高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除

陈爱国，李绪国，毛春满，孙良宝，隆永胜，杨彦广

高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除

陈爱国＊，李绪国，毛春满，孙良宝，隆永胜，杨彦广

（中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳 621000）

风洞实验需要高品质的来流，但部分高超声速风洞由于加热器特性可能导致流场中存在气流旋转，为了消除或减小旋转，提出了在风洞稳定段前加入反向旋转气流来抵消气流旋转的思路。为验证该思路及了解高超声速流场中旋转程度总体效应，设计了一种带翼模型和高精度滚转力矩天平。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了M6、总压约2×105Pa、氮气常温时（电弧加热器不通电）多种进气条件下的滚转力矩测量实验，结果表明流场中存在旋转，滚转力矩系数Cl最大为1.657×10－3，采用约2%总流量的反向气流可达到滚转力矩系数降低2个数量级的效果，为提高风洞流场品质提供了较为有效的解决措施。

高超声速风洞；气流旋转；滚转力矩

0 引 言

高超声速风洞为防止实验气体冷凝或复现飞行环境，需加热介质气体至高温，部分加热器（如电弧加热器）为防止壁面局部过热烧蚀采用旋转进气方式，在风洞稳定段前加入反向旋转气流来抵消旋转，但产生的气流旋转将对飞行器气动力实验结果产生影响，需要对该影响及解决措施进行评估。在低速流动中，李荣先、吴国江、Rhode、唐明等分别采用一孔探针、五孔探针、七孔探针测量了气流旋转［1－4］，Paschereit［5］等采用激光多普勒测速仪研究了流动介质为水的旋转流场，而高超声速流场中气流旋转的直接或间接测量手段目前尚未见报道。本文作者采用电弧加热器和轴对称型面喷管在风洞中产生高超声速流场，通过测量流场中带翼模型滚转力矩的大小，间接反映气流旋转的整体强度以及对气动力实验结果的影响。通过本研究主要回答3个问题，一是电弧加热器是否给喷管出口的高超声速流场带来旋转？二是如果存在旋转，采用反向旋转的气流能否达到降低或抵消旋转的要求？三是合适的反向气流流量占多大比例？

1 实验设备和测试仪器

1.1风洞

实验在CARDC的Φ0.3m高超声速低密度风洞（代号FD－17）中进行，该风洞是一座典型的高压下吹、真空抽吸的暂冲运行风洞。风洞由气源系统、加热器、前室、喷管、试验段、扩压段、冷却器、真空系统和测试系统等部分组成。该风洞目前配备有型面喷管8套，喷管出口马赫数为5、6、7、8、9、10、11、12；锥形喷管3套，喷管出口马赫数为12、16和24，所有喷管出口直径均为Φ300mm。介质为氮气或空气，实验根据不同的状态可分别选用石墨电阻加热器或储热式加热器进行加热或不加热。本次实验用喷管是出口马赫数为6的型面喷管，介质为常温氮气，采用电弧加热器和混合室产生旋转气流，安装示意如图1。

图1 设备安装示意图Fig.1 Schematic of installation of the facilities

为匹配图1中电弧加热器和混合室的Q1、Q2、Q3的3路供气需求，对现有供气系统进行了改造。在M5、6主供气管路上通过1分3的方式，形成3路同时供气并各自单独可调节流量的气路，每一供气支路均有流量计监测流量，模拟不同旋转强度的气流。供气气路改造后的照片如图2。

图2 3路供气气路Fig.2 Photo of three pipes for gas supply device

1.2电弧加热器和混合室

电弧加热器工作时电弧弧根若集中在1个位置，容易导致电极内壳烧损，需要将电弧弧根旋转以降低局部热流集中，减少烧损，采用旋转进气就可以方便地实现。故电弧加热器采用切向进气环使气流旋转进气，进气环结构如图3所示，环上的4个进气口均为Φ2mm，以加热器从前往后方向为参考，气流旋转方向为逆时针，进气流量标识符号为Q1。

图3 进气环剖面示意图Fig.3 Section view of gas inlet ring

混合室是配合电弧加热器研制的，主要作用为混入冷气，降低电弧加热器出来的气体温度到实验所需的总温，在混合室的前端锥形入口段周向设计有2道进气环（如图1所示），第1道进气环进气方向为顺时针，与电弧加热器进气方向相反，用以抵消气流旋转，提高流场品质，进气流量标识符号为Q2；第2道进气环进气方向为垂直于混合室轴线，进气流量标识符号为Q3。

1.3实验模型

为了较为明显地反映流场中气流旋转的整体影响，测力模型采用钝锥柱带大展向平板翼的外形，模型全长为150mm，翼展160mm，柱直径40mm，钝锥半锥角为25°，头部半径为10mm，模型整体左右对称。外形如图4所示。

图4 滚转力矩测量模型外形图（单位：mm）Fig.4 Model of roll moment measurement

1.4测试仪器

（1）天平——测量滚转力矩。

在高超声速流场中，小不对称外形模型的滚转力矩为小量［6－7］，测试难度大；虽然本研究中流场有旋转，而采用对称外形模型，其滚转力矩也是小量。所以本实验中测力天平重点提高滚转单元的测量灵敏度，减小其他测量单元对滚转单元的干扰。天平测量单元采用周向布置的4根矩形梁结构（水平方向和垂直方向各2根梁），梁的厚度为0.8mm，天平结构如图5所示。测量单元包括法向力和侧向力、滚转力矩，其静校载荷和静校精度如表1。

表1 天平静校载荷及精度Table 1 The calibrated load and prcision of the balance

图5 测力天平结构示意图Fig.5 Sketch of balance

（2）压力传感器——用CYG19（0～1MPa）型压阻传感器测量前室总压。

（3）流量计——用ZYLG型流量计测量3路供气的流量。

（4）数据采集系统——用32通道数采系统进行数据采集处理。

2 实验内容、状态和数据处理方法

2.1实验内容

实验研究目的是了解电弧加热器和M6喷管流场气流旋转的整体影响程度，了解气流旋转降低所需的反向气体流量。

实验内容如下：

（1）对该模型采用风洞现有的管路进行滚转力矩测量实验（即无电弧加热器供气旋转影响的情况下），实验结果作为后续测力比较的参考标准；

（2）安装电弧加热器和配套管路后，在变化各供气支路流量的情况下，进行模型滚转力矩测量实验，通过实验结果与参考标准的对比，分析气流旋转的程度和消旋措施中各气路的流量比例。

2.2实验状态

本次实验状态共7个，如表2所示，其中状态1为无电弧加热器的条件，前室总压p0＝0.2MPa，主要是测量气流无旋转情况下，只是由于模型安装等因素产生的滚转力矩，测量结果用于修正实验数据。状态2～7为通过电弧加热器和混合室进气的情况，前室总压p0和总流量Q基本保持不变，主要变化Q2、Q3。

表2 实验状态及结果Table 2 Experimental states and measured results

2.3实验数据处理方法

为了较好地进行数据对比，将滚转力矩实验数据进行无量纲化处理，采用如下公式：

其中：Cl为滚转力矩系数；Mx为当地测量的滚转力矩，文中定义从模型头部往尾部看，逆时针为正；q为当地动压，其中T0按288K考虑；S为参考面积，选用直径40mm的底部面积；L为参考长度，选用模型两翼尖的距离，即160mm。

3 实验结果及分析

表2也给出了各状态下模型0°迎角的滚转力矩和滚转力矩系数修正前后的实验结果。

状态1流场中无气流旋转，理想情况下模型滚转力矩应为0，实际测量的模型滚转力矩为－47.68g·mm（即4.67×10－4N·m）、滚转力矩系数Cl＝－7.13× 10－4，测量值为小量，表明实验存在系统误差，包括模型加工、安装误差以及流场和测试误差等。所以状态1测量的滚转力矩系数可作为状态2～7滚转力矩数据修正的基础。

状态2是电弧加热器和混合室工作时的一种进气情况，反向进气流量Q2＝0，模型滚转力矩为53.738g·mm，测量值也为小量，但与状态1的测量结果方向相反，修正后滚转力矩系数Cl＝1.657× 10－3，说明流场中存在不大的气流旋转。原因是Q1进气口强烈的气流旋转，在往喷管出口流动过程中，由于粘性的耗散作用，旋转逐渐减弱，切向速度逐渐降低，而轴向速度在喷管膨胀作用下加速至高超声速，切向速度相比于轴向速度为小量，其产生的滚转力矩系数相比于其余气动力系数等也是小量，所以流场中有气流旋转，但为小量。

状态3～7与状态2的区别是反向进气流量Q2不为0，进气方向与Q1相反，Q2较小时部分抵消了Q1产生的气流旋转；Q2较大时完全抵消了Q1产生的气流旋转，还会附加产生新的反方向气流旋转。

图6给出了状态2～7的滚转力矩系数随反向进气流量Q2的变化曲线。可以看出，在保持电弧加热器流量Q1不变的情况下，改变混合室流量Q2和Q3，随着Q2的增加，滚转力矩由正变负，说明存在可以使滚转力矩系数为0的状态；其中当Q2＝8.6g／s（约为总流量的2%）时，滚转力矩系数Cl＝－1.8× 10－5，低于Q2＝0时的滚转力矩系数Cl＝1.657×10－3达2个数量级，可认为旋转降低情况较好。这一方面说明电弧加热器旋转进气导致流场的气流旋转是存在的，另一方面说明通过混合室采用反向旋转进气可以降低气流旋转的影响。在气流旋转，但为小量。

图6 模型滚转力矩系数随反向进气流量Q2的变化Fig.6 Roll moment coeffecient variation under different reverse flow－flux Q2

（2）混合室加反向旋转气流可降低或消除加热器气流导致的旋转影响，提高风洞流场品质，采用约2%总流量的反向旋转气流可达到滚转力矩系数降低2个数量级的效果。

（3）本次设计的测力天平滚转单元的测量灵敏度高，实验结果较好地反映了滚转力矩随不同反旋气流流量的变化趋势。

［1］李荣先，李勇，张会强，等.旋风筒内强旋湍流流动的实验研究［J］.燃烧科学与技术，1996，2（2）：135－138.Li R X，Li Y，Zhang H Q，et al.Experimental study of strongly swirling flows in a cyclone section［J］.Journal of Combustion Science and Technology，1996，2（2）：135－138.

［2］吴国江，王峻晔，郑文德，等.旋风筒内旋转气流的测量及分析［J］.上海交通大学学报，1998，32（7）：66－69.Wu G J，Wang J Y，Zheng W D，et al.Measurement and analysis of swirling flow in a cyclone cylinder［J］.Journal of Shanghai Jiaotong University，1998，32（7）：66－69.

［3］Rhode D L，Lilley D G，Mclaughlin D K.Mean flowfields in axisymmetric combustor geometries with swirl［J］.AIAA Journal，1983，（4）：593－600.

［4］唐明，朱惠龄，严传俊，等.模型燃烧室中三元旋转流场的实验研究［C］／／高等学校工程热物理学术会议论文集，1986.

［5］Paschereitc O，Gutmark E，Weisenstein W.Coherent structures in swirling flows and their role in acoustic combustion control［J］.Physics of Fluids，1999，11：2667－2678.

［6］蒋忠东，赵忠良，王树民，等.高超声速风洞小滚转力矩测量技术研究［J］.航空学报，2001，22（6）：488－490.Jiang Z D，Zhao Z L，Wang S M，et al.Research on the measurement techniques for micro－rolling－moment in a hypersonic wind tunnel［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2001，22（6）：488－490.

［7］白葵，冯明溪，付光明.小不对称再入体滚转气动力测量技术［J］.流体力学实验与测量，2002，9：16（3）：64－67.Bai K，Feng M X，Fu G M.Experimental technique for rolling aerodynamic of slight asymmetric re－entry body［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2002，16（3）：64－67.

4 结 论

（1）加热器旋转进气导致的高超声速流场中存

Investigation on the flow rotation effect and elimination in hypersonic wind tunnel

Chen Aiguo＊，Li Xuguo，Mao Chunman，Sun Liangbao，Long Yongsheng，Yang Yanguang
（Hypersonic Aerodynamics Research Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Wind tunnel experiments require high quality flow field，but in some hypersonic wind tunnel，the inlet flow may be rotated for preventing the local overheating of the heater.In order to eliminate the rotation，a reverse rotating flow is added into the main stream before the stability section of the wind tunnel.A wing model and a high precision roll balance were designed to study the total effect of the flow rotation in the hypersonic wind tunnel.The rolling moment measurements are carried out in theΦ0.3mhypersonic low density wind tunnel of CARDC under the test conditions of Mach 6，stagnation pressure of about 2×105Pa and room temperature nitrogen.The results show the rotation exits and the maximum rolling moment coefficient is 1.657× 10－3；Reverse flow of about 2%total flow flux can reduce the rolling moment coefficient by 2orders of magnitude.It is proved to be an effective solution for improving the quality of the wind tunnel flow field.

hypersonic wind tunnel；flow rotation；rotation moment

V211.72

：A

（编辑：张巧芸）

1672－9897（2016）04－0093－04

10.11729／syltlx20150146

2015－12－01；

2016－03－02

国家自然科学基金（11325212）；国家重点基础研究发展计划（2014CB744100）

＊通信作者E－mail：chenaiguo＠cardc.cn

Chen A G，Li X G，Mao C M，et al.Investigation on the flow rotation effect and elimination in hypersonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：93－96.陈爱国，李绪国，毛春满，等.高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除.实验流体力学，2016，30（4）：93－96.

陈爱国（1973－），男，湖北仙桃人，研究员。研究方向；高超声速低密度风洞设计与试验技术研究。通信地址：四川省绵阳市中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所506室（621000）。E－mail：chenaiguo＠cardc.cn