發動機噴管羽流對近場聲爆特性影響的風洞試驗技術

劉中臣，錢戰森，*，李雪飛，冷巖，郭大鵬

1.中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034

2.中國航空工業空氣動力研究院 高超聲速氣動力/熱技術重點實驗室，沈陽 110034

3.中國航空工業空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

在以“協和號”與“圖-144”［1-4］為代表的第1代超聲速客機退役多年以后，近年來國際上再次掀起了新一代環保型超聲速客機的研究熱潮，美國、日本、歐洲等國家和地區紛紛提出各自的新一代超/高超聲速客機研究計劃［5-8］，但聲爆所引發的巨大噪聲污染始終是困擾超聲速客機發展的關鍵技術難題［9-14］。

超聲速客機巡航飛行時，在飛機前部產生的前激波和飛機后體產生的后激波是聲爆問題的根源所在。Quiet Spike［15］、SSBD［16-17］等項目在低聲爆外形設計技術，尤其是降低前激波強度方面取得了重要進展，近年來，包含發動機噴管羽流在內的后激波研究逐漸受到關注。相比之下，飛機后體外形多樣，機翼后緣、平尾和垂尾、吊艙、后機身等部件產生的激波與發動機噴管羽流相互作用，導致后體流場波系結構非常復雜，因而考慮發動機噴流影響在內的聲爆特征預測難度較大。

最早關于發動機噴管羽流對聲爆特性影響的研究工作可以追溯到1969 年Putnam 和Capone［18］在美國國家航空航天局（NASA）Langley研究中心4 ft×4 ft 超聲速風洞中進行的試驗研究（1 ft=0.304 8 m），其風洞試驗來流馬赫數為2.2，采用探針在距離模型一倍噴管直徑的位置測量得到了多組噴管羽流的近場壓力信號。但之后有關該領域的研究就未見過多報道，直到20世紀90 年代，Barger［19］和Siclari［20］等針對幾種低聲爆超聲速概念機開展了聲爆特征分析，初步探索了發動機噴流對全機聲爆信號的影響。

進入21世紀，發動機噴管羽流對聲爆特性的影響研究再次受到重視。Castner 等［21-26］利用NASA Glenn 研究中心1 ft×1 ft 超聲速風洞和現代CFD技術針對單噴管、楔形激波發生器等多個模型開展了馬赫數1.96 條件的噴流影響研究。研究結果表明，噴管的工作狀態、布局形式等因素對后體聲爆特征具有重要影響，在超聲速客機設計中必須充分考慮。但受限于1 ft×1 ft 超聲速風洞試驗段的尺寸及洞壁反射波的影響，只測量了距離模型一倍噴管直徑高度處的近場壓力信號，而無法測量更遠距離處近場波系經過充分發展后的壓力數據；此外，由于受到探針測量裝置移動距離的限制，測量的近場壓力信號也不包含模型前激波和支撐干擾信號。

為了克服上述研究中的不足，文獻［27-29］在NASA Ames 研究中心9 ft×7 ft 超聲速風洞開展了后體部件激波與發動機噴管羽流相互作用對近場聲爆特征的影響規律研究。試驗馬赫數為1.6 和2.0，采用近年來發展的無反射測壓軌測量方法，大幅提高了試驗效率，獲得了更廣泛的試驗數據。但由于試驗方案設計仍考慮不周，部分試驗狀態模型支撐距離噴管出口較近，對噴管羽流的聲爆特性可能產生干擾，特別是對通氣支臂的影響未進行系統性的評估，

基于中國航空工業空氣動力研究院FL-60 風洞，圍繞發動機噴管羽流對聲爆近場空間壓力特征影響開展試驗技術研究。聲爆試驗本身要求模型尺寸較小，再加上發動機噴流模擬系統，導致試驗裝置較為復雜，試驗難度大。本文從簡單模型入手，設計了外形較為簡單的旋成體單噴管試驗模型，并采用CFD 方法對其近場聲爆特性進行簡要分析，重點針對試驗中通氣支臂對噴管羽流聲爆特性的干擾問題進行了討論，開展了通氣支臂外形與旋成體模型的優化。基于FL-60 風洞設計了噴流模型聲爆試驗裝置，簡要介紹了噴流供氣系統組成及試驗數據處理方法，開展了發動機噴管羽流對近場聲爆特性影響評估的風洞試驗技術研究，并進行了典型狀態的驗證試驗。試驗來流馬赫數為2.0，噴管落壓比（NPR）范圍1～20.39，模型距離測壓軌高度為3.74 倍旋成體直徑，試驗結果驗證了所發展的噴流模型聲爆試驗技術的可行性，分析了噴管羽流對模型近場空間壓力分布的影響規律。

本文的主要特色在于，對試驗模型及通氣支臂的繞流波系進行了較為全面的分析，明確了通氣支臂對噴流模型空間壓力信號的干擾問題，并通過對試驗來流馬赫數、通氣支臂外形、噴流模型長度、通氣支臂與模型噴管相對位置等因素的綜合優化，消除了通氣支臂帶來的支撐干擾對噴管羽流的影響。

1 噴流模型

1.1 模型幾何設計

噴流模型初始設計方案擬涵蓋試驗來流馬赫數范圍1.5～2.5，NPR 范圍1～20。如圖 1 所示，試驗模型為帶噴流的旋成體單噴管模型，由前錐、中段、噴管和通氣支臂4 部分組成，中段與通氣支臂采用一體化設計。

圖1 試驗模型初始設計方案Fig.1 Geometry of test model for initial scheme

1）噴管

噴管內型面選自Putnam 等［18］研究中的6 號噴管，根據FL-60 風洞試驗段尺寸及聲爆試驗近場空間壓力測量需求進行了縮比設計，如圖 2 所示。噴管出口馬赫數為2.024，設計壓比為8.12，噴管尾部帶有5°船尾角。

圖2 噴管幾何設計Fig.2 Geometry of nozzle

2）前錐

前錐外形面采用樣條曲線旋轉生成，樣條曲線控制點坐標如圖 3 所示。

圖3 前錐幾何設計Fig.3 Geometry of front cone

3）中段與通氣支臂

通氣支臂是連接模型與風洞主支撐的關鍵部件，其作用是支撐模型并為噴流試驗提供所需的高壓氣流。通氣支臂的存在會對模型流場帶來一定的影響，其設計是否合理將決定試驗的成敗。如圖 4 所示，為了與FL-60 風洞主支撐適配，通氣支臂采用特殊的外形設計，與模型中段連接的葉片支撐后掠45°，并整體采用變厚度設計，在減小支撐干擾的同時，保證模型的強度和剛度。

圖4 中段與通氣支臂幾何設計Fig.4 Geometry of middle section and ventilation strut

1.2 數值模擬分析

1.2.1 模型繞流波系

考慮到馬赫數1.5 條件下洞壁反射激波的激波角較大，最有可能干擾測量段，故而優先分析馬赫數1.5 的流場結構。如圖 5 所示，旋成體單噴管模型空間流場波系結構主要包括模型頭激波、膨脹波、船尾膨脹波、唇口激波以及噴管羽流引起的膨脹波和激波等。而風洞試驗模型由于增加了通氣支臂，導致流場中除了模型波系以外還增加了多處支架激波。支架激波與模型激波、噴管羽流相互作用，使得流場結構更加復雜，極大地增加了噴流模型空間壓力測量的難度。

圖5 初始方案的密度梯度云圖Fig.5 Contours of density gradient magnitude for initial scheme

從圖 6 中單噴管模型（無支撐）近場壓力計算曲線可以看出，在來流馬赫數一定的條件下，隨著NPR 增大，噴管唇口激波逐漸增強，位置逐漸向上游移動，抑制了船尾膨脹波的發展。

圖6 試驗模型近場空間壓力計算結果（Ma=1.5）Fig.6 Calculation results of near-field spatial pressure of test model（Ma=1.5）

1.2.2 支撐干擾

針對通氣支臂對模型流場帶來的支撐干擾問題，分別計算有/無支撐2 種情況下的模型近場空間壓力分布，進行對比分析，如圖 7 所示。從圖中可以看出，初始設計方案中支撐干擾信號與噴管船尾膨脹波、噴管唇口激波等混合在一起，難以區分，對試驗測量產生不利影響，因此對試驗模型設計方案做出進一步優化。

圖7 初始方案的支撐干擾計算結果（Ma=1.5）Fig.7 Calculation results of strut interference for initial scheme（Ma=1.5）

1.3 試驗模型優化

噴流試驗的關鍵問題是對來流馬赫數、通氣支臂與模型的相對位置、模型的長度等參數進行綜合優化。為了避免支撐干擾對噴管羽流的影響，可將噴管位置向下游移動，使其距離通氣支臂遠一些。這必然導致模型長度的增加，過長的模型頭激波經試驗段洞壁反射會影響到模型尾部，因而模型長度受到風洞試驗段幾何尺寸的限制。并且，由于模型激波與洞壁反射激波的激波角都與試驗來流馬赫數密切相關，因而試驗模型的有效長度也與來流馬赫數有關。

如圖 8 所示，與初始設計方案相比，優化設計方案的主要變化有3 點：①提高試驗來流馬赫數下限為2.0；②優化通氣支臂頂端前緣外形；③噴管位置向下游移動200 mm，整個模型長度變為531.6 mm。

圖8 試驗模型優化設計方案Fig.8 Geometry of test model for optimized scheme

1.3.1 試驗來流馬赫數

如圖 9 所示，由于優化后的設計方案增加了模型長度，在馬赫數1.5 條件下模型頭激波經過風洞壁面反射對噴管羽流空間壓力信號測量段已造成影響，而馬赫數2.0 條件下有效測量范圍仍然可滿足，因此優化后的設計方案來流馬赫數下限為2.0。

圖9 FL-60 風洞噴流模型試驗激波反射示意圖Fig.9 Sketch of shock wave reflection of FL-60 wind tunnel for model with jet

1.3.2 通氣支臂外形

對比圖 5 和圖 10 可以看出，初始方案中通氣支臂頂端前緣產生了一道較強的斜激波（圖 5（b）中以黃色虛線示出），噴管羽流受此影響發生彎曲，而優化方案中通過修改通氣支臂頂端前緣的氣動外形消除了這一激波，從而延長了試驗中羽流信號的有效長度。

圖10 優化方案的密度梯度云圖Fig.10 Contours of density gradient magnitude for optimized scheme

1.3.3 噴管安裝位置

對比圖 7 和圖 11 可以看出，優化方案中通過調整噴管安裝位置向下游移動200 mm，使得模型近場壓力信號在受到支撐干擾后出現一段較長的壓力恢復區，然后再產生船尾膨脹波與唇口激波，消除了支撐干擾對船尾膨脹波、唇口激波及噴管羽流的影響，驗證了試驗模型及通氣支臂優化設計方案的合理性。

圖11 優化方案的支撐干擾計算結果（Ma=2.0）Fig.11 Calculation results of strut interference for optimized scheme（Ma=2.0）

2 試驗方案

在風洞中開展聲爆試驗本質上是模型近場空間壓力的測量，受風洞流場復雜波系影響，空間壓力精確測量本身難度較大，再加上發動機噴流模擬，使得試驗裝置更為復雜。關于FL-60 風洞聲爆試驗裝置設計及試驗數據處理方法，詳見文獻［30-31］，本文主要介紹噴流試驗的不同之處。

2.1 試驗裝置

如圖 12 所示，本研究中噴流模型試驗裝置主要包括無反射測壓軌、噴流模型、通氣支臂、軸向移動機構、風洞支架以及高壓供氣管路等部件。

圖12 噴流模型聲爆試驗裝置方案圖Fig.12 Scheme of sonic boom test setup for model with jet

無反射測壓軌安裝在FL-60 風洞試驗段側壁上，測壓軌總長為1 810 mm，在測壓軌頂端沿直線均勻分布375 個測壓孔，測壓孔間距為4 mm，用于測量噴流模型近場空間壓力分布。

噴流模型中心線距離測壓軌高度為157 mm（其實是水平方向，但是根據試驗用語慣例，下文都如此）。通氣支臂后端與軸向移動機構相連接，能夠實現噴流模型沿風洞軸向位置的在線自動控制。如圖 13 所示，試驗模型中段內部設計有測壓管，沿通氣支臂引至風洞外部，用于監測試驗過程中的噴流總壓。

圖13 模型總壓管位置示意圖Fig.13 Sketch of model total pressure pipe location

通氣支臂內部設計氣流通道，通過與高壓供氣管路連接，為噴流模型提供高壓氣流。高壓供氣管路由多段鋼管通過法蘭連接組成，并通過支座固定安裝在FL-60 風洞超聲速擴散段下壁板上，最后引至風洞外部與噴流供氣系統相連接。由于試驗過程中模型及通氣支臂需沿風洞軸向前后移動以支持壓力分布測量結果空間平均，因此高壓供氣管路最前端通過一段軟管與通氣支臂相連接，以補償供氣管路的長度變化。

2.2 噴流供氣系統

FL-60 風洞噴流試驗供氣系統如圖14 所示。供氣管道從高壓氣源引出，經過一系列截止閥、調壓閥、流量計、數字閥等引至FL-60 風洞試驗大廳，并通過高壓軟管接入FL-60 風洞超聲速擴散段內部。需要說明的是，試驗中采用的噴流介質為常溫高壓空氣，暫未考慮介質溫度效應帶來的影響。

圖14 FL-60 風洞噴流模型試驗供氣系統Fig.14 Air supply system of FL-60 wind tunnel for model with jet

2.2.1 高壓氣源

如圖15 所示，FL-60 風洞的高壓氣源由總容積為100 m3的高壓貯氣罐組成，設計壓力為10 MPa，配有2 臺空氣壓縮機，單臺排氣量為8 m3/min，空氣經干燥、過濾后進入高壓氣源。供氣管道從高壓氣源引出后分為6 路，其中2 路可為雙通道模型噴流試驗供氣，另外4 路為預留管路。本文中模型為單噴管模型，因此只需要1 路供氣即可。

圖15 FL-60 風洞高壓氣源Fig.15 High-pressure air source of FL-60 wind tunnel

2.2.2 噴流壓力控制

如圖 16 所示，FL-60 風洞噴流供氣系統采用2 臺高精度數字閥［32］進行壓力/流量的精確控制。該數字閥壓力控制精度高，可調范圍寬，響應速度快，流量控制精度可達±1 g/s，噴流總壓控制精度可達0.2%。

圖16 風洞噴流試驗數字閥Fig.16 Digital valve for jet test in wind tunnel

2.2.3 噴流流量測量

FL-60 風洞噴流氣體流量測量采用槽道式流量計［33］，可對流體參數（溫度、壓力、密度、黏度等）進行全面測量修正，通過更換不同量程的流量計，可進行氣體質量流量在0.1～10.0 kg/s 范圍內的精確測量，測量精度為0.15%～0.2%。

2.3 試驗數據處理方法

為了修正無反射測壓軌的伴生波系帶來的干擾，降低風洞試驗段流場非均勻擾動帶來的測量誤差，本研究中采用了參考車次法與空間平均技術相結合的試驗數據處理方法。

聲爆試驗數據采用無量綱的聲爆過壓，定義為

式中：Prail為測壓軌測量得到的靜壓；P∞為風洞自由來流靜壓。當模型及通氣支臂位于測壓軌上方指定位置時，測量得到未經過修正的數據當模型及通氣支臂移出風洞時，測量得到參考車次數據

；將測量車次數據減去參考車次數據，即得到修正測壓軌伴生波系干擾后的近場聲爆過壓，記為fi，即

采用空間平均技術，將模型及通氣支臂在測壓軌上方沿風洞軸向以固定間隔依次移動（本試驗中單次移動距離為16 mm），在每個位置處采集一次測量數據，共測量N個位置（本試驗中N=13），然后將這N組測量數據進行軸向位置對齊后作算術平均，即得到空間平均處理后的近場聲爆過壓，記為ˉf，即

3 試驗驗證

基于所發展的FL-60 風洞噴流模型聲爆試驗系統，采用優化后的旋成體單噴管模型及通氣支臂開展了驗證性試驗，如圖 17 所示。風洞試驗來流馬赫數為2.0，噴管NPR 為1、4.65、9.24、14.65、20.39 共5 個狀態，其 中NPR 為1 對應無噴流狀態，作為試驗中的對比數據。根據試驗過程中實際測量獲得的NPR 數值，開展試驗后CFD 計算，并與風洞測量結果進行對比，驗證模型設計和試驗方案的合理性，分析噴管羽流對模型近場聲爆特征的影響規律。

圖17 FL-60 風洞噴流模型聲爆試驗裝置Fig.17 Sonic boom test setup of FL-60 wind tunnel for model with jet

3.1 風洞試驗與CFD 對比

如圖 18 所示，試驗后CFD 結果與風洞測量結果（EXP）［31］總體上一致性較好。同時注意到，隨著NPR逐漸增大，羽流膨脹逐漸增強，對于噴管唇口激波以及羽流引起的膨脹波和激波，CFD 結果與風洞測量結果存在一定差異，分析認為這主要是由于CFD 計算采用了簡化的噴流邊界條件，使得計算中噴流的流動狀態與真實試驗流態略有差異造成的。

圖18 試驗后CFD 計算與風洞測量結果對比（Ma=2.0）［31］Fig.18 Comparison of post-test CFD calculations with wind tunnel measurement results（Ma=2.0）［31］

3.2 落壓比影響

圖19 展示了來流馬赫數2.0 條件下NPR 對模型近場壓力影響的風洞試驗結果。由圖可見，試驗模型近場壓力特征主要包括模型頭激波、膨脹波、支撐干擾、壓力恢復區、船尾膨脹波、噴管唇口激波、羽流引起的膨脹波和激波等。支撐的存在只影響模型等直段壓力恢復區的信號特征，對噴管出口以及羽流的信號特征幾乎沒有干擾，驗證了模型及通氣支臂設計方案的合理性。

對比圖 6 和圖 19 可以看出，風洞試驗結果與CFD 模擬規律一致，即在來流馬赫數一定的條件下，隨著NPR 增大，噴流狀態從過膨脹到欠膨脹，噴管唇口激波的強度逐漸增大，位置也逐漸向上游移動，從而抑制了船尾膨脹波的發展。

顯然，本文中的研究模型為經過簡化的單噴管模型，與真實超聲速民機氣動外形存在較大差異。近年來發展的超聲速民機概念布局多種多樣，發動機的安裝方式也分為翼吊、尾吊、背負式等多種形式，復雜的后體構型產生的波系與發動機噴管羽流存在相互干擾，使得真實飛機發動機噴流對近場聲爆特性的影響更加復雜，即使對于相同的氣動布局和相同的發動機工況，不同的發動機安裝位置也會對全機聲爆特性產生不同程度的影響［24-29］，仍有待進一步開展深入研究。

3.3 機理分析

單噴管模型的設計壓比為8.12，在風洞環境壓力一定的情況下，噴流總壓的不同決定了實際NPR 的不同。圖 20 展示了幾種NPR 條件下的噴管羽流形態。當NPR 小于噴管設計壓比時（如圖 20（a）所示），噴管為過膨脹狀態，在噴管出口羽流形狀呈現收縮狀態；當NPR 大于噴管設計壓比時（如圖 20（c）、圖 20（d）所示），噴管為過膨脹狀態，在噴管出口羽流形狀呈現擴張狀態；圖 20（b）條件下NPR 比噴管設計壓比略大，噴管出口羽流形狀呈現微弱擴張狀態。針對噴流模型來說，噴流總壓與外流環境背壓的比值決定了內流的形態，反過來不同的內流形態也對外流的波系結構及波系強度產生一定的影響。

圖20 不同NPR 條件下的噴管羽流形態（Ma=2.0）Fig.20 Nozzle plume under different NPR conditions（Ma=2.0）

通過對比圖 20 中CFD 模擬的密度梯度云圖與風洞測量的近場壓力分布曲線，可以更加清晰地看出噴管羽流對模型近場壓力信號的影響機理，即NPR 越大，噴管羽流的膨脹越強，導致噴管唇口激波的強度越大，并且受羽流邊界的擠壓作用其激波角也越大，對噴管尾部船尾膨脹波的抑制作用也越明顯。

4 結論

基于中國航空工業空氣動力研究院FL-60風洞，開展了發動機噴管羽流對模型近場聲爆特性影響的試驗技術研究。設計了單噴管噴流試驗模型，通過所發展的噴流模型聲爆試驗裝置及試驗方法，測量得到了旋成體單噴管模型在來流馬赫數2.0、NPR 范圍為1～20.39 條件下的近場空間壓力分布數據。研究結果表明：

1）通過對來流馬赫數、通氣支臂外形、噴流模型長度、通氣支臂與模型的相對位置等參數的綜合優化，消除了支撐干擾對噴管羽流信號的影響，確保在風洞試驗段受限空間內模型信號測量區域不受洞壁反射激波的影響。

2）在來流馬赫數一定的條件下，提高噴管NPR 使噴流狀態從過膨脹到欠膨脹，噴管出口羽流膨脹逐漸增強，使得噴管唇口激波逐漸增強、位置逐漸向上游移動，從而抑制了噴管船尾膨脹波的發展。

3）發動機噴管羽流對模型近場聲爆特性，尤其是后激波特性具有重要影響，本項研究建立的噴流影響試驗系統可為復雜超聲速客機后體布局的聲爆特性研究提供基礎支撐。