上下槽壁壁試驗段狀態下軸向馬赫數分布曲線，當Ma≤1.0 時，σMa＜0.002；當1.0＜Ma≤1.6 時，σMa＜0.006?？?見，優化后的開槽壁試驗段流場均勻性參數達到國內外跨超聲速風洞先進水平。

圖5 槽壁試驗段軸向馬赫數分布（2 期試驗）Fig.5 Axial distribution of Mach number in test section with slotted walls（The second stage test）

2.2 低超聲速范圍軸向馬赫數分布性能調試

為實現風洞低超聲速范圍內（1.4≤Ma≤1.6）均勻穩定流場，0.6 m 風洞設計了2 種方案:通氣壁試驗段方案和實壁試驗段方案。

針對通氣壁試驗段方案，前期調試結果顯示，孔壁和槽壁試驗段均能達到σMa≤0.008（1.0≤Ma≤1.6）的設計要求（圖5），驗證了通過通氣壁試驗段（孔壁或槽壁）實現低超聲速范圍流場試驗的可行性。但試驗結果也發現，實現相同的試驗段馬赫數，通氣壁試驗段壓力損失較大，需要的壓縮機壓比更高，消耗功率更大。

針對實壁試驗段方案，0.6 m 風洞設計采取超聲速噴管型面，對Ma 分別為1.4、1.5 和1.6 的超聲速流場進行了調試研究。主要方法是通過噴管動調，使噴管出口菱形區(模型區)中心線馬赫數分布達到設計指標要求。動調試驗采用實驗影響法，其基本出發點是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。半柔壁噴管結構示意圖如圖6 所示，噴管型面調節主要通過第3#、4#、5#電動撐桿行程調節來實現。

圖6 半柔壁噴管結構示意圖Fig.6 Structure layout of semi-flexible nozzle

經過動調后，Ma 分別為1.4、1.5 和1.6 的超聲速流場大幅度提高，第一菱形區流場品質滿足國軍標先進指標要求[7]，測試結果見表3。然而前期風洞總體設計考慮到亞跨超聲速試驗段長度的一致性（通氣壁試驗段與實壁試驗段設計共用模型支架段，模型區位置相同），0.6 m 風洞超聲速模型區位于第二與第三菱形區之間，因此超聲速模型區流場品質有所下降，下一步將通過超聲速噴管與超聲速實壁試驗段連接處的型面曲率連續性問題的解決來改善模型區馬赫數均勻性。

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

3 試驗段動態流場品質

試驗段動態流場參數（氣流脈動）越來越受到重視。在跨超聲速風洞中，氣流脈動主要包括速度脈動（湍流度）和壓力脈動（噪聲），它們都對風洞試驗數據有很大影響，特別是對非定常試驗及邊界層轉捩試驗等[15]。因此，風洞設計時必須使它們達到設計指標要求。在連續式跨超聲速風洞中，試驗段的氣流脈動主要來源于壓縮機、二喉道、擴散段和試驗段本身。

3.1 噪聲性能調試

試驗段噪聲通常采用脈動壓力系數ΔCp來表示，0.6 m 風洞ΔCp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。為達到ΔCp＜0.8%的指標要求，首先要隔離來自試驗段上、下游兩個方向噪聲的影響，需要通過對不同頻率范圍的噪聲源（壓縮機、通氣壁試驗段等）采取相適應的降噪措施來實現。因此，試驗研究一方面采取被動降噪方式，通過風洞沿程回路吸聲處理，消除壓縮機噪聲對試驗段的影響；另一方面采取主動降噪方式，在壓縮機設計中采用較低轉速和盡量降低葉尖速度，通過試驗段自身設計方案優化降低噪聲。

首先，針對0.6 m 風洞壓縮機出口噪聲偏高的問題，在風洞回路中對壓縮機尾罩部段、第四拐角段分別采取了微穿孔板吸聲降噪措施，使得試驗段來流噪聲達到預期水平。針對壓縮機尾罩段，采取3 層微穿孔板降噪方案，外層微穿孔板厚度0.8 mm，開孔直徑0.8 mm，開孔率2%，中間微穿孔板厚度0.8 mm，開孔直徑0.8 mm，開孔率1%；針對第四拐角段，采用吸聲結構與導流片組合設計，導流片采用彎板形式，導流片內部填充吸聲材料。導流片為框架加蒙皮結構，其中蒙皮既是導流片的型面又兼作吸聲結構的護面板。采取降噪措施后，試驗測試第四拐角段最小降噪量超過10 dB（圖7），壓縮機尾罩段降噪量超過5 dB，可見風洞回路部段采用微穿孔板方案在較寬頻率范圍內起到了良好的吸聲效果，為試驗段噪聲指標的實現提供了背景條件。

其次，針對試驗段本身開展降噪設計。試驗段自身噪聲主要包括邊界層噪聲、試驗段擴張形成的噴注噪聲、通氣壁（開槽/開孔）的駐室回流、再入區噪聲，開孔壁面存在的斜孔邊棱音[16]，此外一些通氣壁試驗段中還存在壁孔-風洞共振產生的噪聲等。本文主要研究通過不同通氣壁型式（開孔或開槽）及不同設計參數（開閉比、開槽數目、槽深等）的主動降噪措施進行噪聲性能對比試驗，測得不同馬赫數下典型的脈動壓力系數如圖8 所示。由圖8 可見開槽壁試驗段噪聲明顯低于開孔壁試驗段，而且當0.5≤Ma≤0.9 時，通過二喉道節流措施可以大大改善試驗段噪聲水平，起到了抑制下游噪聲前傳至試驗段的作用。同時試驗研究還發現，對于開槽壁試驗段，在開閉比保持不變的情況下，增加開槽的數量可降低氣流的壓力脈動水平，槽壁加網后可進一步降低氣流壓力脈動。

圖7 第四拐角段降噪效果Fig.7 Noise reduction level with acoustic treatments in the fourth corner

圖8 試驗段核心流噪聲測試結果Fig.8 Results of core flow noise in test section

圖8 中低馬赫數范圍（0.2≤Ma≤0.5）ΔCp明顯偏高主要是由于低馬赫數狀態二喉道節流調節范圍有限，試驗段下游噪聲（壓縮機及再導入段等）前傳所致。這將通過相關部段方案優化和設計參數改進（如第一拐角段采取吸聲降噪處理），從而降低試驗段下游部段噪聲對試驗段流場的影響。

3.2 湍流度測試

湍流度是表征氣流速度脈動的動態流場參數，風洞試驗段湍流度指標主要通過穩定段整流裝置及收縮段等設計來實現。從熱線風速儀測試技術成熟度和測量數據可靠性考慮，首先對0.6 m 風洞低速部段沿程進行了湍流度測量，具體包括換熱器、第四拐角段和穩定段前后。

熱線風速儀測試結果見表4。0.6 m 風洞大開角段出口（換熱器入口）湍流度較高，而換熱器對氣流速度脈動起到了很好的衰減作用，氣流經過第四拐角段后湍流度又大幅增大，主要是由于第四拐角段導流片采取吸聲降噪措施設計后，導流片弦長取得過大，導致穩定段入口氣流脈動較大。穩定段安裝1 層蜂窩器和3 層阻尼網對湍流度的衰減作用與工程估算結果吻合良好。根據該來流湍流度結果及收縮段設計參數推算，試驗段湍流度大約為0.2%左右，若增加風洞設計時預留的2 層阻尼網，試驗段湍流度可達到0.05%。

表4 低速部段湍流度測試結果Table 4 Testing results of turbulivity in low speed sec-tions

4 標模試驗及流向角

完成風洞流場校測后，針對不同壁板型式試驗段開展了標模試驗，并在不同穩定段總壓狀態下對標模測力數據精準度進行了比較，同時測得了試驗段平均氣流偏角。

在常壓狀態下，GBM—04A 標模試驗結果表明，槽壁試驗段和孔壁試驗段試驗結果具有良好的精準度水平，數據精度都達到了國軍標先進指標[7]。相同馬赫數時，相對常壓和增壓狀態，總壓20 kPa 的負壓工況由于存在低雷諾數效應，如圖9～10 所示，升力線斜率CLα及零升阻力CD0差異顯著，CLα減小2%～14%，阻力增大10%～12%，Re越小，差異越大。增壓試驗結果與常壓試驗結果基本一致，其中升力線吻合較好，CD0有一定程度的減小。同時發現，相對于四壁孔壁試驗，槽壁試驗段表現出一定程度的自由邊界效應，而上下孔壁左右實壁試驗段則表現出一定的實壁邊界效應，如圖11 所示。因此，對不同型式和不同開閉比試驗段，有待針對其流場均勻性、噪聲和洞壁干擾特性開展綜合性能優化設計研究。

對試驗段氣流偏角，通過標模正反裝的方式測得各馬赫數狀態下平均流向角優于0.1°；通過五孔探針測得試驗段中心流點流向角度優于0.2°。目前，由于跨超聲速流動中方向場探針的測試和校準受到激波和邊界層的干擾，數據辨識難度較大，中國在高速流場的點流向測試技術方面還處于探索和完善階段，下一步將通過方向場探針排架測試試驗段截面上點流向分布，進一步提高數據的精準度。

圖9 Rec對CLα的影響（參考長度c=0.174 m）Fig.9 Influence of Rec on CLα(Reference length c=0.174 m)

圖10 Rec對CD0的影響（參考長度c=0.174 m）Fig.10 Influence of Rec on CD0(Reference length c=0.174 m)

圖11 不同類型試驗段CLα隨Ma 變化Fig.11 Relationship between CLα and Ma in different test sec-tions

5 結 論

通過0.6 m 風洞流場品質參數調試研究，驗證了連續式跨聲速風洞總體布局及半柔壁噴管、調節片加中心體式第二喉道、低阻損高效率換熱器等部段創新性設計方案的可行性。同時通過改進槽壁試驗段的設計參數，減弱了產生低超聲速流場加速區的過膨脹，提高了軸向馬赫數分布均勻性；通過對壓縮機尾罩和第四拐角段進行消聲處理，有效抑制了壓縮機前傳噪聲對試驗段的影響；第二喉道節流運行的方式，提升了試驗段的噪聲水平。獲得的流場品質參數表明，風洞總壓和馬赫數控制精度、流場均勻性和穩定性、試驗段噪聲和湍流度以及標模試驗結果均優于國內現有跨聲速風洞，達到國際先進水平，為中國大型連續式跨超聲速風洞研制提供了參考。