劉中臣，錢戰(zhàn)森,*，冷巖，高亮杰

1.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽 110034

2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034

新一代環(huán)保型超聲速民用飛機(jī)已成為世界上航空強(qiáng)國的熱點(diǎn)研究領(lǐng)域，然而飛行器在超聲速飛行時(shí)所引發(fā)的聲爆問題一直以來都是困擾超聲速民機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)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(yán)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(fā)展新一代超聲速民用飛機(jī)，降低聲爆是首先需要突破的關(guān)鍵技術(shù)之一[1-5]。

風(fēng)洞試驗(yàn)是開展聲爆研究的重要手段，能夠?qū)h(yuǎn)場(chǎng)聲爆過壓進(jìn)行測(cè)量是最直接的試驗(yàn)方法，但是目前世界上所有超聲速風(fēng)洞都無法達(dá)到直接模擬遠(yuǎn)場(chǎng)的尺寸，故而目前聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)主要是針對(duì)近場(chǎng)脫體壓力分布開展測(cè)量，測(cè)量得到的壓力空間分布可作為遠(yuǎn)場(chǎng)傳播模型的輸入條件。

自1959年Carlson[6]首次在超聲速風(fēng)洞中開展聲爆試驗(yàn)研究以來，以美國國家航空航天局(NASA)為代表的研究機(jī)構(gòu)相繼發(fā)展了超聲速靜壓探針、測(cè)壓板(又稱反射平板)和測(cè)壓軌等多種空間壓力測(cè)量技術(shù)[7-14]。采用超聲速靜壓探針是最直接的測(cè)量方法，適用的馬赫數(shù)范圍廣，對(duì)測(cè)量結(jié)果無反射，測(cè)量精度較高，但主要缺點(diǎn)在于試驗(yàn)效率較低，為了獲得一個(gè)復(fù)雜模型的近場(chǎng)壓力分布數(shù)據(jù)往往需要幾十分鐘甚至超過1 h的試驗(yàn)時(shí)間，這對(duì)于超聲速風(fēng)洞來說能耗巨大，特別是對(duì)于下吹式暫沖型風(fēng)洞來說，因受氣源條件限制，幾乎是不可能完成的。

測(cè)壓板的本質(zhì)就是反射平板，試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)簡單，試驗(yàn)效率較高，理想情況下板面反射系數(shù)為2.0，但是由于在流場(chǎng)中測(cè)壓板表面存在嚴(yán)重的邊界層累積，模型激波與測(cè)壓板邊界層相互作用影響了測(cè)壓板的反射效果，一般情況下測(cè)量結(jié)果并不理想。

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

聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的本質(zhì)是模型近場(chǎng)空間壓力分布的測(cè)量，通常需要測(cè)量距離模型若干倍特征長度距離的空間壓力分布。聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的特點(diǎn)及技術(shù)難點(diǎn)主要表現(xiàn)在幾個(gè)方面：第一，受風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸限制，模型尺寸往往較小，壓力信號(hào)空間分布過于緊湊，測(cè)量結(jié)果分辨率不足，導(dǎo)致測(cè)量結(jié)果信噪比較低；第二，風(fēng)洞流場(chǎng)的空間不均勻性與時(shí)間非定常性對(duì)測(cè)量結(jié)果影響較大；第三，測(cè)量結(jié)果容易受到支架干擾、模型振動(dòng)、激波反射、邊界層干擾等影響，必須在測(cè)量方案中仔細(xì)考慮；第四，試驗(yàn)介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度變化等對(duì)測(cè)量結(jié)果可能帶來影響，試驗(yàn)過程中應(yīng)盡可能保證介質(zhì)條件的穩(wěn)定性。因此，在風(fēng)洞中開展低聲爆模型的空間壓力信號(hào)測(cè)量是非常具有挑戰(zhàn)性的[19-21]。

本文針對(duì)下吹式超聲速風(fēng)洞的聲爆試驗(yàn)，發(fā)展了近場(chǎng)空間壓力精確測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)。與連續(xù)式風(fēng)洞相比，下吹式風(fēng)洞屬于暫沖型，具有試驗(yàn)時(shí)間短、耗氣量大、模型沖擊載荷大等缺點(diǎn)，因此對(duì)聲爆近場(chǎng)壓力信號(hào)的精確測(cè)量提出了更高的要求。然而我國至今尚無大型連續(xù)式超聲速風(fēng)洞，本文以航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-60風(fēng)洞為例，根據(jù)暫沖式風(fēng)洞的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了無反射測(cè)壓軌裝置，并通過CFD技術(shù)對(duì)其進(jìn)行了分析與優(yōu)化。為了提高測(cè)量精度，采用參考車次方法和空間平均技術(shù)[15-18]。特別是針對(duì)空間平均技術(shù)，設(shè)計(jì)了模型軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱仫L(fēng)洞軸線位置的在線自動(dòng)控制。采用Seeb-ALR低聲爆標(biāo)模[22-25]和自行設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型開展了近場(chǎng)壓力特征測(cè)量的驗(yàn)證試驗(yàn)，通過試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析，驗(yàn)證了聲爆近場(chǎng)空間壓力測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性與可靠性。

1 試驗(yàn)方案

如圖1所示，F(xiàn)L-60風(fēng)洞聲爆試驗(yàn)裝置包括測(cè)壓軌、試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀⑥D(zhuǎn)接支桿、軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)和風(fēng)洞支架等部件。測(cè)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(qū)側(cè)壁上，試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭糜跍y(cè)壓軌上方一定距離處(其實(shí)是水平方向，但是根據(jù)試驗(yàn)用語慣例，下文都如此)，通過轉(zhuǎn)接支桿與軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)的絲杠相連接，軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)與位于超聲速擴(kuò)散段內(nèi)部的風(fēng)洞支架相連接。通過軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱仫L(fēng)洞軸向位置的在線自動(dòng)調(diào)節(jié)。針對(duì)不同的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，可更換不同類型的轉(zhuǎn)接支桿。

1.1 FL-60風(fēng)洞簡介

FL-60風(fēng)洞是一座亞跨超三聲速風(fēng)洞，采用下吹引射運(yùn)行模式，試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma范圍為0.3～4.2， 試驗(yàn)段尺寸為1.2 m×1.2 m，試驗(yàn)時(shí)間通常為數(shù)十秒。對(duì)于超聲速范圍，通過二維全柔壁噴管能夠?qū)崿F(xiàn)試驗(yàn)Ma從1.3～4.2的連續(xù)變化，試驗(yàn)可以在柔壁噴管段第一菱形區(qū)內(nèi)進(jìn)行，也可以在專用的超聲速試驗(yàn)段中進(jìn)行。風(fēng)洞總壓最高可達(dá)15個(gè)大氣壓，風(fēng)洞總溫為環(huán)境溫度。圖2為FL-60風(fēng)洞現(xiàn)場(chǎng)圖。

聲爆試驗(yàn)屬于壓力測(cè)量試驗(yàn)，需要采用高精度壓力測(cè)量系統(tǒng)。FL-60風(fēng)洞配備了1024通道的PSI8400壓力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，配有多個(gè)電子壓力掃描閥模塊，每個(gè)模塊有64個(gè)通道，試驗(yàn)時(shí)可根據(jù)被測(cè)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(cè)量精度為0.05%FS。

圖2 FL-60風(fēng)洞

1.2 試驗(yàn)裝置

1.2.1 試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)

采用測(cè)壓軌進(jìn)行聲爆試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞內(nèi)的典型波系結(jié)構(gòu)如圖3所示，可以看出除了模型激波，風(fēng)洞中還存在測(cè)壓軌前緣激波、支架干擾激波、洞壁反射激波以及測(cè)壓軌上表面的反射激波等伴生波系，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜。聲爆試驗(yàn)需要測(cè)量的是模型波系產(chǎn)生的壓力信號(hào)，采用傳統(tǒng)測(cè)壓軌測(cè)量的聲爆試驗(yàn)主要存在以下4個(gè)問題：① 模型信號(hào)的精確測(cè)量容易受到測(cè)壓軌前緣激波的影響；② 支 架激波也會(huì)對(duì)模型信號(hào)造成干擾；③ 如果測(cè)壓軌高度不足，模型信號(hào)容易受到洞壁反射激波以及洞壁邊界層的影響；④ 傳統(tǒng)全反射測(cè)壓軌測(cè)量表面寬度較大，仍會(huì)產(chǎn)生一定的邊界層累積，發(fā)生激波與邊界層相互干擾導(dǎo)致反射系數(shù)難以確定。

圖3 傳統(tǒng)測(cè)壓軌聲爆試驗(yàn)波系結(jié)構(gòu)

針對(duì)第1個(gè)問題，模型激波產(chǎn)生的壓力信號(hào)通過測(cè)壓軌上表面分布的一排測(cè)壓孔進(jìn)行測(cè)量，為了避免受到測(cè)壓軌前緣激波的影響，本研究中通過軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)控制模型在風(fēng)洞中的軸向位置，使模型信號(hào)的測(cè)量位置位于測(cè)壓軌前緣激波影響區(qū)域之后(如圖4所示)。針對(duì)第2個(gè)問題，聲爆試驗(yàn)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(shè)計(jì)，對(duì)于尾撐方式設(shè)計(jì)使支桿的激波距離模型信號(hào)遠(yuǎn)一些以避免干擾(如圖4所示)，而對(duì)于背撐方式設(shè)計(jì)則考慮不同試驗(yàn)馬赫數(shù)采用不同后掠角度的葉片支架，并充分利用CFD技術(shù)對(duì)支撐干擾進(jìn)行評(píng)估和優(yōu)化。

第3和第4個(gè)問題都與測(cè)壓軌本身設(shè)計(jì)直接相關(guān)。如圖5所示，若測(cè)壓軌高度不足，測(cè)量中模型信號(hào)容易受到風(fēng)洞洞壁反射激波的影響，而且也容易受到風(fēng)洞洞壁邊界層的干擾，若測(cè)壓軌過高則導(dǎo)致測(cè)量信號(hào)的離體距離受限。因此測(cè)壓軌的高度應(yīng)該根據(jù)風(fēng)洞尺寸、模型長度、試驗(yàn)馬赫數(shù)、洞壁邊界層厚度等因素綜合考慮。

傳統(tǒng)全反射測(cè)壓軌測(cè)量表面寬度較大存在一定的邊界層累積，將對(duì)模型信號(hào)的反射系數(shù)帶來不確定的影響。本文參考文獻(xiàn)[19-21]的思路，發(fā)展了一種反射系數(shù)為1.0的無反射測(cè)壓軌。圖6展示了這種測(cè)壓軌的橫截面形狀，這種測(cè)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(cè)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(cè)量表面的寬度很小并且呈圓弧狀，使得測(cè)壓軌頂部附近產(chǎn)生與錐形靜壓探針側(cè)面相類似的流動(dòng)特征，這使得測(cè)壓軌的測(cè)量表面不會(huì)對(duì)模型信號(hào)產(chǎn)生反射，從而實(shí)現(xiàn)與錐形靜壓探針類似的無反射測(cè)量。本文選取測(cè)壓軌的橫截面設(shè)計(jì)參數(shù)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(cè)壓軌的高度為343 mm。總體來看，整個(gè)測(cè)壓軌厚度非常薄，對(duì)流場(chǎng)的干擾達(dá)到最小化。

圖4 測(cè)壓軌前緣激波與支撐干擾影響區(qū)域

圖5 不同高度的測(cè)壓軌洞壁反射激波影響區(qū)域

圖6 FL-60風(fēng)洞無反射測(cè)壓軌的橫截面外形

如圖7所示，所設(shè)計(jì)的無反射測(cè)壓軌由前緣、后緣、主體測(cè)量段和底座等部分組成。整個(gè)測(cè)壓軌的長度設(shè)計(jì)為1 810 mm，主體測(cè)量段的長度為1 650 mm，測(cè)壓孔的內(nèi)徑為1 mm，相鄰測(cè)壓孔的間距為4 mm。整個(gè)測(cè)壓軌通過4個(gè)底座與風(fēng)洞側(cè)壁的可更換窗口相連接。如圖8所示，在測(cè)壓軌的主體測(cè)量段的頂端圓弧表面中心線上均勻分布有375個(gè)測(cè)壓孔，測(cè)壓管路沿蓋板下面的溝槽從測(cè)壓軌頂端走到底部，最終通過風(fēng)洞側(cè)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(fēng)洞內(nèi)部的無反射測(cè)壓軌實(shí)物照片。

圖7 FL-60風(fēng)洞無反射測(cè)壓軌的三維模型

圖8 無反射測(cè)壓軌的測(cè)壓管路

圖9 安裝在FL-60風(fēng)洞側(cè)壁的無反射測(cè)壓軌

1.2.2 數(shù)值模擬驗(yàn)證

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)流程，CFD驗(yàn)證分為以下3步進(jìn)行：首先，在沒有模型的條件下模擬測(cè)壓軌和風(fēng)洞洞壁的流場(chǎng)特征；然后，在有模型的條件下模擬模型、測(cè)壓軌和風(fēng)洞洞壁的整個(gè)流場(chǎng)特征；最后，將兩次計(jì)算得到的模型近場(chǎng)壓力分布數(shù)據(jù)相減，即可得到修正后的模型近場(chǎng)聲爆過壓，理論上應(yīng)該與單獨(dú)模型在自由來流中的計(jì)算結(jié)果相等。這里給出了來流Ma=1.8條件下的CFD驗(yàn)證分析。Seeb-ALR模型的特征長度為224.5 mm，模型距離測(cè)壓軌的高度為257 mm。圖10展示了沒有模型條件下測(cè)壓軌和洞壁的壓力云圖，壓力云圖下方對(duì)應(yīng)的曲線代表測(cè)壓軌上表面的壓力分布。從圖中可以看出，測(cè)壓軌上表面的壓力曲線可以分為3段：A段為受測(cè)壓軌前緣激波影響的壓縮區(qū)域，B段為未受強(qiáng)壓縮波影響的較為平坦的區(qū)域，C段為受測(cè)壓軌前緣激波的洞壁反射波影響的壓縮區(qū)域。圖11～圖13展示了Seeb-ALR模型信號(hào)分別位于測(cè)壓軌A段、B段和C段3個(gè)不同位置的計(jì)算結(jié)果。

從圖11可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測(cè)壓軌前部時(shí)，模型信號(hào)受測(cè)壓軌前緣激波干擾嚴(yán)重，導(dǎo)致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值相差較大，因此試驗(yàn)過程中應(yīng)該避免模型信號(hào)位于測(cè)壓軌前緣激波影響范圍內(nèi)。

從圖12可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測(cè)壓軌中部時(shí)，修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值一致性很好，證明所設(shè)計(jì)的新型測(cè)壓軌對(duì)模型激波無反射，實(shí)現(xiàn)了反射系數(shù)1.0的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

圖10 測(cè)壓軌和洞壁的壓力云圖(Ma=1.8)

圖11 模型信號(hào)位于測(cè)壓軌A段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

圖12 模型信號(hào)位于測(cè)壓軌B段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

圖13 模型信號(hào)位于測(cè)壓軌C段的計(jì)算結(jié)果(Ma=1.8)

從圖13可以看出，當(dāng)模型信號(hào)位于測(cè)壓軌后部時(shí)，模型信號(hào)受測(cè)壓軌前緣激波的洞壁反射激波影響嚴(yán)重，導(dǎo)致修正后的壓力波形與Seeb-ALR模型在自由來流中的基準(zhǔn)值相差較大，因此試驗(yàn)過程中也應(yīng)該避免模型信號(hào)位于測(cè)壓軌后部洞壁反射激波影響范圍內(nèi)。

綜合以上CFD計(jì)算結(jié)果可以得出，當(dāng)測(cè)量位置選取合適時(shí)所設(shè)計(jì)的測(cè)壓軌對(duì)模型激波無反射，可實(shí)現(xiàn)反射系數(shù)1.0的目標(biāo)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，測(cè)壓軌前緣激波及其洞壁反射波較強(qiáng)，會(huì)對(duì)模型近場(chǎng)壓力信號(hào)的測(cè)量產(chǎn)生較強(qiáng)的干擾，因此試驗(yàn)中模型信號(hào)應(yīng)該位于測(cè)壓軌中間部位以提高測(cè)量精度，具體位置最好根據(jù)CFD輔助分析來確定。

1.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

1.3.1 參考車次方法

雖然與傳統(tǒng)全反射測(cè)壓軌相比，新型無反射測(cè)壓軌厚度更小、對(duì)流場(chǎng)干擾較小，但測(cè)量裝置帶來的伴生波系等因素仍會(huì)對(duì)聲爆信號(hào)測(cè)量引入不可忽視的誤差，一般可采用參考車次方法對(duì)伴生波系干擾進(jìn)行修正。這樣做的主要目的是扣除伴生波系對(duì)流場(chǎng)的干擾，保證測(cè)量結(jié)果僅是模型產(chǎn)生的信號(hào)。如圖14所示，具體的修正方法如下：

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

2) 將模型移到測(cè)量區(qū)域之外或?qū)⑵洳鸪?，測(cè)量得到只有測(cè)壓軌在流場(chǎng)中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù)，稱之為參考車次數(shù)據(jù)。

3) 將空間壓力分布的測(cè)量車次數(shù)據(jù)減去參考車次數(shù)據(jù)，得到的差值認(rèn)為是模型產(chǎn)生的波系所引起的空間壓力變化，即近場(chǎng)聲爆過壓。

圖14 參考車次與測(cè)量車次布置圖

(1)

1.3.2 空間平均技術(shù)

由于超聲速風(fēng)洞中不可避免地存在如噴管加工誤差、試驗(yàn)段分段搭接臺(tái)階不光滑等因素，因而試驗(yàn)段流場(chǎng)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(dòng)。同時(shí)，由于風(fēng)洞控制系統(tǒng)引起的前室總壓波動(dòng)也會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)段流場(chǎng)參數(shù)表現(xiàn)出一定的時(shí)間非定常特性。這些因素對(duì)聲爆試驗(yàn)測(cè)量結(jié)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(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-60風(fēng)洞和NASA Ames中心的9 ft×7 ft (1 ft=0.304 8 m)超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)的紋影圖像[18]，從圖中可以看出其試驗(yàn)段流場(chǎng)均存在一些明顯的雜波，這些雜波導(dǎo)致氣流馬赫數(shù)、流向角、壓力等流場(chǎng)參數(shù)在空間各個(gè)方向上和時(shí)間上都不是絕對(duì)均勻的。

圖15 FL-60風(fēng)洞流場(chǎng)的紋影圖像

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

特別是近年來國際上發(fā)展的低聲爆超聲速概念機(jī)模型，模型信號(hào)引起的近場(chǎng)壓力波動(dòng)可能比空風(fēng)洞流場(chǎng)本身的壓力波動(dòng)還要弱。參考車次法假設(shè)風(fēng)洞本身沒有壓力波動(dòng)，靠扣減操作來獲得模型凈壓力分布，因?yàn)閴毫_動(dòng)的存在，導(dǎo)致參考車次法的效果并不像CFD分析的那樣理想(CFD數(shù)值模擬假設(shè)風(fēng)洞是干凈的，即沒有雜波擾動(dòng))。為了降低風(fēng)洞流場(chǎng)非均勻擾動(dòng)對(duì)聲爆信號(hào)測(cè)量帶來的不利影響，本研究中采用了空間平均技術(shù)，如圖17所示。

圖17 FL-60風(fēng)洞空間平均技術(shù)示意圖

(2)

由此得到測(cè)量數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差為

(3)

本試驗(yàn)中采用沿風(fēng)洞軸向(X方向)的空間平均方法，在進(jìn)行算術(shù)平均之前需要將多組測(cè)量信號(hào)在X方向上進(jìn)行對(duì)齊，可以通過將測(cè)壓軌上的測(cè)壓點(diǎn)坐標(biāo)加上模型的移動(dòng)距離實(shí)現(xiàn)將各組信號(hào)在X方向上的位置對(duì)齊，即

Xaligned=Xorifice+Xmoving

(4)

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)完成后采用兩個(gè)模型開展了驗(yàn)證性試驗(yàn)，分別是Seeb-ALR模型和帶噴流的旋成體模型。不同的試驗(yàn)?zāi)Ｐ托枰鼡Q不同的轉(zhuǎn)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(jù)前文CFD計(jì)算結(jié)果，Seeb-ALR模型在Ma=1.8條件下壓力波形平臺(tái)區(qū)的dP/P≈0.007 5，F(xiàn)L-60風(fēng)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(shù)值與每個(gè)車次的前室總壓有關(guān))，即模型信號(hào)平臺(tái)區(qū)的過壓值dP約為156 Pa。為了提高試驗(yàn)測(cè)量的精度，本文試驗(yàn)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(cè)量精度為8.6 Pa，可以滿足聲爆試驗(yàn)對(duì)于弱壓力信號(hào)的分辨率要求。

2.1 Seeb-ALR模型驗(yàn)證

Seeb-ALR模型是Seebass、George和Darden[26-27]發(fā)展的一種低阻低聲爆軸對(duì)稱模型，近年來在聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)中被廣泛作為標(biāo)模使用。如圖18所示[16]，Seeb-ALR模型的近場(chǎng)壓力信號(hào)在頭激波之后存在一段較長的壓力平臺(tái)區(qū)，這種壓力特征非常有利于分辨測(cè)量誤差。

根據(jù)FL-60風(fēng)洞試驗(yàn)段的尺寸，試驗(yàn)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(cè)壓軌的高度H為257 mm。風(fēng)洞試驗(yàn)中Seeb-ALR模型的實(shí)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(gè)模型位置的聲爆近場(chǎng)壓力信號(hào)。從圖中可以清楚地看到，由于風(fēng)洞背景流場(chǎng)存在非均勻擾動(dòng)，導(dǎo)致修正后的單次測(cè)量結(jié)果仍然存在較大幅度的振蕩。這與1.3.2節(jié)的分析一致。

圖18 Seeb-ALR模型的近場(chǎng)壓力信號(hào)特征[16]

圖19 Seeb-ALR幾何模型

圖20 FL-60風(fēng)洞中的Seeb-ALR模型實(shí)物照片

圖21 采用參考車次方法修正后的單次車模型近場(chǎng)壓力信號(hào)(Ma=1.8)

圖22展示了馬赫數(shù)分別為1.5、1.8和2.0條件下采用空間平均技術(shù)的測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果(自由流計(jì)算)的對(duì)比，空間平均測(cè)量次數(shù)(N)為18次，每個(gè)模型測(cè)量位置間隔16 mm。從圖中可以看出試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果重合性較好，初步驗(yàn)證了本項(xiàng)研究所發(fā)展的聲爆試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)的合理性。同時(shí)可以看出，由于風(fēng)洞流場(chǎng)非均勻擾動(dòng)的影響，經(jīng)過空間平均后的試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果仍然存在一定幅度的波動(dòng)，通過增加空間平均的測(cè)量次數(shù)(N)可以進(jìn)一步降低擾動(dòng)誤差，提高測(cè)量結(jié)果的精準(zhǔn)度。

圖22 Seeb-ALR模型風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比

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

圖23 Seeb-ALR模型FL-60風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果與NASA Ames 9 ft×7 ft風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果對(duì)比

2.2 帶噴流的旋成體模型驗(yàn)證

如圖24所示，本項(xiàng)研究自行設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)，通過支臂內(nèi)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(shè)計(jì)出口Ma=2.024，設(shè)計(jì)壓比為8.12，噴管尾部帶有5°船尾角，模型距離測(cè)壓軌的高度H=157 mm。風(fēng)洞試驗(yàn)中帶噴流的旋成體模型的實(shí)物照片如圖25所示。

圖24 帶噴流的旋成體模型幾何設(shè)計(jì)

圖25 FL-60風(fēng)洞中帶噴流的旋成體模型實(shí)物照片

圖26展示了噴流模型在馬赫數(shù)2.0、不同落壓比(NPR)條件下采用空間平均技術(shù)之后的測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，空間平均的測(cè)量次數(shù)N為13次，每個(gè)模型測(cè)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(xiàng)研究設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型近場(chǎng)壓力信號(hào)更強(qiáng)，試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果(自由流計(jì)算)一致性更好，進(jìn)一步驗(yàn)證了聲爆試驗(yàn)測(cè)量系統(tǒng)的可靠性。

3 結(jié) 論

本文針對(duì)超聲速風(fēng)洞聲爆試驗(yàn)，設(shè)計(jì)了一套適用于暫沖式風(fēng)洞的聲爆近場(chǎng)空間壓力測(cè)量系統(tǒng)。通過CFD評(píng)估以及Seeb-ALR模型和噴流模型的驗(yàn)證性試驗(yàn)表明，所發(fā)展的聲爆近場(chǎng)空間壓力測(cè)量技術(shù)是合理可行的，主要體現(xiàn)在以下幾點(diǎn)：

1) 根據(jù)下吹式暫沖型超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間短、耗氣量大等特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了無反射測(cè)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(yàn)近場(chǎng)空間壓力的測(cè)量效率。

2) 為了驗(yàn)證無反射測(cè)壓軌設(shè)計(jì)方案的可靠性，通過CFD對(duì)其流動(dòng)特性進(jìn)行了評(píng)估，計(jì)算結(jié)果表明，為了避免模型信號(hào)受到測(cè)壓軌前緣激波及模型激波洞壁反射的影響，應(yīng)該通過控制軸向移動(dòng)機(jī)構(gòu)使模型信號(hào)位于測(cè)壓軌的中部位置。

3) 采用Seeb-ALR低聲爆標(biāo)模和自行設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型進(jìn)行了驗(yàn)證性試驗(yàn)，風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果與自由流CFD計(jì)算結(jié)果一致性較好，試驗(yàn)結(jié)果也表明，通過空間平均技術(shù)能夠顯著降低風(fēng)洞背景流場(chǎng)非均勻擾動(dòng)帶來的測(cè)量誤差，大幅提高模型近場(chǎng)壓力信號(hào)的測(cè)量精度。

同時(shí)通過低聲爆模型的驗(yàn)證性試驗(yàn)可以看出，聲爆近場(chǎng)空間壓力精確測(cè)量仍然面臨較大挑戰(zhàn)，試驗(yàn)測(cè)量精度有待進(jìn)一步提高。在聲爆近場(chǎng)空間壓力測(cè)量試驗(yàn)中主要有以下幾點(diǎn)需要注意：

圖26 旋成體噴流模型的風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比

1) 根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段的尺寸以及試驗(yàn)馬赫數(shù)，統(tǒng)籌考慮合理的模型尺度、測(cè)壓軌的高度和長度、模型與測(cè)壓軌的距離等重要參數(shù)。

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

3) 測(cè)壓軌等空間壓力測(cè)量裝置設(shè)計(jì)需要借助CFD手段進(jìn)行充分評(píng)估，確保實(shí)現(xiàn)對(duì)模型信號(hào)無反射。

4) 模型信號(hào)在測(cè)壓軌上的測(cè)量位置應(yīng)避開測(cè)壓軌前緣激波以及洞壁反射激波的影響區(qū)域。

5) 低聲爆模型空間壓力信號(hào)很弱，試驗(yàn)采用的壓力測(cè)量傳感器應(yīng)該具有足夠高的精準(zhǔn)度和分辨率。