賀元元, 吳穎川, 張小慶, 林 其

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

目前，要求地面試驗設(shè)備完全模擬高超聲速飛行環(huán)境是非常困難的，在一個試驗設(shè)備上進行所有環(huán)境的模擬試驗更是不可能的。因此，需要研制多種試驗設(shè)備，以滿足高超聲速試驗需求5〗。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞主要模擬參數(shù)是馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，其他一些參數(shù)則主要通過高焓試驗設(shè)備來模擬8〗。

在高超聲速風(fēng)洞運行中，氣源不僅要維持風(fēng)洞所必須達到的壓力比，還需要滿足雷諾數(shù)模擬的要求。一般來說，風(fēng)洞的總壓要足夠高。如果風(fēng)洞連續(xù)工作，高的壓力比和高總壓將使風(fēng)洞消耗很大的動力，因而高超聲速風(fēng)洞多為暫沖式。

暫沖式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的運行方式是：氣罐中的壓縮空氣經(jīng)過加熱系統(tǒng)達到所需溫度，然后通過型面噴管，在試驗段形成所需的高超聲速流場，最后經(jīng)由超聲速擴散段升壓后進入引射排氣系統(tǒng)，排入大氣，或經(jīng)過冷卻器進入真空系統(tǒng)，由真空泵系統(tǒng)排入大氣。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞一般加熱溫度在800K以

下，主要是為了防止氣流冷凝，不能真實模擬實際總溫(馬赫數(shù)6時達到1800K)，因此，開展發(fā)動機及飛行器一體化帶動力試驗還需要滿足總溫要求的高焓設(shè)備。

燃燒加熱風(fēng)洞是目前高超聲速飛行器地面模擬試驗尤其是帶動力試驗的主要設(shè)備。在過去的十幾年間，中國空氣動力研究與發(fā)展中心研制了不同尺度的脈沖燃燒風(fēng)洞，探索了一體化飛行器設(shè)計、計算與試驗技術(shù)[7-9]。在此基礎(chǔ)上，發(fā)展了基于脈沖燃燒風(fēng)洞的大尺度飛行器帶動力一體化試驗技術(shù)[10-11]，提出了一種基于一體化試驗直接測力結(jié)果的飛行器和發(fā)動機性能評估方法。

由于采用燃燒加熱方式，無論是采用氫燃料還是碳氫燃料，都會產(chǎn)生水蒸氣(H2O)、二氧化碳(CO2)等燃燒產(chǎn)物，即形成所謂“污染”。污染組分將造成風(fēng)洞試驗氣體物理化學(xué)屬性與真實空氣存在一定差異，導(dǎo)致地面試驗難以完全模擬真實飛行狀態(tài)下的所有來流參數(shù)，且給地面試驗結(jié)果向真實飛行狀態(tài)的外推帶來不確定性。為了盡可能降低這種不確定性，地面試驗一般需要慎重考慮試驗來流與模擬對象環(huán)境之間的參數(shù)匹配問題：即通過有選擇地調(diào)整污染來流的某些狀態(tài)參數(shù)，使之逼近對應(yīng)的真實飛行環(huán)境，同時放棄一些無法兼顧的非關(guān)鍵參數(shù)，以盡可能達到飛行器氣動與推進性能的可靠模擬。

目前主要有兩種模擬方式：對于氣動力試驗，一般采用靜溫、靜壓、馬赫數(shù)模擬；對于發(fā)動機性能試驗，也可以采用總焓、動壓、馬赫數(shù)模擬。

中國科技大學(xué)楊基明、羅喜勝等[12-13]通過典型升力體飛行器的試驗和計算研究，證明污染組分使得斜激波波后參數(shù)相對純凈空氣有一定變化，從而造成模型表面壓力及模型的氣動力有一定變化，但變化量較小。相對于純凈空氣來流，污染空氣來流時發(fā)動機推力、單位推力、比沖均有所下降。脈沖燃燒風(fēng)洞采用氫氧燃燒加熱，污染空氣來流時推力性能下降相對較小，與純凈空氣來流時較為接近。

西北工業(yè)大學(xué)宋文艷等[14]研究了H2O/CO2污染煤油燃料對超聲速燃燒室的影響，認為污染對點火和超聲速燃燒具有一定的抑制作用，污染組分的存在會導(dǎo)致燃燒室模態(tài)轉(zhuǎn)換點發(fā)生變化。

譚宇等[15]在酒精燃燒和氫氣燃燒兩種加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備上開展了匹配方案對超燃沖壓發(fā)動機性能影響的試驗研究，比較了兩種目前較常用的氣流參數(shù)匹配方案，結(jié)果表明：對于采用氫氣燃燒加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備，總焓動壓馬赫數(shù)(h0QM)匹配比靜溫靜壓馬赫數(shù)(TPM)匹配能夠獲得更高的壁面靜壓和推力收益；對于采用酒精燃燒加熱方式的風(fēng)洞設(shè)備，兩種匹配方案表現(xiàn)相當。

壁溫比通常定義為模型壁面溫度與恢復(fù)溫度的比值。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞來流溫度較低，氣流壁面恢復(fù)溫度與壁面溫度相差不大，接近于絕熱狀態(tài)；而燃燒加熱脈沖風(fēng)洞來流溫度較高，風(fēng)洞試驗時間很短(300～600ms)，壁面溫度基本保持常溫，接近于等溫狀態(tài)，氣流壁面恢復(fù)溫度與試驗?zāi)Ｐ捅砻鏈夭钶^大，氣流對壁面的加熱效應(yīng)明顯。壁面溫度條件會影響到高超聲速邊界層內(nèi)的流動參數(shù)，進而影響到流場的波系結(jié)構(gòu)和氣動性能。壁溫降低引起摩擦系數(shù)的增加和邊界層厚度減小，使得激波邊界層作用區(qū)域變??；同時，冷壁使得邊界層內(nèi)亞聲速部分聲速較低，馬赫數(shù)更高。

為了評估真實飛行條件下的飛行器氣動性能，需重點考慮壁溫對燃燒加熱脈沖風(fēng)洞試驗結(jié)果的影響。

本文采用不通氣標模，在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞以及兩個不同尺度(Φ2.4m和Φ600mm)的脈沖燃燒風(fēng)洞中開展對比測力試驗，結(jié)合數(shù)值計算，研究脈沖燃燒風(fēng)洞水凝結(jié)、雷諾數(shù)及壁溫比對模型氣動性能的影響規(guī)律。

1 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

試驗?zāi)Ｐ筒捎貌煌鈽四?。對?yīng)Φ2.4m脈沖燃燒風(fēng)洞，試驗?zāi)Ｐ蜑榇蟛煌鈽四?，采用背部支撐，如圖1所示；對應(yīng)常規(guī)高超聲速風(fēng)洞和Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞，試驗?zāi)Ｐ蜑?/5縮比的小不通氣標模，采用尾部支撐，如圖2所示。

圖1 大不通氣標模

圖2 小不通氣標模

2 脈沖燃燒風(fēng)洞水凝結(jié)影響研究

為了獲得水凝結(jié)對脈沖燃燒風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的影響，采用小不通氣標模，在Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞開展不同總溫條件下的對比試驗研究，分析測力結(jié)果。

2.1 對比試驗參數(shù)

對Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞噴管進行了試驗配套改造，在來流總溫、組分不同的條件下，保持風(fēng)洞出口馬赫數(shù)一致。以現(xiàn)有的Ma6噴管為基礎(chǔ)(總溫1500K)，設(shè)計制造總溫為1200和1800K的喉道段，噴管出口馬赫數(shù)與現(xiàn)有噴管一致。表1為不通氣高超標模試驗參數(shù)(p0、T0分別為總壓、總溫，p、T分別為靜壓、靜溫)。

表1 不同總溫高超標模試驗參數(shù)Table 1 Flow parameters of different T0 tests

2.2 試驗結(jié)果

圖3、4給出了不通氣高超標模的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN隨迎角α變化的試驗結(jié)果曲線。

試驗表明：在總溫1200～1800K試驗狀態(tài)下，最大軸向力系數(shù)差別為5.4%，說明水凝結(jié)對不通氣高超標模的軸向力影響很小，約為5%左右。在-2°迎角時，總溫1200K(有水凝結(jié))試驗狀態(tài)的法向力系數(shù)較總溫1500K減小了約40%；在0°～6°迎角下，法向力系數(shù)減小12%～5%，說明隨著迎角的增加，模型下表面的凝結(jié)水蒸發(fā)，導(dǎo)致水凝結(jié)對法向力的影響減小。在-2°迎角時，總溫1800K試驗狀態(tài)的法向力系數(shù)較總溫1500K增加了約30%，說明總溫1500K、-2°迎角狀態(tài)在模型的下表面也發(fā)生了水凝結(jié)，導(dǎo)致模型下表面流場壓力升高，法向力系數(shù)減小；而在其他迎角狀態(tài)，總溫1500K時并沒有發(fā)生水凝結(jié)現(xiàn)象，因此法向力系數(shù)差別較小。

圖3 高超標模不同總溫試驗CA～α曲線

Fig.3CA～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

圖4 高超標模不同總溫試驗CN～α曲線

Fig.4CN～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

3 脈沖燃燒風(fēng)洞雷諾數(shù)影響研究

3.1 對比試驗參數(shù)

為了獲得雷諾數(shù)對試驗結(jié)果的影響，用不同尺度的不通氣標模在Φ2.4m脈沖燃燒風(fēng)洞和Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞進行對比試驗，試驗參數(shù)見表2(CHIF：脈沖燃燒風(fēng)洞)。

表2 試驗參數(shù)Table 2 Test parameters

3.2 試驗和計算結(jié)果

圖5和6給出了大、小不通氣標模在兩個脈沖燃燒風(fēng)洞的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN試驗結(jié)果，同時也給出了兩個模型按照對應(yīng)風(fēng)洞來流條件計算獲得的氣動力系數(shù)結(jié)果。

圖5 不通氣標模軸向力系數(shù)計算和試驗結(jié)果

Fig.5Numericalandexperimentalaxisforcecoefficientsofthetestmodel

圖6 不通氣標模法向力系數(shù)計算和試驗結(jié)果

Fig.6Numericalandexperimentalnormalforcecoefficientsofthetestmodel

計算結(jié)果表明：模型尺度對不通氣標模的軸向力有一定影響，小不通氣標模的軸向力略大于大不通氣標模，相差約2%～5%。由于兩個脈沖燃燒風(fēng)洞模擬條件基本相同，試驗時間也接近，因此這個差異可以解釋為模型尺度(雷諾數(shù))造成的：小不通氣標模的雷諾數(shù)小于大不通氣標模，因此軸向力略大。試驗并未能夠反映出雷諾數(shù)的影響，這可能是由于兩個模型支撐方式不同以及試驗測量誤差掩蓋了差異。

兩個模型的法向力結(jié)果不一致，主要是由于支撐方式不同造成的。前期研究表明，腹部支撐對軸向力影響不大，但對法向力影響顯著。

計算與試驗結(jié)果符合較好，使計算和試驗得到了相互驗證。

4 脈沖燃燒風(fēng)洞壁溫比影響研究

采用小不通氣標模，通過Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞及常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的試驗對比，結(jié)合數(shù)值計算，研究壁溫比對脈沖燃燒風(fēng)洞試驗結(jié)果的影響。

4.1 對比試驗參數(shù)

Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞與Φ1m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的試驗流場存在總溫、雷諾數(shù)、壁溫比等方面的差異。假設(shè)壁溫300K，風(fēng)洞流場參數(shù)對比如表3所示(HWT：常規(guī)高超聲速風(fēng)洞；Tratio為壁溫比)。

表3 Φ1m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞與Φ600mm脈沖燃燒風(fēng)洞流場參數(shù)Table 3 Test parameters of Φ1m hypersonic wind tunnel and Φ600mm combustion heated impulse facility

4.2 試驗和計算結(jié)果

脈沖燃燒風(fēng)洞試驗與計算結(jié)果表明：采用等溫壁300K條件計算獲得的阻力系數(shù)與試驗數(shù)據(jù)比較接近，誤差在6%以內(nèi)；絕熱壁計算阻力系數(shù)較等溫壁300K計算小5%(迎角6°)～15%(迎角-2°)；不同壁溫條件對升力系數(shù)的計算結(jié)果影響不大，與試驗結(jié)果的誤差分別在6%和8%以內(nèi)；采用等溫壁300K條件計算獲得的結(jié)果與試驗基本一致。圖7和8給出了脈沖燃燒風(fēng)洞試驗和計算的阻力系數(shù)CD及升力系數(shù)CL的對比曲線。

常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗和計算結(jié)果表明：不同壁溫條件對計算結(jié)果影響不大，計算結(jié)果與試驗符合較好，阻力誤差在4%以內(nèi)，升力誤差在3%以內(nèi)。圖9和10給出了相應(yīng)的阻力系數(shù)和升力系數(shù)比較曲線。

圖7 CD～α試驗與計算結(jié)果對比(脈沖風(fēng)洞，總溫1500K)

Fig.7CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖8 CL～α試驗與計算結(jié)果對比(脈沖風(fēng)洞，總溫1500K)

Fig.8CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖9 CD～α試驗與計算結(jié)果對比(常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.9CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

圖10 CL～α試驗與計算結(jié)果對比(常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.10CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

通過試驗驗證，表明數(shù)值計算具有較高的可信度。為了進一步分析規(guī)律，采用數(shù)值計算分析了脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞阻力系數(shù)的數(shù)據(jù)相關(guān)性，如圖11所示。

(1) 脈沖燃燒風(fēng)洞等溫壁計算得到的阻力系數(shù)比常規(guī)高超聲速風(fēng)洞大7%(迎角6°)～17%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。這個差異由多方面因素導(dǎo)致，主要有雷諾數(shù)、比熱比、壁溫比等。

(2) 針對同一個模型，分別采用脈沖燃燒風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的模擬參數(shù)計算(壁面都取絕熱壁條件)，此時得到的結(jié)果差異應(yīng)該排除了壁溫比的影響，而反映了兩個風(fēng)洞模擬條件(如雷諾數(shù)、比熱比)不同引起的變化量，計算獲得的這一部分的影響量約為3%(迎角6°)～6%(迎角-2°)。

圖11CD～α計算與試驗結(jié)果對比(脈沖燃燒風(fēng)洞和常規(guī)高超聲速風(fēng)洞)

Fig.11CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromcombustionheatedimpulsefacilityandhypersonicwindtunnel

(3) 除去兩個風(fēng)洞模擬條件(如雷諾數(shù)、比熱比)不同引起的阻力變化量，可得到壁溫比的影響量約為4%(迎角6°)～12%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。

5 結(jié) 論

通過脈沖燃燒風(fēng)洞與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞不通氣高超標模對比試驗和計算，得到如下結(jié)論：

(1) 脈沖燃燒風(fēng)洞獲得的氣動力系數(shù)變化規(guī)律與常規(guī)高超聲速風(fēng)洞一致；

(2) 雷諾數(shù)、壁溫比對阻力系數(shù)均有影響，其中壁溫比影響顯著，脈沖燃燒風(fēng)洞獲得的阻力系數(shù)明顯大于常規(guī)高超聲速風(fēng)洞；

(3) 水凝結(jié)對不通氣高超標模的軸向力影響較小，對法向力影響較大，且不同迎角狀態(tài)影響量不同。