馬利川，石運軍，黃炳修，孫勇堂，晏碩

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

0 引 言

大型常規(guī)高超聲速風洞是高超聲速空氣動力學及飛行器研究與發(fā)展的重要地面試驗設備。20世紀50年代以來，美國、俄羅斯、法國、日本等發(fā)達國家相繼建立了1 m量級以上的大型高超聲速常規(guī)風洞設備，在其航空航天發(fā)展及軍事武器研制等方面發(fā)揮了重要作用，如美國AEDC VKF-C風洞、俄羅斯Y306-3/T116、法國莫當S4MA、日本JAXA1.27 m高超聲速風洞等。2004年迄今，我國也已建成多座大型常規(guī)高超聲速風洞，主要分布在中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）、中國航天空氣動力技術研究院（CAAA）等。未來先進航空航天飛行器發(fā)展迅速，飛行高度越來越高，飛行空域范圍不斷擴展，而30 km以上高空大氣稀薄，飛行雷諾數(shù)急劇降低，嚴重影響飛行器的飛行性能；同時，復雜氣動外形也帶來了更多的高超聲速復雜流動問題。這就亟需對高空低雷諾數(shù)高超聲速氣動問題及流動機理進行研究，對高超聲速氣動地面試驗條件提出了新的能力要求。

針對未來飛行器風洞地面高空模擬條件試驗以及關鍵復雜氣動問題研究的需要，為實現(xiàn)高空低雷諾數(shù)高超聲速氣動試驗模擬環(huán)境，中國航天空氣動力技術研究院對新建的1.2 m高超聲速風洞低線進行了設備擴充改造與能力提升。風洞能力提升改造完成后，對風洞壓力真空模式的各個系統(tǒng)進行了系統(tǒng)調試，綜合測試各工況條件下風洞分系統(tǒng)的工作性能及運行情況，測量風洞各運行狀態(tài)下的總溫、總壓、試驗時間等參數(shù)是否達到指標要求，并對高空模擬條件下高超聲速噴管進行了流場校測。

1 風洞能力提升途徑及內容

1.2 m高超聲速風洞是一座暫沖式自由射流高超聲速風洞。根據(jù)高超聲速范圍內防止空氣冷凝所需加熱溫度不同，綜合考慮加熱器工藝方案、風洞運行效率等因素，1.2 m高超聲速風洞采用雙線布置的工藝布局，分為低線（Ma=5～8）與高線（Ma=10）。風洞低線建設前期采用壓力引射運行模式，主要由高壓氣源系統(tǒng)、中壓氣源系統(tǒng)、高壓進氣調壓系統(tǒng)、加熱器系統(tǒng)、前室、噴管、試驗段、超擴段、引射器系統(tǒng)、亞擴段、排氣消聲系統(tǒng)等組成。低線一期設置4副噴管，馬赫數(shù)分別為5、6、7、8。加熱器系統(tǒng)采用6臺金屬板片蓄熱式加熱器組合運行。抽吸系統(tǒng)采用三級多噴管中心引射器串聯(lián)，為風洞提供運行壓比，引射介質為中壓壓縮空氣。

風洞試驗中，為滿足雷諾數(shù)及馬赫數(shù)相似準則要求，當飛行模擬高度超過40 km，特別是超過50 km時，風洞抽吸系統(tǒng)的真空抽吸壓力需達到800～100 Pa。而常規(guī)空氣引射器單級增壓比一般不大于5，經(jīng)前期風洞試驗運行測試，發(fā)現(xiàn)三級多噴管中心引射器串聯(lián)后，在無主氣流時最小抽吸壓力僅可達到660 Pa左右，最大總增壓比約為150，因此常規(guī)三級引射器系統(tǒng)已不能完全滿足更高飛行高度試驗要求。為提高飛行高度模擬能力，對1.2 m高超聲速風洞低線支路進行了提升改造設計。主要思路是在風洞低線原壓力引射運行支路基礎上新增專門的真空運行支路，接入點位于超擴段與三級引射器系統(tǒng)之間，在該處設置專用轉換段。此前的超擴段設備（包括加熱器、高溫高壓熱管道、高溫高壓截止閥、前室、噴管、試驗段和超擴段等）為風洞兩種運行模式（壓力真空運行模式、壓力引射運行模式）共用。

風洞能力提升改造的關鍵途徑和內容包括：

1）在引射支路第一級引射器入口和新增專用轉換段入口分別設置真空隔斷閥，用于壓力引射模式支路和壓力真空模式支路轉換。真空隔斷閥采用電動插板閥形式，真空閥門由閥板、框架、閥體、閥板驅動裝置、底座等組成，閥門厚度800 mm，閥門泄露率不大于10Pa·L/s，閥門開閉時間不大于45 s。

2）兩種運行模式下的風洞運行壓力不同。為保證真空運行模式下洞體結構密封與真空壓力維持，需對風洞共用部件進行相應真空運行條件下的密封處理及結構設計改造。

3）模擬高度增大后，氣體密度與飛行動壓急劇變小，使得風洞氣流總壓大大降低，氣流總壓模擬范圍為1.2～0.005 MPa，氣流流量最小僅為0.51 kg/s。為滿足風洞能力提升改造后不同工況下的小流量與超低真空總壓的調節(jié)要求，設計專用中壓進氣調壓系統(tǒng)，通過中壓進氣旁通閥耦合高精度小流量調壓閥，建立高超聲速風洞超低進氣總壓調節(jié)方法，實現(xiàn)單級調壓下的寬范圍、高精度總壓快速調節(jié)。

4）為滿足風洞長時間運行要求，提高真空系統(tǒng)工作效率，為真空支路配置冷卻器系統(tǒng)，降低排氣溫度。冷卻器采用矩形錯流管殼式換熱器型式。

5）配置專用洞體抽真空系統(tǒng)，在風洞試驗前將整個洞體抽真空（2 h內將洞體壓力抽吸至試驗所需的目標真空度），降低洞體和真空球罐的壓差，便于真空閥門快速打開，提高真空球罐使用效率。

經(jīng)能力提升改造設計后，風洞真空支路主要包含以下系統(tǒng)：中壓進氣調壓系統(tǒng)、加熱器系統(tǒng)（共用）、前室（共用）、噴管（共用）、試驗段（共用）、超擴段（共用）、轉換段、真空閥門系統(tǒng)、冷卻器系統(tǒng)、洞體抽真空系統(tǒng)、真空排氣管路系統(tǒng)等。風洞低線能力提升總體布局如圖1中虛線部分所示。

圖1 風洞低線總體布局示意圖Fig.1 Overall layout of wind tunnel low-line

2 試驗設備及儀器

2.1 總壓十字排架

總壓十字排架用于在風洞高超聲速流場校測時測量試驗段各截面的馬赫數(shù)分布。十字排架截面垂直于風洞軸線，安裝于風洞低速投放機構上。試驗過程中可沿風洞軸線移動，移動范圍為：（距噴管出口）0～1 200 mm。十字排架上共設置47個總壓測點，有效測量范圍為1 020 mm×1 020 mm。測壓探針材料為1Cr18Ni9Ti，測壓管內外徑分別為2 mm和3 mm。圖2和圖3分別為總壓十字排架測點分布圖和風洞內的安裝照片。

圖2 總壓十字排架測點分布示意Fig.2 Distribution of measuring points of total pressure cross rake

圖3 十字排架安裝照片F(xiàn)ig.3 Installation picture of cross rake

2.2 電子壓力掃描閥及紋影系統(tǒng)

采用美國PSI公司的PSI8400多通道電子壓力掃描閥采集測量十字排架測點壓力數(shù)據(jù)，共512個通道。由于氣流總壓較低，為提高波后總壓測量精度，選用的電子掃描閥模塊量程為±5 Psi，單個模塊通道數(shù)為32個，測量精度為±0.05% FS，掃描閥模塊配置數(shù)量為2個。

試驗段艙壁配有直徑800 mm的觀察窗。試驗過程中，以紋影儀透過觀察窗顯示和拍攝校測流場，并對各校測壓力下不同流場截面進行紋影錄像。

2.3 壓力傳感器

在壓力真空運行模式下，風洞前室總壓范圍較寬，需涵蓋負壓9 kPa至正壓1.2 MPa的范圍。為保證全部壓力范圍內的前室總壓控制精度均能滿足GJB 4399-2002中“壓力波動不大于0.5%”的要求，前室總壓測量選擇2.5 MPa及0.25 MPa兩種不同量程的壓力傳感器，兩者的測量精度均為±0.04% FS。通過轉換三通及總壓測量支路閥門開關控制，可以實現(xiàn)高低量程測量通道的隨時切換。

3 風洞真空模式系統(tǒng)調試

3.1 靜態(tài)檢查調試

風洞靜態(tài)檢查調試主要對設備整體狀態(tài)進行檢查，測試風洞閥門系統(tǒng)運動功能與控制信號反饋，檢查風洞各段連接是否正確、牢固，所有運動部件的運動是否正常，極限位置是否達到設計值，重點進行管路系統(tǒng)氣密性試驗，檢查各連接處是否漏氣。之后開展風洞開車聯(lián)動靜態(tài)調試：即在未通氣、加熱器未加熱的情況下，模擬風洞通氣開車的全流程。

3.2 真空系統(tǒng)調試

真空系統(tǒng)負責提供風洞正常運行所需的低壓條件，主要由真空球罐、真空泵組及洞體抽真空系統(tǒng)組成。

真空球罐包括2個6×10m的真空球罐，總容積為1.2×10m，工作介質為空氣，工作環(huán)境溫度為－20～50 ℃，真空度設計要求為1～10 Pa（絕對壓力）。

羅茨真空泵在中真空（100～0.1 Pa）范圍內具有抽速大、啟動快、振動小、噪聲低等特點，在風洞真空系統(tǒng)中應用較為廣泛；但羅茨真空泵無法直接對大氣壓氣體進行抽氣，需配置前級真空泵串聯(lián)使用。通過選型計算，真空泵組選用14套真空泵組并聯(lián)布置組成，單套真空泵組由前級變螺距無油干式螺桿真空泵SDV1500（抽速：1 300 m/h，啟動壓力：大氣壓）、一級羅茨真空泵MB2000（抽速：2 400 m/h，啟動壓力：5 800 Pa）、二級羅茨真空泵MB3600（抽速：5 500 m/h，啟動壓力：3 000 Pa）等組成。

通過真空球罐和真空泵組聯(lián)合抽真空調試，可在6 h內將真空球罐及相應真空管路由大氣壓力抽吸至10 Pa以內。

洞體抽真空系統(tǒng)真空泵組參數(shù)配置與真空球罐單套真空泵組相同。經(jīng)洞體抽真空系統(tǒng)調試，發(fā)現(xiàn)并消除了泄漏點，可以在2 h內將前室至冷卻器的風洞洞體真空度（約400 m）由大氣壓抽吸至10 Pa。

3.3 加熱器系統(tǒng)調試

加熱器系統(tǒng)采用“6套燃燒器+6套金屬板片蓄熱式加熱器”組合并聯(lián)方案，即：將加熱器系統(tǒng)分為6個相同的子系統(tǒng)，各子系統(tǒng)同步燃燒加熱，組合并聯(lián)后達到總的加熱要求，以防止高超聲速氣流空氣冷凝。6個子系統(tǒng)分別布置、獨立工作，并可任意組合并聯(lián)工作。

每個子系統(tǒng)包括蓄熱金屬板片本體、燃燒室、燃燒空氣系統(tǒng)、燃燒供油系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及測量系統(tǒng)等。每個子系統(tǒng)有效功率為8.5 MW，燃燒室最高工作溫度為1 200 ℃，燃料為3號航空煤油（RP-3）。

圖4給出了馬赫數(shù)5～8、不同氣流總壓p下的風洞總溫調試曲線?？梢钥闯觯猴L洞來流總溫穩(wěn)定迅速，當馬赫數(shù)較低時，20 s內即可穩(wěn)定控制；隨著馬赫數(shù)增大，所需氣流溫度急劇上升，導致達到目標溫度的時間逐漸增加；氣流溫度到達目標溫度后，曲線平直，波動較小，平均氣流總溫波動ΔT/T均小于1%，最小波動偏差為0.3%。

圖4 不同馬赫數(shù)總溫調節(jié)曲線Fig.4 Adjustment curve of total temperature of different Mach numbers

3.4 閥門系統(tǒng)調試

模擬高度提升后，氣體密度變小，試驗主氣流動壓急劇降低，需要大大降低風洞來流總壓。例如，當試驗馬赫數(shù)為5，根據(jù)氣動計算結果，模擬高度H＞40 km時，風洞氣流總壓需小于0.1 MPa，即負壓進氣；H=60 km時，氣流總壓需小于0.005 MPa。而原壓力引射模式下風洞試驗介質為高壓空氣，高壓氣源壓力為22 MPa，經(jīng)兩級調壓后可提供的氣流總壓最低僅為0.5 MPa，無法滿足壓力真空模式下低真空小流量控制要求。

風洞壓力真空模式運行時以中壓空氣作為試驗介質，配置了一套專用中壓進氣調壓系統(tǒng)，采用單級調壓方案，在總管路上設置1套高精度小流量調壓閥，經(jīng)均勻流量分配后，分別通向6套加熱器子系統(tǒng)。高精度小流量調壓閥采用柱狀活塞式結構形式，閥門驅動形式為液壓驅動，通過改變閥頭位置以改變閥門氣流流通面積，實現(xiàn)壓力調節(jié)快速響應。閥門活塞的閥頭型面采用風洞調壓閥氣動理論計算得出的橢圓特性曲線，此類閥門型面曲線具有調壓特性線性度好、調節(jié)范圍寬的特點。

圖5給出了不同馬赫數(shù)下調壓閥實際調壓性能與理論計算調壓特性曲線的對比（縱軸為壓力恢復系數(shù)，即調壓閥后與調壓閥前壓力的比值）?？梢钥闯觯赫{壓閥實際調壓性能曲線與理論計算曲線吻合較好；僅當馬赫數(shù)較高時，理論特性曲線趨于陡峭，試驗值與理論計算稍有偏差。閥門系統(tǒng)調試結果表明，調壓閥所選橢圓特性曲線具有良好的理論調壓特性。

圖5 調壓閥理論計算性能曲線與試驗結果對比Fig.5 Comparison test results with theoretical calculation performance curves of pressure regulating valve

采用中壓進氣旁通閥耦合高精度小流量調壓閥的方式，建立高超聲速風洞超低進氣總壓調節(jié)方法，實現(xiàn)了單級調壓閥下的中壓進氣調節(jié)系統(tǒng)寬范圍高精度壓力控制，提高了壓力真空模式主氣流總壓控制精度及試驗效率。不同壓力下前室總壓調節(jié)曲線如圖6所示。通過中壓進氣系統(tǒng)調壓試驗，可將風洞前室總壓穩(wěn)定控制于9 kPa～1.2 MPa，壓力穩(wěn)定迅速，所有目標壓力均可在20 s內達到穩(wěn)定控制精度，壓力波動精度控制在小于0.5%范圍內（最小波動精度可達0.25%），滿足GJB 4399-2002《高超聲速風洞氣動力試驗方法》穩(wěn)定段總壓控制要求。

圖6 風洞總壓調節(jié)曲線Fig.6 Adjustment curve of total pressure of wind tunnel

4 流場性能

分系統(tǒng)調試完成后，對壓力真空模式下風洞各個噴管進行了流場校測。以Ma=6噴管為例說明能力改造提升后的流場性能。表1為壓力真空模式下的風洞運行參數(shù)（Ma=6），包括前室總壓和總溫、單位雷諾數(shù)、噴管出口靜壓、模擬高度、真空要求等。

表1 風洞壓力真空模式運行參數(shù)（Ma=6）Table 1 Wind tunnel running parameters of vacuum mode（Ma=6）

由于來流總溫低于800 K，在計算噴管流場馬赫數(shù)時，采用常規(guī)高超聲速風洞校測計算方法，假定氣流從前室經(jīng)噴管至試驗段為等熵流動，以前室總壓代替流場中被測點的波前總壓，移測總壓排架探針得到氣流波后總壓，根據(jù)正激波關系式（1）計算試驗段流場馬赫數(shù)。

式中，p為十字排架測點總壓，p為前室總壓，為空氣比熱比，Ma為來流馬赫數(shù)。

計算流場馬赫數(shù)時，先將某測點當次吹風的10次記錄的算術平均值作為該測點當次吹風的平均馬赫數(shù)，再將該測點兩次吹風的平均值作為流場中該點馬赫數(shù)的測量值。流場均勻區(qū)按照馬赫數(shù)相對偏差|ΔMa|/Ma≤1%的標準劃定。表2給出了Ma=6噴管壓力真空模式試驗狀態(tài)下流場性能校測數(shù)據(jù)。校測結果表明，噴管出口流場分布均勻，均勻區(qū)馬赫數(shù)分布均方根偏差達到國軍標GJB4399-2002氣動力試驗對風洞流場品質的要求（≤（1/3～1/2）|ΔMa|），均 勻 區(qū) 最 大 馬 赫 數(shù) 相 對 偏 差|ΔMa|滿足不大于1%的要求。

表2 Ma=6噴管壓力真空模式流場性能Table 2 Flow field performance results of Ma 6 nozzle

圖7和8給出了Ma=6噴管在兩個不同前室壓力條件下的流場紋影圖像?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨著前室總壓降低，激波強度也隨之明顯減弱，特別是在前室總壓為負壓0.061 MPa條件下，流場紋影中的激波強度已經(jīng)變得十分微弱。

圖7 Ma=6噴管pt=0.297 MPa流場紋影Fig.7 Schlieren flow field of Ma 6 nozzle at pt=0.297 MPa

圖9和10給出了兩個不同前室壓力條件下Ma=6噴管出口x=0截面的馬赫數(shù)分布情況（圖中y和z分別表示十字排架豎直方向和水平方向的總壓測點坐標）?？梢钥闯?，壓力真空運行模式下，噴管出口流場中各測點馬赫數(shù)分布相對于噴管中心軸線的對稱性很好，噴管出口截面均勻區(qū)內水平z方向及與豎直y方向上馬赫數(shù)分布曲線平直，馬赫數(shù)分布偏差較小，說明軸對稱高超聲速噴管氣流具有相對于軸線對稱、分布均勻的特點。

圖8 Ma=6噴管pt=0.061 MPa流場紋影Fig.8 Schlieren flow field of Ma=6 nozzle at pt=0.061 MPa

圖9 pt=0.297MPa、x=0截面馬赫數(shù)分布曲線Fig.9 Ma distribution curve of x=0 section at pt=0.297 MPa

圖10 pt=0.061 MPa、x=0截面馬赫數(shù)分布曲線Fig.10 Ma distribution curve of x=0 section at pt=0.061 MPa

另外，從圖11與表2可以看出，噴管出口不同軸向截面上的均勻區(qū)平均馬赫數(shù)及噴管出口截面流場均勻區(qū)直徑均隨前室總壓不斷降低而減小，這也從側面表明：在總壓降低和雷諾數(shù)減小的情況下，噴管內邊界層發(fā)展的影響在逐漸增大。

圖11 試驗段均勻區(qū)軸向截面平均馬赫數(shù)分布Fig.11 Average Ma distribution of axial section in test uniform area

在完成Ma=6噴管校測工作后，其余3副噴管（Ma=5、7、8）也進行了詳細的流場校測與標模試驗。通過調試，風洞在各個噴管下運行正常，流場均勻、品質優(yōu)良。相關數(shù)據(jù)本文未一一列出。能力提升改造后風洞擴展的單位雷諾數(shù)和飛行模擬高度范圍如圖12陰影部分所示。

圖12 能力提升改造后雷諾數(shù)與飛行模擬高度的擴展范圍Fig.12 The expanded Reynolds number and flight altitude after the capability improved

5 結 論

1）通過對1.2 m高超聲速風洞進行設備改造及能力擴展，實現(xiàn)風洞壓力真空模式運行。系統(tǒng)調試結果表明：各分系統(tǒng)工作正常且均達到性能指標要求，風洞前室總壓、總溫、穩(wěn)定時間等參數(shù)控制均滿足風洞試驗要求。

2）流場校測結果表明：風洞模擬高度顯著提高，噴管出口流場均勻區(qū)內馬赫數(shù)分布均勻，均勻區(qū)內最大馬赫數(shù)相對偏差及馬赫數(shù)均方根偏差均達到GJB 4 399-2002的相關要求。由于噴管內邊界層發(fā)展的影響，噴管出口不同軸向截面上的均勻區(qū)平均馬赫數(shù)隨前室總壓降低呈減小趨勢，噴管出口截面流場均勻區(qū)范圍隨總壓降低也不斷縮小。

3）經(jīng)壓力真空運行模式改造后，1.2 m高超聲速風洞實現(xiàn)了飛行高度40 km以上的高空低雷諾數(shù)高超聲速流場模擬能力，極大擴展了大型高超聲速風洞地面試驗范圍，可以為新型航空航天飛行器研制以及高超聲速低雷諾數(shù)復雜氣動問題研究等提供重要的試驗平臺。