连续式跨声速风洞设计关键技术

廖达雄，陈吉明，彭 强，柳新民

（中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川 绵阳 621000）

连续式跨声速风洞设计关键技术

廖达雄，陈吉明，彭 强，柳新民

（中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川 绵阳 621000）

为研制先进飞行器，除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外，必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备，解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例，给出了风洞总体设计方案，分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞，方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。

连续式风洞；跨声速风洞；低噪声；风洞设计；关键技术

0 引 言

高速风洞设备作为跨超声速空气动力学研究的主要手段之一，在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下，作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟真实化、测量精细化、试验高效化和手段综合一体化方向发展，对高性能大型连续式跨声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。先进飞行器对风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套。因此，为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题，除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须尽快建造大型连续式跨超声速风洞试验设备，解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。

大型风洞建设是一项投资大、周期长、技术难度高的系统工程，为了降低大型风洞建设的技术风险，解决风洞设计、建设关键技术问题，在进行大型风洞设备的设计建设之前，按一定缩尺比例研制其引导风洞是十分必要的。经综合论证，气动中心拟研制一座试验段尺寸为0.6m×0.6m的连续式跨声速风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞，旨在一方面解决大型连续式风洞设计与运行等关键技术问题，同时作为独立的试验研究平台，可以进行部分气动力试验和空气动力学基础性研究。在0.6m连续式跨声速风洞气动总体方案设计中，主要设计采用了高压比轴流压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。

1 0.6m连续式跨声速风洞总体性能和总体方案

1.1 风洞总体设计要求

0.6m连续式跨声速风洞设计原则要求充分体现大型连续式跨声速风洞的设计思想，设计参数覆盖大型风洞的关键参数范围。风洞试验段Ma数为0.2～1.6，稳定段总压为（0.15～2.5）×105Pa，风洞试验段流场品质要求为：（a）试验段M数分布均匀性：σM≤0.001～0.002（M＜1.0）；σM≤0.004～0.008（M≥1.0）；（b）试验段气流流向角：Δα≤0.1～0.2；Δβ≤0.1～0.2；（c）试验段气流噪声：0.002～0.004（n≤2）；ΔCp≤0.6%～0.8%；（d）试验段气流湍流度：ε＝0.05%～0.25%（M ≤1.0）；（e）试验段马赫数控制精度：ΔM ≤0.001～0.002；（f）试验段气流温度均匀性：ΔT0≤1.0K～2.0K ；（g）试验段气流温度稳定性：ΔT0≤1.0K／极曲线。

1.2 风洞总体方案和运行参数范围

图1 风洞轮廓示意图Fig.1 Sketch of the wind tunnel

图2 压缩比曲线Fig.2 Graph of the pressure ratio

图3 试验段雷诺数曲线Fig.3 Graph of Re number

0.6m风洞设计为采用干燥空气或最终可采用重气体作为试验介质的低噪声变密度连续式跨声速风洞，其气动轮廓图见图1。风洞主回路由稳定段、收缩段、半柔壁喷管段、低噪声试验段、模型支架段、二喉道段、再导入段、压缩机、冷却器以及第一、二扩散段和四个拐角段等部段组成。辅助系统主要由动力系统、驻室抽气系统、增压配气系统、抽真空及排气系统和循环水冷却系统等组成。

0.6m连续式跨超声速风洞运转范围广，根据回流风洞沿程压力损失估算得到的风洞运行压缩比（轴流压缩机出口与进口气流总压之比）随马赫数变化的曲线见图2。图2中同时显示了MSWT、NTF和ETW等几座典型跨声速风洞的压缩比曲线［1］。风洞设计时根据预估压缩比计算压缩机功率，以M＝0.9、p0＝2.5×105Pa为设计点限定主压缩机最大功率约3.8MW。风洞试验段空气流量在不同总压和不同马赫数时为4.2～210kg／s，其试验段雷诺数随试验段马赫数变化的曲线见图3。

2 保证风洞性能要求的关键技术途径

2.1 降低风洞气流脉动的途径

在跨超声速风洞中，气流脉动主要包括速度脉动（湍流度）和压力脉动（噪声），它们对风洞试验数据都有很大影响，特别是对非定常试验、边界层转捩试验等。在连续式跨超声速风洞中，试验段的气流脉动主要来源于压缩机、冷却器、扩散段和试验段本身。为了降低试验段的气流脉动，风洞设计需要采取以下主要技术途径：（a）选取合适的扩散段面积比，同时在大扩开角段中设置防分离网；（b）选取较大的风洞收缩比（c＝12），设计性能优良的蜂窝器和多层阻尼网的组合，以衰减气流旋涡，降低湍流度；（c）风洞采用压缩机驱动，其叶片叶尖速度控制在合理范围，以减小压缩机产生的噪声；（d）风洞的拐角导流片可进行适当的声学处理，以减小压缩机和冷却器产生的噪声通过回流道传入试验段；（e）采用开槽壁跨声速试验段。和开孔壁试验段相比，一般认为采用开槽壁试验段具有较小的噪声和运转功率消耗［3－4］，而且开槽壁试验段可以提供必要的光学观察能力。

2.2 改善风洞流场品质的途径

风洞的流场品质主要指试验段气流马赫数的均匀性和稳定性、气流方向角、气流温度的均匀性和稳定性。风洞的流场品质直接影响到风洞试验的精准度，0.6m连续式跨声速风洞的流场品质需要较好满足精细气动力试验的要求（△CD＝0.0001，△CL＝0.001，△Cm＝0.001），比国内现有风洞的流场品质要高。因此，必须采取有效的技术途径。（a）稳定段设置性能优良的整流装置，确保气流平直、均匀进入试验段；（b）精细设计收缩段和半柔壁喷管段。优化收缩段型面，控制最大收缩角度，防止气流在收缩段中出现分离。喷管型面设计采用具有部分消波区的Sivells方法，控制最大膨胀角；优化转折点、特征点和柔板支撑点的布置，确保气动型面和柔板弹性曲线的良好匹配［5］；（c）试验段可实现开槽壁、开孔壁和实壁的互相更换，保证风洞在整个马赫数范围均有良好品质。同时，在跨声速范围，采用半柔壁喷管和驻室抽气组合的方式实现设定的马赫数，这样可以减小驻室抽气量（≤3%），避免气流产生较大的不均匀性和方向角［6］；

（d）通过控制扩散段面积比和扩开角，防止扩散段中出现明显气流分离，确定合理的压缩机转速控制精度（0.03%）以及二喉道等技术实现气流马赫数的稳定和精确控制；

（e）为了消除压缩机产生的热量，保持风洞运行过程中试验段气流温度的稳定，在风洞回路中设置低阻损、高效率的换热器。

2.3 提高风洞运转效率的途径

随着飞行器型号更新进程的加快，型号研制部门对风洞试验数据生产率的要求也越来越高，风洞生产率已经成为衡量风洞性能的主要因素之一。0.6m连续式跨超声速风洞研制主要从以下几个方面来提高风洞的运转效率。（a）采用半柔壁喷管实现在跨声速和超声速范围马赫数的改变，可实现在吹风过程中改变试验段马赫数；（b）通过采用在开槽壁的槽中插入开孔条块和实壁条块的方式实现开槽壁试验段、开孔壁试验段和实壁试验段之间的转换；（c）在喷管入口和试验段出口位置设置隔离门。当风洞处于增压、降压或重气体介质运行状态时，如果工作人员需要进入试验段操作，只需关闭隔离门，将试验段恢复到大气环境即可，不需要对整座风洞进行降压、增压或重气体排空；（d）积极采用可靠性、维修性技术，提高风洞生产率。通过可靠性分析和设计，尽量减小设备故障可能发生的概率；提高设备的标准化、通用化水平，配备必要的易损件备件，设置通畅的维护通道，配备必要的部件移动、拆卸设备，增强风洞设备的维修性。

2.4 拓展风洞试验能力的途径

为了增强风洞试验能力，0.6m风洞拟拓展为采用重气体介质运行的设备。（a）可以提高风洞的试验雷诺数。使用高分子量试验气体提高风洞试验雷诺数是一项有前景的技术，其主要优点是试验可以在常温下进行，重气体可以回收，而且常规风洞通过适当的改造就可以变成重气体风洞，和低温高雷诺数风洞相比，运行和建造成本都比较低［7］。如使用R134a（四氟甲烷，分子量102，比热比1.105）作为试验气体，在相同的压力、温度和马赫数下，得到的试验雷诺数是使用空气时的2.3倍，而同时气流的速压和风洞的功率反而减小到使用空气时的0.79倍和0.37倍［8］。因此，把0.6m风洞拓展为重气体风洞，可以将试验最高雷诺数从2.1×106提高到5.2×106。（b）可以增强风洞的气动弹性试验能力。要使风洞有很强的气动弹性试验能力必须具备几方面的条件，一是尺寸足够大，可以细节模拟控制面等；二是有很宽的压力变化范围；三是使用重气体试验介质；四是具有跨声速运转能力［9］。采用重气体风洞进行气动弹性试验的主要优点是可以比较容易满足频率相似和质量相似准则。0.6m风洞若拓展为重气体风洞，可为大型跨声速动力学风洞的设计和运行积累经验。

3 风洞关键部段设计

3.1 高压比轴流式压缩机技术

大功率、高压比轴流式压缩机技术是0.6m低噪声连续式跨声速风洞的关键技术之一。该压缩机具有变工况范围广和调节精度高等特点，压缩机性能和风洞运行特性的匹配是0.6m风洞压缩机设计的关键。根据风洞总体设计要求，该风洞设计配置主、辅两个压缩机系统。

为了满足风洞所有的运行工况，并保证在常用的运行状态（0.5≤M≤1.2）有较高效率，考虑采用先进的轴流风机模型的性能曲线进行设计，同时在风洞中设置一旁路，在低马赫数和高马赫数状态运行时，使通过压缩机的流量大于试验段流量，防止压缩机出现喘振，拓展风洞运转马赫数范围。由于驱动电机的功率较大，而压缩机的口径较小，采用电机置于风洞外的布置方案。这种布置方案可降低压缩机的设计难度，有利于电机的通风冷却和维护保养。但同时也带来了传动长轴的设计制造问题，需要采取措施解决长轴的振动、密封问题。

3.2 半柔壁喷管设计技术

风洞超声速喷管的形式主要有固块喷管、全柔壁喷管、半柔壁喷管3种，0.6m风洞设计采用半柔壁喷管方案。半柔壁喷管与全柔壁喷管相比，喷管长度可减少近1／3，大量节省建造经费，同时作动筒数量大大减少，控制程序简洁，结构简单，因此可实现在风洞运行过程中连续变马赫数，风洞运行效率大大提高。后期建造的大型风洞一般均采用半柔壁喷管，如俄罗斯TsAGI的T128、T109风洞，法国莫当的S3超声速风洞、欧洲ETW风洞等。

半柔壁喷管的设计必须解决几个问题，一是确保喷管在不同的马赫数下，固定喉道块和柔板的连接处不产生集中弯矩，保证型面曲率的连续；二是合理设计固定喉道块的运动机构，保证喉道块运动和柔板变形的同步、协调；三是解决好气动型面优化及气动型面与弹性曲线的匹配，保证在试验段得到优良的气流品质。0.6m风洞设计采用二元多支点半柔壁喷管，上游连接收缩段、下游连接试验段，喷管上下壁为半挠性壁，由固壁喉道块和多支点挠性壁组成，左右壁为固定壁。半挠性喷管段和收缩段一体化初步设计方案示意图见图4。

图4 半柔壁喷管示意图Fig.4 Sketch of the part flexible nozzle

3.3 低噪声跨声速试验段设计技术

为了具备开展边界层转捩试验、非定常气动力试验等能力，对高性能跨声速风洞试验段气流噪声水平提出了严格要求。对于连续式跨声速风洞来说，试验段是风洞的主要噪声源，参考国内外在试验段气流降噪方面的研究成果，并考虑试验段具备必要的光学观察能力等，0.6m风洞在跨声速运行范围拟主要采用开槽壁试验段。由于0.6m风洞兼备大型风洞的引导风洞试验能力，风洞同时配备实壁试验段和开孔壁试验段，以便于系统开展连续式跨超声速风洞试验段性能研究。为降低试验段气流噪声，需要采取的方法和措施包括：改善模型支架的外形，采用钝形光滑引射缝，减小驻室抽气量等方案降低模型支架、引射缝、驻室抽气口等产生的噪声；增加开槽数量，在槽孔出口切角处理，在槽中加隔板和网等措施降低槽壁试验段的噪声。

3.4 第二喉道设计技术

对于不同种类的风洞第二喉道的作用是不一样的，在常规超声速风洞中第二喉道的主要作用是降低风洞的运行压力比以节省试验用气或降低风洞运转功率；在跨声速风洞中第二喉道的主要用途是精确控制试验段马赫数，并阻断从一扩向试验段逆气流传播的噪声。在超声速风洞中，通常采用调节片式第二喉道。调节片式二喉道扩压效率较高，但由于结构笨重，很难用于在风洞运行过程中快速精确控制马赫数。在跨声速风洞中，一般采用栅指式二喉道和调节片加可调中心体式二喉道。气动中心的2.4m跨声速风洞和瑞典的T1500风洞采用了栅指式第二喉道。而欧洲的ETW风洞使用了三段调节片加可调中心体的二喉道方案。通过数值模拟研究，发现后一种第二喉道形式虽然长度稍长，但具有更高的扩压效率。因此0.6m风洞采用三段调节片加可调中心体式二喉道方案（图5）。三段调节片布置于左右侧壁，采用铰链调节方式。二喉道中心体设置于中隔板内，中隔板与弯刀支架尾部相连。中心体调节片主要作用是在试验段亚声速范围用于精确控制试验段马赫数，并起到稳定试验段气流的作用。

图5 第二喉道示意图Fig.5 Sketch of the second throat

3.5 低阻损高效率换热器设计技术

换热器在连续式高速风洞中的主要作用是带走风洞回路中压缩机运行所产生的热量。0.6m连续式风洞主换热器设置在压缩机段下游的第三拐角段前，这样一方面可以使冷却器距离试验段较远，有利于提高试验段温度均匀性；另一方面又比较容易在这个位置设计较大的截面积，以便使冷却器获得足够的换热面积，并使气流具有较低的入流速度，减小气流通过冷却器的压力损失。换热器设计为如图6所示的翅片管型式，通过合理选择基管材料并优化设计基管形状（圆管或椭圆管）、基管排列方式（顺排或错排）、翅片间距等参数，以达到实现换热器低阻损和高效率的设计要求。

图6 换热器示意图Fig.6 Sketch of the second throat

4 结 论

0.6m连续式跨声速风洞研制是推动大型连续式跨超声速风洞建设重大工程的重要举措，其设计指标要求达到了国际先进水平，为确保大型连续式跨超声速风洞建成后具备较好流场品质、较高试验效率和较强的试验能力，风洞设计方案采取了多种技术途径和多项新型的关键技术。着重分析了如何降低风洞气流脉动、改善风洞流场品质、提高风洞运转效率、拓展风洞试验能力等关键技术途径。重点介绍了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型关键部段。这些技术途径和新型技术需要在0.6m引导风洞中加以验证并开展大量的实验研究。

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廖达雄（1963－）男，浙江省衢州市人，研究员。研究方向：流体力学。通信地址：四川省绵阳市中国空气动力研究与发展中心 （621000）。E－mail：Liaodaxiong＠sohu.com。

Key design techniques of the low noise continuous transonic wind tunnel

LIAO Da－xiong1，2，CHEN Ji－ming1，2，PENG Qiang1，2，LIU Xin－min2
（1.State Key Laboratory of Aerodynamics，Mianyang Sichuan 621000，China；2.Facility Design and Instrumentation Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to develop advanced aircrafts，the high－performance continuous transonic wind tunnel should be constructed to get test simulation capability and to reach a refined simulation for the aircraft in high－speed wind tunnel except that the measurement accuracy of current wind tunnel tests and the testing techniques should be improved.This paper presents the general design project of the 0.6mlow－noise continuous transonic wind tunnel.The measures to reduce the flow pulsation，improve the flow quality，increase the operation efficiency and to unfold the test capability are put forward.The 0.6mwind tunnel is the pilot tunnel of the large continuous transonic wind tunnel.The high－pressure－ratio axis－flow compressor，the flexible nozzle，the lownoise test section，the high－performance heat exchanger and the second throat are utilized in the design project.

continuous wind tunnel；transonic wind tunnel；low noise；wind tunnel design；key technique

V211.74

A

1672－9897（2011）04－0074－05

2010－07－19；

2010－10－22