張 刃，杜文天，*，李慶利，崔曉春

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院，沈陽 110034；2. 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034)

0 引 言

不同于以氣源作為動力源的暫沖式風(fēng)洞，連續(xù)式風(fēng)洞以壓縮機為驅(qū)動，可以長時間運行。國際上主流的大尺寸跨聲速風(fēng)洞均是連續(xù)式風(fēng)洞，如美國蘭利中心國家跨聲速風(fēng)洞（National Transonic Facility, NTF）、位于德國的歐洲跨聲速風(fēng)洞（European Transonic Windtunnel, ETW）以及俄羅斯的T-128風(fēng)洞（T-128 Transonic Wind tunnel）。2020年以前，我國在跨聲速試驗設(shè)施上與國際先進水平相比，存在明顯差距，大型跨聲速風(fēng)洞試驗供給能力嚴重不足，僅有一座2.4 m暫沖式跨聲速風(fēng)洞。近年來，飛行器技術(shù)的發(fā)展使得高品質(zhì)大型跨聲速風(fēng)洞試驗的需求日益增多，為了彌補大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的短板，國家批準航空工業(yè)氣動院建設(shè)我國第一座大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞—2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞（FL-62）。該風(fēng)洞于2012年立項、2020年建成并投入科研生產(chǎn)活動，見圖1。2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的建成實現(xiàn)了我國大型跨聲速風(fēng)洞由暫沖式向連續(xù)式的跨越。

圖1 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞（FL-62）Fig. 1 2.4 m Continuous Transonic Wind Tunnel (FL-62)

FL-62風(fēng)洞的試驗段尺寸：2.4 m × 2.4 m × 9.6 m（高 × 寬 × 長）；試驗馬赫數(shù)范圍：Ma= 0.15～1.15 （開槽壁試驗段），Ma= 0.15～1.6 （可調(diào)開閉比斜孔壁試驗段）；運行總壓p0= 0.01～0.4 MPa；風(fēng)洞總溫T0＝293～333 K （20～60 ℃）；巡航狀態(tài)最大雷諾數(shù)Re= 12 × 106（Ma= 0.9，p0= 0.4 MPa，T0= 310 K，L=0.24 m）；風(fēng)洞動壓Q= 5～90 kPa （Ma= 0.8）。

FL-62風(fēng)洞能夠為各類風(fēng)洞試驗提供接近飛行環(huán)境的高品質(zhì)流場，滿足噪聲、顫振、抖振、層流等試驗的高要求。亞聲速條件下，大展弦比民機標(biāo)模的測力數(shù)據(jù)重復(fù)性精度達到國軍標(biāo)先進指標(biāo)。超聲速條件下，小展弦比飛機標(biāo)模測力數(shù)據(jù)重復(fù)性精度全部達到國軍標(biāo)合格指標(biāo)，部分達到國軍標(biāo)先進指標(biāo)，見圖2。

圖2 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞技術(shù)指標(biāo)雷達圖Fig. 2 Technical index radar chart of FL-62

FL-62風(fēng)洞具備多種優(yōu)秀能力，如：高精度測壓試驗?zāi)芰δ軌蚯逦直嬖囼災(zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)微小變化（小于0.1 mm）對壓力系數(shù)的影響，長時間連續(xù)運行能力可以滿足長周期試驗的需求，千萬量級的高雷諾數(shù)調(diào)節(jié)能力是目前國內(nèi)高雷諾數(shù)試驗的唯一選擇，負壓模擬能力可以模擬高空飛行環(huán)境的壓力，變動壓能力和低沖擊載荷滿足氣動彈性試驗需求，連續(xù)測量試驗?zāi)芰梢蕴峁└呙芏取⒕毣脑囼灁?shù)據(jù)，多窗口光學(xué)試驗?zāi)芰梢蕴峁┩降?、綜合化的試驗數(shù)據(jù)信息。FL-62風(fēng)洞的雷諾數(shù)模擬能力見圖3和圖4。

圖3 開槽壁試驗段雷諾數(shù)包線Fig. 3 Reynolds envelope of the slotted wall test section

圖4 開孔壁試驗段雷諾數(shù)包線Fig. 4 Reynolds envelope of the perforated wall test section

在建設(shè)過程中，航空工業(yè)氣動院在跨聲速風(fēng)洞氣動外形設(shè)計、風(fēng)洞流場減湍降噪等方面取得了較大的技術(shù)進展，形成了一套連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞設(shè)計方法[1]，使FL-62風(fēng)洞在滿足風(fēng)洞回路的低壓力損失、提高運行經(jīng)濟性的同時，保證了流場均勻性、湍流度和噪聲等表征風(fēng)洞流場品質(zhì)的關(guān)鍵指標(biāo)達到國際同類風(fēng)洞的先進水平。本文重點介紹連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞氣動設(shè)計方法及驗證結(jié)果。

1 FL-62風(fēng)洞氣動設(shè)計要求

1.1 氣動設(shè)計技術(shù)要求

FL-62風(fēng)洞氣動設(shè)計需要保證風(fēng)洞具有較高的流場均勻性和較低的氣流脈動特性；保證風(fēng)洞壓力損失較小，具有較高的運行經(jīng)濟性；保證風(fēng)洞滿足試驗技術(shù)應(yīng)用和發(fā)展需要，具備擴展試驗?zāi)芰Φ幕A(chǔ)。

FL-62風(fēng)洞設(shè)計技術(shù)指標(biāo)主要參考AGARD-AR-184[2]、低速風(fēng)洞和高速風(fēng)洞流場品質(zhì)要求(國軍標(biāo)GJB 1179A-2012[3]) 、高速風(fēng)洞和低速風(fēng)洞測力實驗精度指標(biāo)（國軍標(biāo)GJB 1061-91[4]） 以及國際同類先進風(fēng)洞的流場品質(zhì)技術(shù)指標(biāo)[5-7]，見表1。特別需要指出的是，F(xiàn)L-62風(fēng)洞的湍流度指標(biāo)要求達到國際同類先進風(fēng)洞水平[8]，并滿足參考弦長雷諾數(shù)Re= 1 ×107的層流試驗要求[9]。噪聲指標(biāo)要求達到國際同類先進風(fēng)洞水平，并滿足非定常測壓、抖振、顫振等對背景噪聲敏感的試驗需求[10]。

表1 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞設(shè)計技術(shù)指標(biāo)Table 1 Technical indicators for the design of FL-62

1.2 風(fēng)洞部段基本尺寸設(shè)計

FL-62風(fēng)洞的氣動外形借鑒了國外同類型相近尺寸的跨聲速風(fēng)洞的氣動外形，如ETW、NTF、HST等，初步確定了風(fēng)洞高速部段和低速部段的組成，保證能夠滿足設(shè)計需求和技術(shù)指標(biāo)。低速部段包括穩(wěn)定段、收縮段、低速擴散段、大角度擴開段、拐角段、換熱段等，高速部段包括噴管段、試驗段、第二喉道段、方變圓段、高速擴散段、壓縮機段等[11-13]。FL-62風(fēng)洞的氣動外形輪廓見圖5。

圖5 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞氣動輪廓Fig. 5 Aerodynamic geometry configuration of FL-62

根據(jù)設(shè)計需求的馬赫數(shù)、壓力、溫度和試驗段尺寸等主要設(shè)計參數(shù)，按照一維管流流量守恒原理，結(jié)合最小壓力損失和高流場品質(zhì)的需求，設(shè)計并確定風(fēng)洞高速部段和低速部段的幾何尺寸，主要包括進出口截面尺寸、長度、擴散角等參數(shù)。首先需要確定風(fēng)洞部段中試驗段、噴管段、穩(wěn)定段、壓縮機段、換熱段的幾何尺寸，其次分別確定穩(wěn)定段和噴管段之間的收縮段、穩(wěn)定段到換熱段、換熱段到壓縮機段之間的低速部段、試驗段到壓縮機段之間的高速部段的幾何尺寸，見圖6。在設(shè)計風(fēng)洞高低速部段幾何尺寸的同時，對壓力損失進行評估[14-16]。

圖6 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞設(shè)計流程Fig. 6 Design flow chart of continuous transonic wind tunnel

2 壓縮機氣動設(shè)計

2.1 壓縮機氣動設(shè)計與優(yōu)化

FL-62風(fēng)洞的動力系統(tǒng)由沈陽鼓風(fēng)機集團股份有限公司與德國CFE公司合作研發(fā)。壓縮機選取p0=100 kPa、T0= 310 K、Ma= 1.0為設(shè)計點，并選取兩個典型邊界工況進行多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。由于在前期方案中在Ma= 1.6時的工況點基本處于喘振邊界，因此在氣動方案優(yōu)化時，采用對動葉片局部修型同時優(yōu)化靜葉與其匹配，保證壓縮機在三個典型工況點處有較高效率和足夠喘振裕度，其他工況點可以通過調(diào)整動葉角度以及與轉(zhuǎn)速的匹配得到其性能。壓縮機的主要設(shè)計參數(shù)見表2。

風(fēng)洞試驗段工況要求實現(xiàn)馬赫數(shù)從0.15至1.6范圍的變化，壓縮機需要在進口總壓（20、100、200、300、400 kPa）與進口總溫（293、310、333 K）相互組合的15種進口條件下進行工作。為了消除壓縮機進口條件對性能的影響，對15種進口條件折合至進口工況下，并在此基礎(chǔ)上對其入口的質(zhì)量流量按公式進行無量綱化，得到無量綱流量與壓比的關(guān)系曲線，見圖7。由于流量和壓比的范圍寬，故要求壓縮機能夠兼顧小流量低壓比和大流量高壓比的不同工況要求，并且要有足夠的喘振安全裕度。

圖7 FL-62風(fēng)洞主壓縮機無量綱流量-壓比要求Fig. 7 Requirements for dimensionless flowrate against pressure ratio of the main compressor in FL-62

在壓縮機葉型優(yōu)化過程中采用了基于準三維數(shù)值模擬和優(yōu)化技術(shù)相結(jié)合的局部葉片修型技術(shù)。以氣動性能和工作范圍為優(yōu)化目標(biāo)，進行氣動優(yōu)化設(shè)計，通過準三維CFD計算來準確評估葉柵的損失特性，從而在整個工作范圍內(nèi)改善分布流動情況，保證了壓縮機能夠滿足設(shè)計要求。圖8對比了動葉葉型改進前后在葉片根部、葉片中部及葉片頂部的變化。由于動葉葉型的改變，為了保證稠度一致，將動葉葉片數(shù)由24片增加到26片。

圖8 動葉葉型優(yōu)化前后對比Fig. 8 Comparison between profiles of the rotor blade before and after optimization

為更好地匹配壓縮機的性能，在動葉葉型進行優(yōu)化后，對靜葉葉型進行重新優(yōu)化設(shè)計。與動葉設(shè)計過程類似，為了保證稠度一致，最終選擇前三級靜葉葉片數(shù)為51片，第四級靜葉葉片數(shù)為29片的壓縮機靜葉分布方案，該靜葉優(yōu)化設(shè)計方案保證了所有工況下均有較高的效率和足夠的喘振裕度。各級靜葉優(yōu)化前后對比如圖9所示。動、靜葉葉型優(yōu)化后，在Ma=1.0設(shè)計點狀態(tài)時，壓縮機綜合效率提升了1.1%，四級動、靜葉片的總壓比及效率差異如圖10所示，圖中m/M代表當(dāng)前位置相對葉型弦長的百分比。

圖9 靜葉葉型優(yōu)化前后對比Fig. 9 Comparison between profiles of the stator blade before and after optimization

圖10 靜、動葉葉型優(yōu)化前（粉）后（黑）總壓比（上）及效率（下）對比，Ma = 1.0Fig. 10 Total pressure ratio and efficiency before (pink) and after (black) optimization of both immovable blade profile and movable blade profile (Ma = 1.0)

為了保證壓縮機在不同的工況點下均有較好的性能，F(xiàn)L-62風(fēng)洞采用了四級動葉同步調(diào)節(jié)方案。為了獲得良好的動靜葉匹配，在設(shè)計過程中使用三維CFD計算進行驗證，實現(xiàn)了壓縮機效率和喘振裕度兩個重要指標(biāo)的平衡，Ma= 1.0和Ma= 1.6的CFD計算結(jié)果見圖11，圖中h/H代表當(dāng)前位置相對動葉高度的百分比。該結(jié)果表明葉片上流動分離的情況較好，不會發(fā)生喘振。各馬赫數(shù)的壓縮機性能包線已充分覆蓋壓縮機工作曲線，并具有較大的喘振裕度（圖12）。

圖11 Ma = 1.0（左）和Ma = 1.6（右）工況點四級葉片排不同葉高相對馬赫數(shù)分布Fig. 11 Relative Mach number distributions at different blade heights of the four-stage blade row under the condition of Ma = 1.0 (left) and Ma = 1.6 (right)

圖12 各馬赫數(shù)的壓縮機性能包線Fig. 12 Compressor performance envelope for various Mach numbers

2.2 壓縮機對馬赫數(shù)控制精度的影響

FL-62風(fēng)洞的主壓縮機有動葉角度調(diào)節(jié)和電機轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)兩種方式。動葉角度控制精度為0.1°～0.2°，用于粗調(diào)節(jié)；電機轉(zhuǎn)速控制精度優(yōu)于0.2‰，用于精調(diào)節(jié)。在壓縮機入口溫度一定的前提下，馬赫數(shù)的變化即為速度的變化，同時由于出口面積固定，速度的變化即為容積流量的變化。因此，馬赫數(shù)控制精度的影響最終轉(zhuǎn)化為對容積流量的影響。

對照圖12中的馬赫數(shù)包線范圍，圖13給出了轉(zhuǎn)速精度對各馬赫數(shù)容積流量變化的影響，可以看到，對于每個馬赫數(shù)而言，轉(zhuǎn)速增大0.2‰后，容積流量與原工況容積流量基本無變化，因此轉(zhuǎn)速的控制精度不會影響對馬赫數(shù)的控制精度。如圖14所示，對于每個馬赫數(shù)而言，動葉角度少開0.2°，容積流量變化最大-0.11%，折合馬赫數(shù)變化最大0.001 8。因此，角度的控制精度在大多數(shù)馬赫數(shù)條件下對馬赫數(shù)的控制精度影響較小，結(jié)合壓縮機電機轉(zhuǎn)速的精細調(diào)節(jié)能力，可充分保證馬赫數(shù)控制精度。

圖13 轉(zhuǎn)速精度對各馬赫數(shù)容積流量變化的影響Fig. 13 Effect of the accuracy of the compressor rotation speed on the flow volume for each Mach number

圖14 設(shè)計工況與實際動葉角度偏差0.2°后各馬赫數(shù)變化百分比Fig. 14 Variation of the Mach number changing percentage after deviation of 0.2° from the angle under the design condition

2.3 壓縮機性能驗證

FL-62風(fēng)洞的壓縮機性能測試結(jié)果見圖15，壓縮機的工作線與預(yù)測曲線基本一致。主壓縮機轉(zhuǎn)速30～800 r/min，主壓縮機的流量-壓比包線完全滿足Ma= 0.15～1.6的試驗需求。壓縮機轉(zhuǎn)速達到設(shè)計值800 r/min仍未發(fā)生喘振現(xiàn)象，實際喘振線高于理論預(yù)測喘振線。該結(jié)果表明FL-62風(fēng)洞的主壓縮機性能優(yōu)秀。

圖15 主壓縮機性能曲線Fig. 15 Performance curve of the main compressor

3 風(fēng)洞低速部段氣動設(shè)計

本節(jié)對風(fēng)洞低速部段中的穩(wěn)定段、收縮段以及大擴開段等進行了簡述，僅給出設(shè)計結(jié)果，重點對拐角段進行了描述。

FL-62風(fēng)洞穩(wěn)定段的直徑為9.6 m，長徑比為1.0，總收縮比為12.57，流速范圍為5～16 m/s。為了保證風(fēng)洞試驗流場的高均勻性、高穩(wěn)定性和低湍流度，該穩(wěn)定段采用了“一層阻尼網(wǎng)-蜂窩器-四層阻尼網(wǎng)”整流設(shè)計方案，達到了良好的整流效果。

FL-62風(fēng)洞收縮段的長徑比為1.25，軸向長度為12 m，收縮比為7.33，出口尺寸為2.4 m × 3.84 m（寬×高），出口上下壁與風(fēng)洞軸線的夾角為7.85°，兩側(cè)壁平行，見圖16。該收縮段在降低逆壓梯度，減弱流動分離和抑制二次流產(chǎn)生方面實現(xiàn)了良好的效果。

圖16 收縮段型面Fig. 16 Profile of the contraction

FL-62風(fēng)洞的大角度擴開段采用先進的等分3段式布局，進口為圓形截面、出口為方形截面，中間的2個截面為圓角矩形截面。另外，在大角度擴散段內(nèi)入口下游1/3軸向長度的位置和出口位置分別設(shè)置了一層阻尼網(wǎng)。CFD計算結(jié)果表明，該大角度擴開段的設(shè)計方法有效，達到了均勻流動、防止流動分離的目的，見圖17。

圖17 大角度擴開段速度和壓力分布Fig. 17 Velocity and pressure distributions on the wide angle diffuser

連續(xù)式風(fēng)洞一般有4個拐角段，從試驗段下游開始依次為第一拐角段、第二拐角段、第三拐角段和第四拐角段。拐角段的主要作用是使流動方向改變90°。第三拐角和第四拐角段的進出口尺寸與穩(wěn)定段的截面尺寸相同。第一和第二拐角段的進出口尺寸與風(fēng)扇或壓縮機的進口尺寸相同。

FL-62風(fēng)洞各拐角的導(dǎo)流片均采用優(yōu)化的雙圓弧導(dǎo)流片型面，弦長為1 200 mm。研究表明，為了有效引導(dǎo)氣流轉(zhuǎn)向并防止流動分離和二次流產(chǎn)生，雙圓弧導(dǎo)流片的安裝基線間距與導(dǎo)流片弦長之比一般為0.4～0.55。FL-62風(fēng)洞的一拐角和二拐角采用12片導(dǎo)流片，導(dǎo)流片間距與弦長之比為0.509；三拐角和四拐角導(dǎo)流片采用23片導(dǎo)流片，導(dǎo)流片間距與弦長之比為0.471，見圖18。

圖18 FL-62風(fēng)洞拐角導(dǎo)流片布局方案Fig. 18 Layout scheme for the corner deflectors of FL-62

FL-62風(fēng)洞使用了一種經(jīng)優(yōu)化的帶直線段的雙圓弧拐角導(dǎo)流片，見圖19，圖中翼型坐標(biāo)（Xs，Ys）用弦長b進行無量綱化，即，X=Xs/b，Y=Ys/b。通過CFD計算對比分析翼型導(dǎo)流片、傳統(tǒng)的雙圓弧導(dǎo)流片和優(yōu)化后的雙圓弧導(dǎo)流片的性能。CFD計算得到三種導(dǎo)流片下游管道截面的總壓損失，見表3，以及導(dǎo)流片的壓力系數(shù)曲線及拐角段橫截面內(nèi)的壓力系數(shù)分布云圖，見圖20和圖21，從圖中可以看到優(yōu)化的雙圓弧導(dǎo)流片的壓力系數(shù)曲線較為飽滿，損失小，導(dǎo)流片尾緣未發(fā)生流動分離。

圖19 優(yōu)化的雙圓弧導(dǎo)流片F(xiàn)ig. 19 Optimized double-arc deflector

圖21 傳統(tǒng)的雙圓弧導(dǎo)流片（上）與優(yōu)化的雙圓弧導(dǎo)流片（下）的拐角段橫截面內(nèi)的壓力系數(shù)分布云圖Fig. 21 Comparison of pressure contours of the cross plane of the corner section between the traditional (up) and the optimized(down) double-arc deflectors

表3 總壓損失對比Table 3 Comparison of the total pressure loss

圖20 三種導(dǎo)流片表面壓力系數(shù)Fig. 20 Surface pressure coefficients of three types of deflectors

FL-62風(fēng)洞拐角進氣流和出氣流與導(dǎo)流片安裝基線的夾角均設(shè)計為45°。在此基礎(chǔ)上，采用CFD方法對拐角導(dǎo)流片的安裝角進行了優(yōu)化。以第二拐角為例，經(jīng)安裝角優(yōu)化后，導(dǎo)流片下游的流場均勻性明顯改善，見圖22。

圖22 第二拐角導(dǎo)流片CFD優(yōu)化結(jié)果Fig. 22 CFD optimization of the guide-blades of the second corner

4 風(fēng)洞高速部段氣動設(shè)計

4.1 半柔壁噴管氣動設(shè)計

相較于全柔壁噴管，半柔壁噴管大量減少了支撐機構(gòu)數(shù)量，節(jié)省了建設(shè)成本，提高了系統(tǒng)可靠性，降低了運行維護成本。但是，半柔壁噴管的設(shè)計難度較高，不僅要像全柔壁噴管一樣保證型面各處斜率和曲率連續(xù)，還要保證喉道塊型面能夠適合不同的馬赫數(shù)，同時不降低出口流場均勻性。FL-62風(fēng)洞斜率和曲率連續(xù)的噴管無黏型面設(shè)計采用基于Eward-Marcus邊界條件的特征網(wǎng)格法[17]。Yen和Martindale對比了Eward-Marcus方法和Sivells設(shè)計方法得到的噴管流場均勻性，結(jié)果表明使用Eward-Marcus方法更優(yōu)，具有明顯的先進性[18]。FL-62風(fēng)洞首創(chuàng)二次旋轉(zhuǎn)喉道塊和一次平移喉道塊的方法，實現(xiàn)了物理型面與理論型面的高度一致性，從而保證喉道塊型面能夠適合不同的馬赫數(shù)。

喉道附近到拐點前的流線型面采用三次曲線代替流線，喉道區(qū)域通過HKL跨聲速解（通過Hall、Kliegel和Levine的方法確定[19]）和特征線法的結(jié)合，得到了第一條特征線，以此作為特征網(wǎng)格的入口邊界條件。轉(zhuǎn)折點下游型面滿足Edward-Marcus邊界條件，通過特征網(wǎng)格法得到了轉(zhuǎn)折點下游的型面。在附面層位移厚度修正方面，采用Sibulkin公式推出喉道處附面層位移厚度，并采用Tucker方法確定噴管喉道后的沿程附面層位移厚度分布，利用三次曲線和直線的組合對噴管喉道后沿程附面層位移厚度分布進行擬合[20-24]。無黏型面與附面層位移厚度的疊加得到了噴管的有黏型面。

設(shè)計馬赫數(shù)Ma= 1.15的喉道上游到轉(zhuǎn)折點之間的曲線作為喉道型面。通過喉道塊在平面內(nèi)繞噴管入口附近的某固定點向噴管中心線旋轉(zhuǎn)，確定了喉道高度和轉(zhuǎn)折點的角度，基于此迭代計算喉道到轉(zhuǎn)折點的理論型面，直到轉(zhuǎn)折點的斜率與喉道塊在轉(zhuǎn)折點的斜率一致。在此基礎(chǔ)上設(shè)計喉道下游柔板的型面。喉道塊繞轉(zhuǎn)折點進行二次旋轉(zhuǎn)和平移，使噴管的物理型面與理論型面保持一致[19]。

進一步針對噴管氣動型面進行支撐點布局設(shè)計以及柔板變形和應(yīng)力的有限元分析，得到變形后的結(jié)構(gòu)型面，并基于CFD評價流場均勻性。經(jīng)過多輪迭代后，得到最佳流場均勻性的噴管型面。FL-62風(fēng)洞的半柔壁噴管型面曲線見圖23，CFD計算結(jié)果見圖24。

圖23 FL-62風(fēng)洞半柔壁噴管型面曲線Fig. 23 Profiles of the semi-flexible nozzle of FL-62

圖24 噴管中心截面馬赫數(shù)分布Fig. 24 Mach number contours in the central plane of the nozzle

噴管流動的CFD計算結(jié)果見圖13，出口截面內(nèi)的平均馬赫數(shù)和馬赫數(shù)均方根偏差見表4。FL-62風(fēng)洞噴管內(nèi)流場校測結(jié)果與理論最優(yōu)噴管型面的CFD計算結(jié)果一致性良好，見圖25。該結(jié)果證明該半柔壁噴管的氣動優(yōu)化設(shè)計方法有效。

圖25 p0 = 0.1 MPa噴管中心線壓力分布的CFD和試驗結(jié)果Fig. 25 CFD and experimental results of the pressure distribution along the centerline of the nozzle at p0 = 0.1 MPa

表4 噴管出口流場品質(zhì)Table 4 Flow quality at the nozzle outlet

4.2 試驗段氣動設(shè)計

4.2.1 開槽壁試驗段設(shè)計

FL-62風(fēng)洞設(shè)計了兩座試驗段，分別是開孔壁試驗段和開槽壁試驗段。開孔壁試驗段采用國際上主流的可調(diào)開閉比60°斜孔壁試驗段設(shè)計方案，這里不再詳述。開槽壁試驗段長度為9.6 m，進口尺寸為2.4 m ×2.4 m，出口尺寸為2.64 m （寬）×2.76 m （高），試驗段的氣流膨脹加速區(qū)和流場均勻區(qū)長度一共2.3H，支架干擾影響區(qū)長度0.7H，支架區(qū)長度為1H，H為試驗段高度。支架為彎刀支撐，模型轉(zhuǎn)心到試驗段入口距離1.65H，彎刀前緣半徑為1.45H。

FL-62風(fēng)洞槽壁試驗段的上下壁各6條槽縫，流場均勻區(qū)槽縫的槽寬s與槽間距d之比為6%；兩側(cè)壁各4條槽縫，流場均勻區(qū)的s/d為7.3%。每條槽縫設(shè)計有獨立的槽腔，可以避免槽縫內(nèi)的氣流發(fā)生橫向流動摻混，槽腔深度達到25倍槽縫的寬度。支架區(qū)的槽縫急劇變寬，s/d達到50%，每條槽內(nèi)安裝有引射縫調(diào)節(jié)片，使試驗段形成多片式的引射縫調(diào)節(jié)片布局形式。FL-62風(fēng)洞的開槽壁試驗段的外形設(shè)計方案見圖26。

圖26 開槽壁試驗段氣動設(shè)計方案Fig. 26 Aerodynamic design scheme of the slotted wall test section

為了快速建立超聲速流場，并兼顧流場均勻性，開槽壁試驗段的槽縫型面一般采用非線性型線，上下壁采用經(jīng)歷擴張、收縮、微擴張、等寬變化的槽縫，采用Ramaswamy和Comette方法設(shè)計[25-26]，設(shè)計馬赫數(shù)Mades= 1.15，見圖27。側(cè)壁采用拋物線和直線組合的槽縫。針對開槽壁的亞聲速洞壁干擾，采用Keller方法進行評估[27]。在0.6 m風(fēng)洞針對非線性型線槽縫和線性型線槽縫開展了對比試驗研究，研究結(jié)果表明盡管非線性型線槽縫的流場均勻性略低于線性型線槽縫，但是可以快速建立低超聲速流場，保證有足夠長的流場均勻區(qū)可以覆蓋試驗?zāi)Ｐ?，線性型線和非線性型線槽縫的計算結(jié)果和試驗結(jié)果的對比分別見圖28和圖29。

圖27 開槽壁試驗段非線性槽縫曲線Fig. 27 Nonlinear curve for slots in the slotted wall test section

圖28 線性型線槽縫的馬赫數(shù)分布的計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比Fig. 28 Comparison of Mach number distributions between the computational and experimental results for slots with linear profile

圖29 非線性型線槽縫的馬赫數(shù)分布的計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比Fig. 29 Comparison of Mach number distributions between the computational and experimental results for slots with nonlinear profile

4.2.2 試驗段支架區(qū)型面設(shè)計

為了避免試驗段支架區(qū)存在較強的波系和反射波系以及氣流在支架或壁面的分離，引發(fā)強烈的噪聲和振動，F(xiàn)L-62風(fēng)洞的試驗段支架區(qū)側(cè)壁型面采用優(yōu)化的流線型外形，彎刀支撐的前緣角度為9°和22°，在超聲速流場中產(chǎn)生較弱的斜激波。支架段側(cè)壁外形對試驗段出口的流場均勻性至關(guān)重要，因此，在該段的設(shè)計過程中，以減弱波反射為目標(biāo)，針對側(cè)壁曲線長度和壁面角度進行了迭代優(yōu)化。CFD計算結(jié)果表明，初始外形出現(xiàn)了較強的波反射，外形優(yōu)化后波系反射基本消除，試驗段的出口流動的均勻性明顯改善，見圖30。

圖30 支架區(qū)型面優(yōu)化前后的速度分布Fig. 30 Velocity contours for the support region before and after optimization

4.3 中心體二喉道氣動設(shè)計

FL-62風(fēng)洞本著簡單實用的理念，采用側(cè)壁兩片式和中心體組合的二喉道形式（圖31），率先提出了二喉道的中心體和側(cè)壁采用幾何相似的設(shè)計方法，即中心體前壁板和軸線的夾角與側(cè)壁前壁板和軸線的夾角相同，中心體后壁板和軸線的夾角與側(cè)壁板后壁板和軸線的夾角相同。采用該設(shè)計方法得到的二喉道段的氣流對稱性好、附面層不易分離、總壓損失小，在4種構(gòu)型的中心體計算對比研究中得到驗證[28-29]。

圖31 二喉道段氣動設(shè)計方案Fig. 31 Sketch of the second throat

二喉道半寬度滿足下式：

其中，W0和H0分別為試驗段入口半寬度和高度，Ws和Hs分別為二喉道半寬度和高度，Ma為試驗段馬赫數(shù)，p0和p0s分別為試驗段和二喉道當(dāng)?shù)乜倝?，根?jù)風(fēng)洞試驗結(jié)果得出的，表5提供了FL-62風(fēng)洞的馬赫數(shù)Ma和總壓比p0/p0s的試驗結(jié)果。

表5 馬赫數(shù)Ma和總壓比p0/p0 s的試驗結(jié)果Table 5 Test results of the Mach number and the total pressure ratio of p0/p0s

為兼顧側(cè)壁與中心體的位置和尺寸，選擇Ma=0.7作為設(shè)計馬赫數(shù)。在不使用二喉道時，二喉道側(cè)壁板完全拉平，中心體完全拉平，收于中心隔板。側(cè)壁的擴張角θ0小于2.6°。

連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞通常使用圖32中4種中心體構(gòu)型：無縫單片形式、有縫單片形式、菱形兩片形式、后體加長四邊形兩片形式。通過CFD計算評估及0.6 m引導(dǎo)風(fēng)洞試驗驗證，優(yōu)選“后體加長四邊形兩片形式”作為FL-62風(fēng)洞的中心體形式。CFD計算結(jié)果顯示，在相同的進出口壓比下，后體加長四邊形中心體產(chǎn)生的激波強度最大，表明該形式的中心體的壓力損失最小，見圖33。

圖32 四種中心體構(gòu)型Fig. 32 Four types of central bodies

圖33 Ma = 0.7四種中心體二喉道馬赫數(shù)分布Fig. 33 Mach number distribution of the second throat for four types of central bodies at at Ma = 0.7

在0.6 m風(fēng)洞開展了引導(dǎo)驗證試驗，在不同總壓p0下測量二喉道下游壓縮機入口前的總壓p01，并計算總壓損失系數(shù)，結(jié)果表明，在相同的風(fēng)洞總壓下，在四種中心體構(gòu)型中，后體加長四邊形中心體的總壓損失系數(shù)最小，見圖34。

圖34 四種構(gòu)型中心體二喉道的總壓損失系數(shù)與總壓的關(guān)系Fig. 34 Relationship between the total pressure loss coefficient of the second throat and the total pressure for four types of central bodies

FL-62風(fēng)洞使用二喉道的馬赫數(shù)范圍為0.5～1.2，存在兩種使用模式：一種為聲速截流模式，馬赫數(shù)范圍Ma =0.5～0.95，根據(jù)一維管流理論，中心體截面的速度達到聲速后，形成聲速截流，控制流道截面積可以直接控制流量或馬赫數(shù)，隨模型迎角變化，中心體角度小幅度變化，即可保證馬赫數(shù)在誤差帶±0.001以內(nèi)，見圖35；另一種為非聲速截流模式，該模式僅使用中心體，馬赫數(shù)范圍Ma =0.5～1.2，通過損失補償機制實現(xiàn)跨聲速馬赫數(shù)控制，見圖36。Ma= 1.0及附近由于中心體角度變化幅度較大導(dǎo)致其不可用，但仍然能夠有效地保證馬赫數(shù)控制在誤差帶內(nèi)，見圖37和圖38。

圖35 中心體截流狀態(tài)下的中心體開度隨模型迎角的變化Fig. 35 Variation of the degree of opening with the angle of attack at the sonic closure state of the central body

圖36 中心體非截流狀態(tài)下的中心體開度隨模型迎角的變化Fig. 36 Variation of the degree of opening with the angle of attack at the non-sonic closure state of the central body

圖37 中心體非截流條件下不同攻角速度下的流場控制精度（Ma = 0.9）Fig. 37 Flow field control accuracy with different attack angles velocities at non-sonic closure state of center body (Ma = 0.9)

圖38 攻角速度0.2°/s中心體截流條件下的流場控制曲線（Ma = 0.9）Fig. 38 Flow field control accuracy with 0.2° per second at sonic closure state of center body (Ma = 0.9)

5 FL-62風(fēng)洞設(shè)計驗證

通過合理的氣動優(yōu)化設(shè)計，F(xiàn)L-62風(fēng)洞的綜合性能達到了國際同級別風(fēng)洞的領(lǐng)先水平，其風(fēng)洞性能、流場品質(zhì)、試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量較常規(guī)暫沖式風(fēng)洞均有較大的提升，見表6。FL-62風(fēng)洞現(xiàn)已成為我國大型軍民機型號的主力風(fēng)洞。

表6 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的技術(shù)指標(biāo)實現(xiàn)情況Table 6 Implementation of technical indicators of FL-62

針對FL-62風(fēng)洞的氣動輪廓，估算有模型時不同馬赫數(shù)下的風(fēng)洞壓比，并與0.6 m模型風(fēng)洞進行對比，見圖39。開槽壁試驗段的壓比與模型迎角0°的理論壓比十分接近，軸探管或民機標(biāo)模對壓比的影響較小，見圖40。開孔壁試驗段的壓比與模型20°迎角的理論壓比較為接近，主要原因是開孔壁試驗段在空風(fēng)洞校測時使用了雙轉(zhuǎn)軸機構(gòu)，該機構(gòu)體積較大，產(chǎn)生的壓力損失較大。

圖39 2.4米連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞和0.6米模型風(fēng)洞的壓比Fig. 39 Pressure ratio of 2.4 m continuous transonic wind tunnel and 0.6 m pilot wind tunnel

圖40 實測壓比和理論壓比隨馬赫數(shù)變化對比Fig. 40 Comparison of measured and theoretical pressure ratio with Mach number

FL-62風(fēng)洞試驗段的流場品質(zhì)達到了國際同類風(fēng)洞的先進水平。開槽壁試驗段和開孔壁試驗段的核心流馬赫數(shù)分布均勻性校測的結(jié)果表明：Ma=0.15～1.1，流場均勻性滿足國軍標(biāo)先進、國際領(lǐng)先指標(biāo)，Ma= 1.1～1.6，流場均勻性滿足國軍標(biāo)合格、國際先進指標(biāo)，見圖41。

圖41 開槽壁試驗段和開孔壁試驗段核心流馬赫數(shù)均方根偏差Fig. 41 Root mean square deviation of the Mach number along the centerline of the slotted and perforated wall test sections

FL-62風(fēng)洞開槽壁試驗段的噪聲水平達到國外先進風(fēng)洞水平，見圖42。孔壁試驗段的噪聲水平高于開槽壁試驗段，使用二喉道能夠有效抑制Ma= 0.6～0.9的噪聲水平，見圖43。

圖42 開槽壁試驗段噪聲水平與國外風(fēng)洞對比Fig. 42 Noise level of the slotted wall test section compared with that of wind tunnels abroad

圖43 開孔壁試驗段和開槽壁試驗段的平均脈動壓力系數(shù)Fig. 43 Root mean square of pressure fluctuation coefficients of the slotted and perforated wall test sections

FL-62風(fēng)洞的湍流度測量結(jié)果表明該風(fēng)洞具有較低的湍流度，尤其是開槽壁試驗段，見圖44。

圖44 開槽壁試驗段的湍流度Fig. 44 Turbulence intensity of the slotted wall test section

基于FL-62風(fēng)洞優(yōu)秀的流場品質(zhì)，通過與國際先進風(fēng)洞ETW的對比試驗，驗證了FL-62風(fēng)洞開槽壁試驗段測力試驗數(shù)據(jù)的精準度。

2018年在歐洲ETW使用航空工業(yè)氣動院大展弦比民機標(biāo)模（CACM），分別應(yīng)用氣動院17-N6-80A天平和ETW B003天平進行相同狀態(tài)的風(fēng)洞測力試驗，得到了CACM模型的氣動特性數(shù)據(jù)，同時評估了氣動院的天平性能水平，見圖45。

圖45 ETW風(fēng)洞的CACM標(biāo)模試驗Fig. 45 CACM standard model test in ETW

2020年5月，在FL-62風(fēng)洞，使用航空工業(yè)氣動院大展弦比民機標(biāo)模（CACM）、氣動院17-N6-80A天平進行了與前期ETW試驗一致的對比試驗，確認了風(fēng)洞數(shù)據(jù)精準度，見圖46。

圖46 FL-62風(fēng)洞開槽壁試驗段的CACM標(biāo)模試驗Fig. 46 CACM standard model test in the slotted wall test section of FL-62

FL-62風(fēng)洞常規(guī)測力氣動力系數(shù)的重復(fù)性精度已達到或接近國軍標(biāo)先進指標(biāo)，見表7。開槽壁試驗段亞聲速下的縱向氣流偏角約為0.022°，橫向氣流偏角約為0.018°。

表7 CACM標(biāo)模測力試驗數(shù)據(jù)重復(fù)性精度Table 7 Data repeatability accuracy of the CACM standard model test for force measurement

對在開槽壁試驗段得到的大展弦比民機標(biāo)模測力試驗數(shù)據(jù)與在ETW得到的試驗結(jié)果進行了分析研究，結(jié)果表明，兩者在升力線線性段范圍內(nèi)的一致性較好，縱向氣動特性參數(shù)對比結(jié)果見表8、圖47～圖49。

圖47 Ma = 0.75、Re = 3.0 × 106條件下的升力系數(shù)曲線Fig. 47 Lift coefficient curve at Ma = 0.75 and Re = 3.0 × 106

圖49 Ma = 0.75、Re = 3.0 × 106的俯仰力矩系數(shù)曲線Fig. 49 Pitching moment coefficient curve at Ma = 0.75 and Re = 3.0 × 106

表8 2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞與ETW在零升力下的主要氣動力系數(shù)差量Table 8 Difference of main aerodynamic coefficients between ETW and FL-62 under the condition of zero lift

圖48 Ma = 0.75、Re = 3.0 × 106條件下的阻力系數(shù)曲線Fig. 48 Drag coefficient curve at Ma = 0.75 and Re = 3.0 × 106

6 結(jié) 論

2.4 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞通過先進的風(fēng)洞氣動設(shè)計技術(shù)，使其綜合性能和試驗效率比肩國際先進水平，標(biāo)志著我國連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞設(shè)計水平跨入國際先進行列。

數(shù)據(jù)精準度高、試驗功能全、運行更智能、高效與低碳環(huán)保將是大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的未來發(fā)展趨勢。FL-62風(fēng)洞現(xiàn)已在精細化與綜合化測力測壓試驗技術(shù)、氣動彈性試驗技術(shù)、大迎角試驗技術(shù)、進氣道和推力矢量試驗技術(shù)方面初步建立了工程試驗?zāi)芰?，未來將持續(xù)改進風(fēng)洞動態(tài)流場品質(zhì)以滿足層流與轉(zhuǎn)捩試驗的需要，并進一步補充研發(fā)動力模擬、軌跡捕獲、噪聲與動態(tài)試驗功能，同時應(yīng)用人工智能技術(shù)將傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗與CFD技術(shù)相融合，提升試驗數(shù)據(jù)預(yù)測能力和風(fēng)洞運維管理水平，為我國飛行器研制和長遠發(fā)展提供必要的試驗條件保障和技術(shù)牽引，將該風(fēng)洞打造成支撐飛行器工程研制、考核鑒定、空氣動力學(xué)基礎(chǔ)與前沿探索研究的骨干性試驗設(shè)施。