Φ120高超声速风洞流场校测

荣 臻，胡文杰，邱云龙，张玉剑，王亦庄，江中正，陈伟芳

（浙江大学航空航天学院，浙江杭州 310027）

0 引 言

高超声速飞行器是我国航空航天领域的主战装备和重要研究领域，设计建设可满足高超声速复杂流动控制机理研究和计算方法验证需求的风洞实验系统是推动基础原始创新、解决国家重大需求问题的重要举措。常规高超声速风洞一般指模拟马赫数范围5～10、工作介质为干燥纯净空气且工作时间大于10 s的高超声速风洞，是研究与发展高超声速空气动力学及航天飞行器（如运载火箭、导弹武器及天地往返运输系统等）的重要地面模拟设备，试验时间长，气流稳定性好，测量方法和试验结果都比较可靠。随着我国载人航天和高超声速武器的迅猛发展，国内建设了成系列成规模的常规高超声速风洞群，主要布局在中国空气动力研究与发展中心和中国航天空气动力技术研究院，其他科研机构和高校也陆续建成具有各自特色的常规高超声速风洞，见表1。

表1 国内常规高超声速风洞列表（部分）［6-9］Tab.1 Domestic conventional hypersonic wind tunnel（in part）

浙江大学120高超声速风洞建于2018年，是浙江省内第一座高超声速风洞，主要承担浙江大学高超声速空气动力学科学研究和实验教学任务，具备飞行器气动力测量、气动热研究、表面压力分布测量、流场显示等教学和实验研究能力，可进行飞行器气动力热特性、湍流结构及激波边界干扰、气动光学以及稀薄气体效应等方面的科学研究，成为航空宇航学科发展的重要技术设备支撑。

1 高超声速风洞总体方案及主要的性能参数

1.1 总体方案

风洞系统组成如图1所示。该风洞采用吹-吸气方式运行，通过更换喷管喉道实现各马赫数运行；采用蓄热式电加热器加热气体，提高来流总温，以防止实验气体在试验段冷凝。基本参数指标如下：马赫数范围5、6、7，轴对称喷管，喷管出口直径120 mm，总温400～700 K，总压范围为0.2～2.0 MPa，风洞有效运行时间不少于10 s，具体主要部件参数如表2所示。风洞主要部件包括稳定段、Laval 喷管、实验段和扩压段，其他组成部分还有空气压缩机、除油除尘器、储气罐、高压管路、压力表、各类阀门（调压阀、截止阀、减压阀、电磁阀、快速阀等）、加热器、高压软管、收集器、真空闸阀、真空罐、真空泵和数采控制系统等。

表2 Φ120高超声速风洞性能参数Tab.2 Performance parameters of Φ120 hypersonic wind tunnel

图1 Φ120高超声速风洞布局示意图Fig.1 Sketch of Φ120 hypersonic wind tunnel layout

1）喷管设计

喷管采用六次Bézier 曲线进行气动型面设计，即特征线法获取无粘型面后，进行边界层修正获得喷管物理型面。型面喷管的设计计算假定：喷管内流动是理想流动，然后修正气体的粘性影响。通过反复计算，获得喷管内型面特征曲线，其中马赫数5的喷管型面曲线及空间压力分布图如图2（a）所示，喷管和实验段连接如图2（b）所示。由于喷管质量和体积不大，每次更换喷管选择整体拆装，壁面喷管部件连接处出现装配误差。

图2 Φ120高超声速风洞喷管Fig.2 The nozzle of Φ120 hypersonic wind tunnel

2）稳定段

稳定段要求要合理选择和布置消声、消减湍流度组件，达到较高的流动品质，减少稳定段前方由于管道和阀门引起的噪声扰动。根据常规高超声速风洞品质的要求，稳定段后流场总压脉动要求小于1%，速度脉动值小于1%。稳定段由扩散段、中心锥、多孔吸音板、阻尼网、稳定段体、压力传感器、温度传感器构成。转接段为大角度扩散段，内装置孔锥，防止气流分离，促进气流分布均匀和改善进入稳定段的来流品质。稳定段选择后段截面设置安装总温传感器、总压传感器、探头等测量元件，用来测量稳定段气流参数、脉动状态及其衰减过程，如图3所示。稳定段要在固定时间内清理阻尼网上沉积的来流杂质，以保证良好的来流品质。

图3 稳定段Fig.3 The stilling chamber

3）实验段

实验段是高超声速风洞系统的核心，所有设备的设计目标都是为成功实现实验段的设计指标要求。实验段采用自由边界式实验舱，如图4（a）所示，舱内尺寸为长1 000 mm、宽600 mm、高650 mm。实验舱上方及两侧设有150 mm 光学观察窗口，便于流动显示和应用非接触式测量技术。风洞模型攻角机构采用固定式和快速投放两种方式，适用于常规测力测压和测热试验，模型支架机构可手动调整高度并实现轴向自动移动，角度机构和调节范围分别为-15°～15°，如图4（b）所示。实验运行的总压与总温变化曲线如图5所示，来流马赫数为7，从图5中可以看到该次运行来流总压为0.72 MPa，总温为563 K，有效运行时间约为12 s。

图4 实验段及模型支架Fig.4 The test section and model support

图5 实验运行参数变化曲线Fig.5 The changes of experimental running parameters

2 高超声速风洞流场校测和标模测力试验

实验段内的流场特性是衡量风洞性能的重要标志，新建成的风洞都需要开展流场校测，以分析风洞实际流场参数是否达到设计要求。该风洞在安装调试过程中开展了详细速度场流场校测，经计算得出了各截面的平均马赫数、喷管的实际马赫数和流场均匀区范围。为了综合评定风洞的性能、方向场流场品质和试验数据的精度和不确定度，采用AGARD HB-2标模进行了风洞测力试验，并与国内现有风洞的测力试验结果进行了对比分析。

2.1 速度场校测

1）总压排架

采用总压一字型排架对喷管各截面马赫数分布进行测量。一字排架截面可垂直/水平置于风洞试验段，安装在风洞移测机构上，实验过程中为了提高试验效率排架可沿风洞轴线移动，移动范围为距喷管出口0～80 mm。一字排架上共设置23 个总压测点，有效测量范围为100 mm，总压一字排架测点分布图及风洞内安装见图6。总压排架前端伸出23 根外径1.2 mm/内径1 mm 的不锈钢管，用于测量波后总压，根据正激波关系式和来流总压计算对应位置的流场马赫数。具体计算公式如下：

图6 总压耙结构与安装图Fig.6 Structure and installation of the total pressure rake

式中：为波后总压；P为来流总压。

2）电子扫描阀和纹影仪

风洞配套ESP-32HD 电子扫描阀系统进行压力测量。ESP 压力扫描阀是由硅压阻式压力传感器阵列组成的微型电子压差测量单元，测压量程为15 psi，采集通道数为32 路，采集频率高达50 kHz，测量精度为±0.03%F.S.。风洞实验时采用WWY-150 纹影仪系统进行流场显示，纹影系统可视口径为150 mm，典型纹影结果如图7所示。压力测量采集模块与压力扫描阀和PC 相连，实现数据采集及传输功能。

图7 总压耙在Ma=5状态下的纹影图Fig.7 Schlieren figure of the total pressure rake at Ma=5

校测截面共设置5 个，在距喷管出口0～80 mm内每间隔20 mm 设置一处。根据试验数据确定模型试验流场均匀区范围、均匀区平均马赫数、均匀区内最大马赫数偏差、均匀区马赫数分布均方根偏差等。

流场校测结果如表3所示。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0 喷管的均匀区直径超过90 mm，均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94，均方根偏差分别为0.018、0.015 和0.023，均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016 和0.031，上述关键指标全部达到GJB1179A-2012 合格指标，部分指标达到GJB1179A-2012先进指标。

表3 流场测试主要结果Tab.3 Main results of flow field calibration

2.2 标模测力试验

对于常规高超声速风洞，通常采用AGARD HB-2标模进行风洞综合性能评定试验，综合评定风洞的流场品质和数据测量采集处理系统的稳定性和可靠程度。

1） 标模

AGARD HB-2 标模是弹道式导弹布局的典型方案（钝锥-柱-裙组合体），在高超声速风洞中的绕流流场具有代表性，本文选取AGARD HB-2 作为气动力测量的标模，图8展示了AGARD HB-2标模的尺寸及其与测力天平的装配方式。

图8 AGARD HB-2测力模型结构（单位：mm）Fig.8 Structure of the AGARD HB-2 model（unit：mm）

2） 测力天平

测力天平为六分量杆式应变天平，通过单支杆内式天平尾撑与标模连接，天平的直径为10 mm，长度为90 mm。天平各分量的量程和测量精度如表4所示，其中，滚转力矩M、偏航力矩M、俯仰力矩M、法向力、侧向力采用单柱梁元件进行测量，轴向力采用三片梁结构进行测量。

表4 天平各项的测量指标Tab.4 Indices of the balance

3） 标模测力试验内容

标模测力试验攻角范围α=0、±2、±4（°），来流马赫数为5，测试总温约为420 K，测试总压约为0.3～0.5 MPa。取7 次重复吹风试验结果进行分析。图9展示了=5 标模试验的纹影照片，从图中可以清晰地看到HB-2模型头部和柱裙拐角处的激波结构。

图9 Ma=5时AGARD HB-2标模纹影照片Fig.9 Schlieren photographs of AGARD HB-2 model at Ma=5.0

4） 标模试验结果

标模测力试验结果表明，AGARD HB-2 测力标模的轴向力系数与法向力系数试验测量结果的重复性较好，轴向力系数7 次重复性测量的均方根偏差不超过0.009，法向力系数7 次重复性测量的均方根偏差不超过0.004。表5展示了本文试验测量结果与数值计算结果以及GJB4399-2002 中HB-2测力结果参考值的对比结果。其中，数值计算采用的是本团队自主开发的大型空气动力学计算软件GRAND，该软件的计算准确性已在团队前期公开发表的成果中得到验证。如表5所示，AGARD HB-2 标模在120 高超声速风洞中轴向力与法向力系数7 次测量结果的平均值与GRAND 程序计算结果以及GJB4399-2002 参考值吻合得较好。上述试验结果表明120 高超声速风洞在气动力测量方面具有较好的可重复性和准确度，可满足空气动力学教学试验、科学研究以及工程型号的气动力测试需求。

表5 轴向力与法向力系数测量结果与GRNAD数值计算结果以及GJB4399-2002参考值的比较情况Tab.5 Comparison of axial force coefficient and normal force coefficient measurement results with numerical simulation results using GRAND and GJB4399-2002 reference results

4 结 论

1）120 高超声速风洞各系统调试正常，风洞来流总温、总压、运行时间等完全达到设计要求和设计指标。

2）5.0/6.0/7.0 喷管的均匀区直径超过90 mm，均匀区内平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94，马赫数均方根偏差分别为0.018、0.015 和0.023，轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016 和0.031。上述参数全部达到GJB1179A-2012 合格指标，部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。

3）AGARD HB-2 标模测力结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002 中HB-2 测力结果参考值吻合得较好，证明了该风洞在气动力测量方面具备较好的可重复性和准确度。

4）120 高超声速风洞参数范围较宽，可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿科学问题研究。