连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

张文，周恩民，2，刘恺，程松，刘烽

（1.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳621000；2.南京航空航天大学航空宇航学院，江苏南京210016）

连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

张文1，周恩民1，2，刘恺1，程松1，刘烽1

（1.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳621000；2.南京航空航天大学航空宇航学院，江苏南京210016）

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性，结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践，分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响，研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性，对关键性能进行了测试研究。研究结果表明：换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求；得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据，测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 kPa总压下的流量和压力比，风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。

飞行器试验技术；连续式跨声速风洞；运行安全；换热；喘振

0 引言

连续式跨声速风洞具有定总压和定马赫数运行、流场品质好、性能稳定和连续运行等优势，近年来在国内陆续建设投运。开展运行安全研究是确保风洞安全并充分发挥风洞优势的前提，文献［1-2］研究了兰利跨声速动力学风洞重气体和各种构型飞行器的试验安全，文献［3］对16T风洞的轴流压缩机进行了安全风险分析，文献［4-5］测试出了国内建成投运的两座连续式跨声速风洞安全运行边界。总的来看，专门针对连续式跨声速风洞在洞体布局、驱动方式和运行原理等方面的运行安全研究还很少。

国内连续式跨声速风洞起步较晚，投运时间较短，运行安全经验不足，特别是轴流压缩机在连续式风洞闭合管网中的运行和保护经验较为缺乏。主要表现为:风洞试验期间压缩机连续运行，管网回路内气流温度升高，试验数据精度和设备安全将受到影响，需对压缩机的出口气流强制换热；风洞马赫数运行范围宽和试验状态多变，导致风洞管网阻力特性多变，压缩机的运行工况极为复杂，容易进入不稳定工况，需对其机械运转性能和喘振特性进行测试研究。

以中国空气动力研究与发展中心建成投运的0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞（简称0.6 m连续式风洞）为研究对象，该风洞是大型连续式跨声速风洞的引导风洞［6］，分析了风洞的运行特点，对影响动力系统运行安全的关键性能进行了测试研究，可为同类风洞及国家即将建设的大型连续式风洞提供一定的参考和借鉴。

1 系统原理及运行特点

1.1 风洞结构与原理

0.6 m连续式风洞布局示意图如图1所示。试验段截面尺寸为0.6 m×0.6 m，风洞运行总压p0为0.15×105～2.5×105Pa；总温T0为280 K～323 K，试验段设计马赫数Ma为0.2～1.6.风洞洞体采用闭合回路布局，除常规暂冲式风洞基本结构外，还包括二喉道段、压缩机段、换热器和防喘旁路等。

图1 风洞洞体布局示意图Fig.1 Layout of wind tunnel

风洞由轴流压缩机驱动，不受外置气源压降和密度变化的影响，可实现定总压和定马赫数的连续运行。第一期流场校测及GBM-04A标模试验结果表明:100 kPa下，总压控制精度≤0.2%，4个试验段的马赫数控制精度为0.000 3～0.001，达到了国家军用标准先进指标；各马赫数下的纵向特征值与国内同量级暂冲式风洞、法国S2MA风洞趋势一致，量值相当，重复性试验精度达到国家军用标准先进指标。

1.2 系统运行特点

1.2.1 洞体布局对压缩机性能的影响

1）回路气流温升。压缩机最高运行转速为3 600 r/min，转子高速旋转对来流做功，压缩过程为多变压缩，多变压缩功为

式中:m为多变指数；R为气体常数；Tc，i为压缩机入口温度；Tc，o为压缩机出口温度；pc，i为压缩机入口压力；pc，o为压缩机出口压力。

将（2）式代入（1）式，得

多变压缩功使压缩机出口温度在最大压力比时达到110℃.高温气流经闭合回路流向入口，单纯依靠自然热交换不足以冷却气流，入口温度上升且与出口温度耦合叠加，使风洞回路内的气流温度急剧升高，既影响压缩机的工作效率和运行安全，也将降低风洞试验的数据精准度，需通过压缩机出口的换热器进行强制换热冷却。

2）管网阻力影响。风洞部段与洞体部件组成了特殊的管网系统，管网阻力p、所需压力比εi与气流体积流量Qv相关［8］，计算公式为

式中:kp为比例常数，与管网特性及气体介质相关；εi为管网中i管段的压力比；q（λi）、λi分别为i管段的流量函数和速度系数；Σζi为折算到i管段入口截面的损失系数［9］。q（λi）可按（6）式估算:

式中:A0为试验段入口截面积；Ai为i管段入口截面积；q（λ0）为试验段流量函数；ε0-i为试验段至i管段的压力比。由气动函数可反算出λi:

式中:k为气流比热比，空气取k=1.4.

风洞试验时，总压调节、模型攻角变化和二喉道开度控制使管网系统特性多变，压缩机将偏离设计工况运行。管网阻力增大后，气流流经各部段所需的压力比升高，压缩机入口流量降低，容易进入旋转失速、喘振等不稳定工况。

1.2.2 压缩机安全特性分析

1）轴系安全性分析。压缩机旋转轴系总长14 m，在马赫数和总压的宽范围调节下，其转速与负载耦合多变［10］。特别是在高马赫数和增压工况下，压缩机转速n升高，轴向负载增大，轴位移、轴振动和温度等参数升高，影响机组效率和运行安全。压缩机在不同总压下的流量对比见图2，从中可以看出，250 kPa总压比100 kPa总压下的质量流量Qm增大了60%.

图2 不同总压下的流量Fig.2 Flow rates at different total pressures

2）运行工况安全性分析。当压缩机处于非设计工况运行，入口流量小于某个值时，叶栅将发生流动失速，失速加剧使气流沿轴向周期性震荡，诱发喘振。喘振与管网系统特性密切相关，压缩机与风洞管网联合工作特性曲线见图3，图中Qv为压缩机入口体积流量，ε为压缩机的压力比。

图3中，曲线1为压缩机某转速下的特性曲线，曲线2为风洞阻力曲线，相交点O为压缩机的某个运行工况点。风洞马赫数调节范围宽、试验参数多变使管网阻力多变，阻力增大时曲线2变陡且向左偏移，工况点O随之左移，Qv逐渐降低。当阻力曲线由2偏移至2′时，Qv进一步降低，工况点O′进入失速区，失速加剧后发生喘振。

1.2.3 马赫数控制对运行边界的影响

为保证压缩机设计点的多变效率η≥80%，其运行边界则不能有效覆盖风洞的马赫数范围。如图4所示，在Ma=0.2和Ma=1.6时，工况点非常靠近甚至进入喘振区，使风洞的运行范围变窄。

图3 压缩机与风洞联合工作曲线Fig.3 Correlative curves of compressor and wind tunnel

图4 运行工况点马赫数分布图Fig.4 Mach number distribution of operation points

此外，马赫数Ma在0.2～1.6范围内调节时，压缩机转速将覆盖600～3 600 r/min的全转速范围，需计算并实测出回旋与扭转振动的临界转速，采取措施使转速落入该区间时快速通过。

2 系统性能测试

2.1 换热器性能测试

兼顾换热效率和压力损失，换热器采用管翅式交叉流布局，矩形截面与风洞部段连接，内置双金属轧片管，通过控制冷却水温度，对压缩机出口的高温高频交变气流进行强制冷却。设计气流压力损失≤1 000 Pa，出口气流温度≤50℃.换热功率P和效率η′按下式计算［11］:

式中:qm为空气质量流量；Cp，i为换热器入口空气定压比热；Cp，o为换热器出口空气定压比热；Ti为换热器入口温度；To为换热器出口温度；Pi为入口气流热功率。

在总压100 kPa下，在风洞回路中进行换热功率和效率测试，压缩机在1 500～3 600 r/min转速范围内阶梯升速，用总温探针采集热平衡后换热器的进出口温度，测试结果如表1和图5所示。

表1 换热功率和效率测试结果Tab.1 Test results of heat-exchange power and efficiency

图5 进出口温度测试结果Fig.5 Test results of inlet and exit temperatures

由表1和图5可以看出:压缩机转速升高，在压缩功的作用下，换热器入口气流的热功率增大趋势明显，出口气流温度在热惯性的影响下也呈上升趋势，但因强制换热，并未超过设计温度，换热裕量较大；换热功率与效率随转速和温差升高，表明换热器的热容量较大，能够满足压缩机运行和风洞总温要求。考虑换热器可能会出现运行异常，并综合环境温差和增压工况的耦合影响，可基于出口实测温度和设计温度进行监控设计，防止过热工况持续恶化。

2.2 压缩机性能测试

2.2.1 机械运转性能测试

压缩机静叶角66°，在总压100 kPa下阶梯升速至3 600 r/min，总压250 kPa时受功率限制，只测试到2 700 r/min.利用Bently3500机械保护系统和温度探头测试轴系的振动、位移和温度，结果如图6所示。

图6 振动、位移、温度测试结果Fig.6 Test results of vibration，displacement and temperature

从图6中可以看出:总压对压缩机后轴承的振动影响明显，轴向负载增大后，叶栅级间压力差增大，轴向推力增大；相同转速下，总压250 kPa比100 kPa时的位移增大了17%以上，位移沿气流流动方向单向变化，峰值为0.25 mm，未超过标准允许值；后轴承温度在压缩功的作用下温升明显，n≥2 000 r/min时，总压对轴承温度的影响增大，增压工况下的温度变化更为明显。

2.2.2 喘振特性测试

1）总压对流量和压力比的影响。压缩机静叶角66°，运行转速1 000～3 600 r/min，图7给出了常压、增压和负压状态下喘振点的测试结果。从图7中可以看出:在不同总压状态，相同转速下的喘振点流量并无明显变化，总压150 kPa下流量的最大偏差也不到4%，这主要是因为雷诺数的变化对叶栅的扰流特性影响较小；相同流量时，增压状态下由于气流密度增大，压力比则比常压略低。考虑到存在测试误差，可以认为总压变化对流量和压力比的影响较小，不足以改变压缩机的喘振特性，因此防喘振曲线设置采用常压状态下的流量和压力比。

图7 总压对流量和压比的影响Fig.7 Effect of total pressure on flow rate and pressure ratio

2）模型攻角对流量和压力比的影响。压缩机转速1500 r/min，在总压100 kPa状态下进行某翼型模型测试，攻角范围-10°～10°，以模型堵塞度ε′表征压力损失，测试结果见表2和图8.

式中:α为模型攻角；Smax，α=0°为α=0°时模型的最大横截面积；St为风洞试验段横截面积。

表2 流量和压力比测试结果Tab.2 Test results of flow rate and pressure ratio

图8 攻角对流量和压力比的影响Fig.8 Effect of attack angle on flow rate and pressure ratio

从图8中可以看出，攻角增大使模型的堵塞度增大，气流压力损失升高，马赫数降低，引起压缩机入口体积流量降低和压力比升高，但影响量不大。与1 500 r/min下的喘振点相比，攻角在10°时还有43%的流量裕量，该模型在攻角单变量变化时不会引起喘振。但在采用更大堵塞度的模型进行大功角试验时，攻角的变化仍是压缩机喘振的重要因素之一。

3）二喉道对流量和压力比的影响。二喉道控制原理见图9，从中可看出三段式调节片和中心体均向通流面积减小的方向运动。压缩机转速1 500 r/min，在总压100 kPa下的测试结果如图10所示。

通流面积减小对压缩机入口体积流量和压力比影响较大。中心体尤其敏感，其最大测试点位置30 mm的流量比初始流量减小21.8%，压力比升高3%，工况点已进入喘振报警区。因此，可将中心体位置的变化作为马赫数闭环控制精调的主要参量。

图9 二喉道控制原理图Fig.9 Control principle of the second throat

图10 二喉道对流量和压力比的影响Fig.10 Effect of the second throat on flow rate and pressure ratio

2.2.3 扭转振动临界转速测试

计算得到压缩机轴系扭转振动的临界转速为1 141 r/min和1 336 r/min，回旋振动的临界转速为4 400 r/min.采用电涡流传感器和信号分析仪进行测试，图11给出了扭转振动测试结果。

图11中，1.0谐次出现两次扭转角峰值，对应压缩机转速为1 230 r/min和1 430 r/min.2.0谐次平均扭转角峰值出现在4 200 r/min（2 100 r/min× 2）。因轴系无明显的扭振激励源，计算与测试结果误差大于5%仍具有较高的可信度，影响压缩机轴系安全的主要是1.0谐次的1阶和2阶扭转振动。

工程上常用的减振方法包括提高轴系阻尼、改变轴系固有频率、加装减振装置和设置转速禁止区等［12］。由于压缩机在600～3 600 r/min的全转速范围内频繁变速运行，减振后工作转速仍将落入临界转速区间，因此采用设置转速禁止区的方法，使压缩机的工作转速偏离临界转速，同时对静叶角度进行调节，实现马赫数的全范围控制。在变频器中设置跳转频率19.5～24.95 Hz，对应压缩机的转速为1 170～1 497 r/min，覆盖临界转速，落入该转速区间时跳出。

图11 扭转角与转速关系频谱图Fig.11 Torsion angle vs.rotational speed

3 结论

针对0.6 m连续式风洞的洞体布局、驱动方式和运行原理进行了安全性研究。换热器能够实现压缩机出口热气流的强制换热，其性能满足风洞试验总温需求。测试出压缩机轴系振动、位移和温度的变化规律，为合理设置报警阈值提供了依据。风洞总压对压缩机喘振特性的影响较小，防喘振曲线以常压下的流量和压力比进行设置。马赫数闭环控制时压缩机的转速需避开扭转振动临界值，中心体的位置可作为马赫数的精调参量。研究结果对风洞动力系统的运行安全、连续式风洞优势和引导作用的发挥具有参考意义。

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Research on Operational Safety of Driving System of Continuous Transonic Wind Tunnel

ZHANG Wen1，ZHOU En-min1，2，LIU Kai1，CHENG Song1，LIU Feng1
（1.High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，Sichuan，China；2.College of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，Jiangsu，China）

In order to enhance the operational safety of driving system in continuous transonic wind tunnel，the effects of closed-circuit configuration on airflow temperature rise and wind tunnel tube pressure loss is analyzed based on construction，debugging and operation of 0.6 m×0.6 m continuous transonic wind tunnel.The safety features of shafting，surge and Mach number control for axial compressor used in wind tunnel are researched.The test results show that the performance of heat exchanger meets the requirement of axial compressor operation and total temperature in wind tunnel.The experimental basis of operation parameter alarm threshold values of axial compressor shafting and setting of anti-surge curves is achieved，and the critical speeds of torsional vibration are measured.The flow rate and pressure ratio at 100 kPa total pressure are used for the anti-surge curves of axial compressor，and Mach number can be controlled by the rotational speed of axial compressor and the position of mechanical central part.

aerocraft experimental technology；continuous transonic wind tunnel；operational safety；heat exchange；surge

V211.74+1

A

1000-1093（2016）07-1330-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.07.023

2015-06-09

张文（1984—），男，工程师。E-mail:myzwabc@163.com