大型低温高雷诺数风洞及其关键技术综述

廖达雄, 黄知龙, 陈振华, 汤更生

(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)

0 引 言

风洞试验要遵循一系列相似准则，其中雷诺数是最主要的相似参数之一。雷诺数表征气体惯性力与粘性力之比，是流动分型与演化的关键参数，理论上风洞试验应该准确模拟飞行器的飞行雷诺数。

雷诺数的变化主要影响边界层发展和转捩、边界层分离、旋涡流动、激波/边界层干扰、激波/旋涡干扰、底部流动与尾迹和粘性横流等粘性起支配作用的流动(见图1)。风洞试验的雷诺数模拟不足，将会使上述流动现象发生变化，与真实飞行存在差异，导致飞机焦点、最大升力系数和阻力系数等气动参数预测不准，尤其是影响飞机经济性的阻力特性和影响飞机安全性的最大升力系数会发生很大偏差(见图2)。美国的C-141就是因为风洞试验雷诺数太低，试验的焦点位置与飞行相差很大，险些出现机毁人亡的重大事故，不得不投入巨资和花费相当长的时间对飞机进行改进。现代大型客机为了追求更高的经济性，普遍采用超临界机翼，其气动特性对雷诺数尤为敏感。同时，现代大型飞机尺寸也越来越大，雷诺数效应问题更为突出。雷诺数模拟能力的不足,使得基于常规风洞试验结果的飞行器气动设计和性能预测会出现偏差，可能导致飞行器设计方案更改，造成经济损失，延误研制周期。C-5A飞机风洞与飞行阻力发散马赫数相差0.02，改装77架飞机的机翼，耗费大量时间和经费(约10亿美元)[1]。

图1 雷诺数对翼型激波诱导分离的影响

图2 最大升力系数随雷诺数的非单调变化

由于雷诺数效应具有广泛性、非线性和复杂性等特点，目前CFD方法模型还不够完善，计算硬件能力不足，还难以准确预测飞行雷诺数下的气动特性；另外，飞行器试飞只能用于事后验证，风险大、成本高、周期长，对于现代越来越复杂的飞行器，一旦试飞之后才发现设计问题将造成不可挽回的损失。因此，在高雷诺数风洞中进行飞行雷诺数试验，是实现飞行器气动力精细设计和飞行性能准确预测的前提和保证。

目前，我国跨声速风洞雷诺数模拟能力严重不足，已经成为制约我国飞行器研制与发展的关键技术瓶颈之一。在我国最大的跨声速风洞(中国空气动力研究与发展中心的2.4m暂冲式跨声速风洞)中，试验雷诺数比飞行雷诺数低得多。如大型客机C919在2.4m暂冲式跨声速风洞中的全模常速压试验雷诺数约为3×106，而飞行雷诺数达20×106左右。今后，我国将陆续发展C919系列化、双通道客机、大型运输机等大型飞机，亟待突破飞行雷诺数下的气动特性准确预测问题，依赖国外低温高雷诺数风洞将难以适应这些飞行器自主研制的需要。发展我国自己的大型高雷诺数风洞，一直是我国飞机设计师和空气动力学工作者的追求和梦想，更是我国民机产业成功发展和航空航天工业创新发展的迫切要求。

1 高雷诺数实现途径和风洞型式

1.1提高风洞试验雷诺数的方式

雷诺数定义为一个微小流体单元所受的惯性力与粘性力的比值:

(1)

式中：Re为雷诺数，ρ为密度，V为速度，μ为粘性系数，l为参考长度。

由雷诺数的定义可知，在气流速度一定的情况下，提高风洞试验雷诺数的方法主要有以下4种：

(1) 采用重气体作为风洞的试验介质[2-6]

采用重气体为试验介质的方法通过增加气流密度ρ和降低粘性系数μ来提高风洞试验雷诺数，同时模型载荷和风洞运行功率还可以降低。因此，采用重气体为试验介质来提高雷诺数是一种不错的方法。美国NASA对此也开展了大量的研究工作，1959年改造的跨声速动力学风洞(简称为TDT)就是使用二氯二氟甲烷(即R12)和空气作为试验介质，试验雷诺数分别可以达到27.9×106和9.2×106，大大提高了试验雷诺数。根据TDT的运行过程来看，所用重气体也一直处于发展之中，从最初的R12，考虑过SF6，最终采用了R134a。根据世界制冷剂的发展看，R134a也逐渐处于淘汰过程中。

由于重气体的比热比(γ)值与空气不同，当试验马赫数较高，气体压缩性效应比较明显，特别是当模型上出现激波时，重气体中得到的试验数据与空气中的数据会有较大的差异，且目前对试验数据的精确修正还很困难，试验数据的置信度将大大降低。另外还需要配置气体回收装置、气体分析装置、气体报警系统等，将导致设备较为复杂。

(2) 增大风洞尺寸和运行压力

利用增加风洞尺寸从而增加模型尺寸是提高雷诺数最直接的方法之一，风洞雷诺数随着试验段尺寸增大而线性提高。工程建设经验表明风洞造价约以风洞尺寸的2.5次方增加，而且驱动功率也和试验段尺寸的2次方成正比。如果纯粹依靠增大试验段尺寸来提高雷诺数，那么雷诺数要达到飞行雷诺数50×106，试验段尺寸需要达到40m以上，如此大尺寸的风洞，其造价和驱动功率都难以接受。

提高风洞运行总压的方法也就是提高气流密度，该方法存在的局限是：风洞雷诺数模拟能力随着压力增大线性增加的同时，风洞的壳体强度、造价和运行功率也随着压力的增大线性增加，而且运行压力太大会导致飞行器模型因为载荷过大产生严重变形，且不能将雷诺数效应与模型变形的影响分离，同时模型支撑系统和天平也因为载荷太大难以设计。目前常规风洞设计准则要求风洞的运行压力不大于5.0×105Pa。

因此，单纯依靠增加风洞尺寸和压力来获得飞行雷诺数是不现实的。但适当增大风洞尺寸和运行压力的方式可与其它提高雷诺数的手段综合运用。

(3) 降低风洞内气流温度[7]

气流的温度降低时其密度增大，粘性系数降低，从而可提高试验雷诺数。雷诺数、速压和风洞运行功率与气流温度的关系如下：

(2)

(3)

(4)

式中：P0为气流总压，T0为气流总温，γ为比热比，m为气体分子量。降低气流温度不仅能提高雷诺数，还使得风洞的驱动功率降低。在速压保持不变的前提下，马赫数为0.9时，当气流从323K降低到100K时，雷诺数可提高到常温时的5倍；同时驱动功率仅为常温时的56%。图3给出了气体属性、试验条件和驱动功率随温度的变化趋势。可见降低气流温度是提高雷诺数非常有利的方法。

图3 气体属性，试验条件随温度的变化趋势

表1给出了上述4种提高风洞试验雷诺数方式下雷诺数、模型载荷和功率与基本类型的比值。可以看出，降低试验介质的气流温度或采用重气体为试验介质实现相同的试验雷诺数时所需的驱动功率较小，优势明显。

表1 几种增加风洞雷诺数方式的对比

由上述分析可知，高雷诺数风洞的设计建设，需要以降低气流温度为主要手段，并综合运用其它几种方式进行。

另外，低温风洞可以在试验过程中实现气流速度、总温和总压的独立调节，它具有常规风洞无法比拟的几个优点：可得到纯马赫数影响而不引入雷诺数变化或模型弹性变形引起的干扰；可得到纯雷诺数影响而不引入马赫数变化和模型弹性变形效应；可得到模型纯弹性变形影响而不引入雷诺数和马赫数效应。

1.2低温风洞型式的选取[8]

低温风洞和常规风洞一样，可以采取各种不同的型式，如路德维希管风洞、埃维斯洁净风洞、下吹式风洞、引射式风洞和连续式风洞等。下面对上述几种常用的低温风洞型式进行简要的描述和分析。

1955年提出的路德维希管风洞(LT)和1971年提出的埃维斯洁净风洞(ECT)均是通过气流的快速膨胀实现降温运行。路德维希管风洞将高压气体储存在圆形截面的填充管内，填充管下游直接与喷管段和试验段相连，试验段后接快速阀和恢复管。开始试验时，快速阀迅速打开，产生的膨胀波向上游传播通过填充管，填充管内气流温度降低后流过喷管和试验段，实现提高试验雷诺数的目的。膨胀波到达填充管前段后返回到喷管时，试验即结束。为了满足10s运行时间要求，填充管和恢复管长度均需达到2km。埃维斯洁净风洞，试验前工作气体存储于与常规风洞截面尺寸相当且非常长的稳定段内，试验开始时，通过稳定段内的活塞向前运动，推动气体流过喷管和试验段，然后经过环形回流管道回到上游活塞段。在适当的时刻，将扩散段尾部的快速阀迅速打开，产生的膨胀波向上游传播，消除由于活塞加速运动导致的压缩波，获得均匀的低温气流。对于2m量级的风洞，为了达到10s的运行时间，稳定段直径约15m，长度约300m。上述两种风洞均可以提供非常安静和洁净的风洞气流，但都具有运行时间短、设备庞大的缺点。

下吹式低温风洞以干燥空气和氮气的混合物为试验介质，采用液氮直接喷入洞内与洞中的气体混合降温。下吹式低温风洞与连续式低温风洞相比结构简单，建设成本低，且不必考虑低温压缩机的设计等关键技术。但是由于流过试验段的流量全部排入大气，液氮的消耗量将是惊人的。如总温T0=110K，Ma=1.0，2m量级的风洞试验段流量达到约9500kg/s，液氮消耗量约为试验段总流量的一半，长时间运行液氮消耗量巨大。

引射回流式低温风洞(IDT)同样以中高压气源为驱动，液氮汽化吸热降温。如果建设一座2m量级、运行压力4～5×105Pa的低温风洞，其跨声速低温运行1min即需要20×105Pa的中压气源30000m3以上。另外，低温风洞为了达到低温运行的结构热响应、模型非绝热壁效应和低温天平的热平衡等特点，一般要求风洞预冷持续几小时，也需要大量的干燥空气，因此该类型风洞对气源总容积的要求巨大。同时，虽然相对下吹式低温风洞，其运行的液氮消耗量可降至约1300kg/s，但长时间运行仍是消耗巨大。

采用压缩机驱动的连续式低温风洞(CDT)由于气流在洞体内循环，运行成本低、效率高，目前世界上仅有的两座大型生产型跨声速低温风洞均采用了该型式。其液氮的消耗量远低于上述下吹式或引射回流式风洞。如对于2m量级的连续式低温风洞，总温T0=110K，Ma=1.0，最高雷诺数下液氮消耗量为试验段总流量的3.65%，约为300kg/s。另外，因为其以压缩机驱动，不需要配置中高压气源，可长时间运行，符合低温风洞运行的特点。ETW风洞设计建设时，曾专门委托加拿大DSMA公司开展上述几种低温风洞型式选取的评估工作。DSMA公司评估后认为，在相当设备尺寸和相同的技术指标下，采用压缩机驱动的连续式风洞方案的投资最低，运行效率最高(见图4)。

图4 不同低温风洞型式建设投资对比

综上所述，采用压缩机驱动的连续式低温风洞方案，虽然技术难度相对较大，但由于其运行成本相对较低、流场品质好、运行生产率高、技术难度可以克服等因素，目前还是一种相对最优的大型低温风洞型式。

2 低温高雷诺数风洞的现状

鉴于雷诺数模拟对飞行器研制的重要性，空气动力学家一直试图在地面实现飞行雷诺数模拟。1920年，法国著名空气动力学家Margoulis提出了通过冷却试验气体来增加雷诺数的建议，但并未尝试将风洞试验气体冷却到低于环境温度。1945年，英国人Smelt在研究提高风洞雷诺数所带来的风洞尺寸和驱动功率增大问题的解决方法时，再一次提到了降低试验气体总温的好处，当时的技术瓶颈是缺少冷却试验气体的方法以及合适的洞体结构材料。1971年，英国南安普顿大学教授Goodyer提出了使用低温空气或氮气的建议，他和兰利中心的研究者们合作，建成了世界上第一座研究型低温风洞[1]。

由于低温风洞的独特优势，许多国家开展了相关低温技术研究和低温风洞建设。目前，国外低温风洞共有20多座，2m以上的大口径生产型低温风洞有3座，分别是德国宇航院的KKK低速低温风洞、美国国家跨声速设备NTF和欧洲跨声速风洞ETW(德国、英国、法国及荷兰4国联合建造)，其余均为小型研究型低温风洞。

2.1美国国家跨声速设备NTF[9]

美国的低温风洞NTF建成于1982年。该风洞有两种运行模式：一是以氮气为试验介质的低温运行模式；二是以空气为试验介质的常规运行模式。试验段尺寸2.5m×2.5m×7.62m，总压范围(1～9)×105Pa，总温范围78～338K，马赫数范围0.2～1.2，最高雷诺数120×106(全模，M=1.0)、200×106(半模，M=1.0)，最高液氮喷射流量约420kg/s。试验段采用开槽壁，收缩段的收缩比15∶1，如图5所示。建成时生产效率较低，2000年改造之前其低温试验生产效率为0.36条极曲线/h，空气常温试验效率为2条极曲线/h。经过改造，生产效率显著提升。该风洞具备大型军、民用运输机的飞行雷诺数试验能力，可进行全模和半模试验、动态试验和颤振试验等，具有PSP/TSP等多种流动显示技术。

2.2欧洲跨声速风洞ETW[8]

ETW是继NTF之后的又一座连续式低温高雷诺数跨声速风洞，建成于1993年。其设计充分借鉴了NTF的经验教训，技术指标更加合理，结构布局更加科学，运行更加经济高效。风洞流场品质好，数据精度高。风洞以氮气为试验介质，试验段尺寸2.0m(高)×2.4m(宽)×9m(长)，总压范围(1.15～4.50)×105Pa，总温范围110～313K，马赫数范围0.15～1.30，最高雷诺数50×106(全模，M=0.90),83×106(半模，M=0.90)，压缩机功率50MW，液氮喷射流量2～250kg/s(见图6)。生产效率设计指标为2条极曲线/h。该风洞可进行全机模型测力测压试验、半模试验等，并具有多种非接触流动观测技术。该风洞配置有两个模型运输车，可以将吹风试验与模型准备分开，同时可承接两个以上不同客户的模型试验，大大提高了风洞的利用效率。

图5 美国国家跨声速设备(NTF)

图6 欧洲跨声速风洞(ETW)

2.3我国低温风洞现状

中国空气动力研究与发展中心多年来一直跟踪国外低温风洞发展和低温技术的最前沿。并在20世纪80～90年代，先后设计建成了0.1m×0.1m低速低温风洞(见图7)和Φ0.05m原理性高速空气低温风洞，并开展了相关低温技术原理性研究，在制冷方法、液氮喷注和氮气排出、洞体绝热、低温条件下轴承润滑和轴的动密封、低温参数测量和低温运行控制等方面积累了一定的经验。

图7 低速低温风洞

3 低温风洞的主要关键技术及解决措施

大型连续式低温风洞建设的关键技术主要包括液氮供给和气氮排出系统设计技术、洞体绝热及热变形控制技术、低温压缩机设计与制造技术和风洞运行多变量控制技术等。

3.1液氮供给和气氮排出系统

液氮供给及气氮排出系统是风洞进行温度和压力控制的重要组成部分。液氮供给系统需要解决的主要问题是如何在试验段获得均匀的温度场以及实现液氮稳定供应和流量的快速精确调节。主要的解决措施有：(1) 将液氮喷嘴排架安装于压缩机前的一拐与二拐之间，利用压缩机对气流的加热和旋转尾流的掺混效应使经过压缩机后的气流温度趋于均匀；(2) 采用多路可独立控制的液氮喷嘴组，通过不同的喷射点组合获得优化的试验段截面温度分布；(3) 采用多台低温增压泵稳转速运转、设置液氮循环回路、大小流量泵组合、高精度压力调节阀以及不同流量喷嘴组合等措施实现液氮的稳定供应和流量的快速精确调节。

气氮排出系统需要解决的问题主要包括：氮气排出的温度、含氧量和噪声的控制，消除排气对环境的不利影响，防止排气管道结霜影响排气系统的正常工作。通常采取的措施包括：(1) 在排气管路上设置排气消声器，减小压缩机噪声和排气阀门噪声，达到环保要求；(2) 设置排气引射器和强排风机使低温氮气和周围空气强制混合、提高排气的温度和含氧量，通过高层烟道排入大气；(3) 在极端天气情况下采用燃气加热器对掺混空气进行加热，通过高热空气与低温气氮的混合升温，提高排气温度，防止排气管道结霜，以及排出气体在排气塔周围沉积产生的对大气环境的不利影响。

3.2洞体的绝热保温及热变形控制

风洞回流道内气流温度可达到极低，洞体尺寸、洞体表面积、洞体结构重量及洞体结构热容量等均较大，洞体将承受负压或正压作用等，都是大型低温风洞洞体结构的特点。降低风洞运行时的液氮消耗、保证洞体绝热结构的绝热性能和可靠性是洞体绝热设计的关键。通常采取以下措施：(1) 采用承压壳体内绝热、内部部段不绝热的绝热方案，能大幅度降低风洞运行时的热容和液氮消耗；(2) 采用具有较低导热系数的绝热材料，并开展绝热材料性能、绝热结构型式等研究；(3) 在绝热结构的绝热单元间设置弹性补偿防止其间隙产生热流并减小热应力；支撑结构采用低导热系数的复合材料制造，能有效地降低冷桥的冷量损失。

温差和温度变化的不均匀引起的洞体不协调热变形和温度附加应力等将影响洞体的阶差和同轴度等气动要求、洞体的结构安全和结构功能等，如何消除其影响是洞体热变形控制的关键。通常采取的主要措施有：(1) 一是采取滑动支座、膨胀节等热变形释放措施，消除温度附加应力，消除热变形对洞体结构安全和结构功能的影响，同时在高速部段设置定位装置保证洞体阶差和同轴度等气动要求；(2) 通过洞体结构材料选择和结构传热设计，减少不协调热变形，控制温度附加应力，保证洞体结构和设备正常工作。

3.3低温压缩机设计与制造技术

大型低温风洞压缩机具有流量大、功率高、运转范围广、结构热变形大、调节精度高等特点，因而其设计、制造都存在很大难度，涉及的主要难点和解决措施包括：一是大流量、宽工况范围轴流压缩机的高效可靠气动性能设计。主要通过先进高效基本级为基础进行模化设计，并通过静叶角和压缩机转速的组合调节来满足风洞流量和压升的要求。二是低温压缩机叶片材料及其制作工艺。低温压缩机转子叶片必须满足重量轻、热变形小和低温性能优良等要求。采用适用于深低温的碳纤维复合材料替代金属材料将是明智的选择。NTF和ETW风洞转子叶片就采用该碳纤维复合材料。三是转子轴系低温下的润滑和密封。低温条件下压缩机转子轴系的轴承润滑和压缩机轴与风洞洞体间的动密封困难。为解决这一难题，可在压缩机整流罩内设置绝热层，在绝热层内通入常温氮气，对轴承进行加热，从而保证轴承润滑系统和压缩机轴动密封结构均工作在常温状态，克服低温的不利影响。

3.4风洞运行多变量控制技术

大型低温风洞运行条件复杂，需对前室总压、试验段马赫数、前室总温等参数精确控制。风洞运行时存在压缩机控制系统、液氮喷入控制系统、气氮排出控制系统及二喉道控制系统之间的相互耦合，因而对于前室总压、试验段马赫数及前室总温的控制而言，是典型的多输入多输出(MIMO)多变量控制系统。由于系统的非线性、大时变及大滞后等特性，传统控制理论无法获得较好的控制效果[10]。

为解决低温风洞多变量控制难题，美国NASA的TCT和NTF等低温风洞以及欧洲ETW，从气体动力学和热力学特性出发，建立风洞流场动态数学模型，并结合风洞运行调试，开展多变量控制策略研究，取得了较好控制效果。

为解决低温风洞多变量控制关键技术，一般需从3个方面开展工作：一是从气体的动力学和热力学特性出发，建立风洞流场动态数学模型，为控制策略研究提供更真实的研究平台；二是利用风洞流场动态数学模型，采用现代控制理论和基于专家系统的智能策略进行多变量解耦控制策略研究；三是风洞调试阶段，结合修正的风洞动态数学模型和风洞运行调试实际数据，完善控制算法和智能控制器专家数据库，在风洞运行效率和控制精度方面实现最优。

4 结束语

大型低温风洞是一项集基础性、前沿性、创新性和战略性于一体的特大型试验设施，对我国大型客机等飞行器发展意义重大。大型低温风洞技术复杂，设计建设难度大，还存在许多关键技术问题有待攻克。目前国内已经初步具备低温风洞设计建设的技术和工业基础，还需要调动、发挥国内外相关研究院所和企业的技术实力和生产能力，尽早开展深入的关键技术研究，为我国大型低温高雷诺数风洞成功建设奠定坚实的基础。

参考文献:

[1]Loving D L. Wind tunnel flight correlation of shock-induced separated flow[R]. NASA TN D-3580, 1966.

[2]James M Corliss, Stanley R Cole. Heavy gas conversion of the NASA Langley transonic dynamics tunnel[R]. AIAA 98-2710.

[3]Stanley R Cole, Jerry L Garcia. Past, present and future capabilities of the transonic dynamics tunnel from an aeroelasticity perspective[R]. AIAA 2000-1767.

[4]Cole S R, Rivera. The new heavy gas testing capability in the NASA Langley transonic dynamics tunnel[C]. The Royal Aeronautical Society Wind Tunnels and Wind Tunnel Test Techniques Forum, Chure-chill College, Cambridge, UK, April 14-16, 1997.

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[7]Goodyer M J, Kilgore R A. The high Reynolds number cryogenic wind tunnel[R]. AIAA 72-995.

[8]John Green, Gurgen Quest. A short history of the European transoinc wind tunnel ETW[J]. Aerospace Sciences, 2011, (47): 319-368.

[9]Bruce Walter E, Gloss Blair B. The US national transonic facility, NTF[R]. AGARD-R-774.

[10] Archambaud J P. The cryogenic induction tunnel T2 at toulouse[R]. AGARD-R-774.

作者简介:

廖达雄(1963-)，男，浙江衢州人，研究员。研究方向：流体力学。通讯地址：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