发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

2023-02-07刘中臣钱战森李雪飞冷岩郭大鹏

航空学报 2023年2期

刘中臣，钱战森，*，李雪飞，冷岩，郭大鹏

1.中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034

2.中国航空工业空气动力研究院高超声速气动力/热技术重点实验室，沈阳 110034

3.中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

在以“协和号”与“图-144”［1-4］为代表的第1代超声速客机退役多年以后，近年来国际上再次掀起了新一代环保型超声速客机的研究热潮，美国、日本、欧洲等国家和地区纷纷提出各自的新一代超/高超声速客机研究计划［5-8］，但声爆所引发的巨大噪声污染始终是困扰超声速客机发展的关键技术难题［9-14］。

超声速客机巡航飞行时，在飞机前部产生的前激波和飞机后体产生的后激波是声爆问题的根源所在。Quiet Spike［15］、SSBD［16-17］等项目在低声爆外形设计技术，尤其是降低前激波强度方面取得了重要进展，近年来，包含发动机喷管羽流在内的后激波研究逐渐受到关注。相比之下，飞机后体外形多样，机翼后缘、平尾和垂尾、吊舱、后机身等部件产生的激波与发动机喷管羽流相互作用，导致后体流场波系结构非常复杂，因而考虑发动机喷流影响在内的声爆特征预测难度较大。

最早关于发动机喷管羽流对声爆特性影响的研究工作可以追溯到1969 年Putnam 和Capone［18］在美国国家航空航天局（NASA）Langley研究中心4 ft×4 ft 超声速风洞中进行的试验研究（1 ft=0.304 8 m），其风洞试验来流马赫数为2.2，采用探针在距离模型一倍喷管直径的位置测量得到了多组喷管羽流的近场压力信号。但之后有关该领域的研究就未见过多报道，直到20世纪90 年代，Barger［19］和Siclari［20］等针对几种低声爆超声速概念机开展了声爆特征分析，初步探索了发动机喷流对全机声爆信号的影响。

进入21世纪，发动机喷管羽流对声爆特性的影响研究再次受到重视。Castner 等［21-26］利用NASA Glenn 研究中心1 ft×1 ft 超声速风洞和现代CFD技术针对单喷管、楔形激波发生器等多个模型开展了马赫数1.96 条件的喷流影响研究。研究结果表明，喷管的工作状态、布局形式等因素对后体声爆特征具有重要影响，在超声速客机设计中必须充分考虑。但受限于1 ft×1 ft 超声速风洞试验段的尺寸及洞壁反射波的影响，只测量了距离模型一倍喷管直径高度处的近场压力信号，而无法测量更远距离处近场波系经过充分发展后的压力数据；此外，由于受到探针测量装置移动距离的限制，测量的近场压力信号也不包含模型前激波和支撑干扰信号。

为了克服上述研究中的不足，文献［27-29］在NASA Ames 研究中心9 ft×7 ft 超声速风洞开展了后体部件激波与发动机喷管羽流相互作用对近场声爆特征的影响规律研究。试验马赫数为1.6 和2.0，采用近年来发展的无反射测压轨测量方法，大幅提高了试验效率，获得了更广泛的试验数据。但由于试验方案设计仍考虑不周，部分试验状态模型支撑距离喷管出口较近，对喷管羽流的声爆特性可能产生干扰，特别是对通气支臂的影响未进行系统性的评估，

基于中国航空工业空气动力研究院FL-60 风洞，围绕发动机喷管羽流对声爆近场空间压力特征影响开展试验技术研究。声爆试验本身要求模型尺寸较小，再加上发动机喷流模拟系统，导致试验装置较为复杂，试验难度大。本文从简单模型入手，设计了外形较为简单的旋成体单喷管试验模型，并采用CFD 方法对其近场声爆特性进行简要分析，重点针对试验中通气支臂对喷管羽流声爆特性的干扰问题进行了讨论，开展了通气支臂外形与旋成体模型的优化。基于FL-60 风洞设计了喷流模型声爆试验装置，简要介绍了喷流供气系统组成及试验数据处理方法，开展了发动机喷管羽流对近场声爆特性影响评估的风洞试验技术研究，并进行了典型状态的验证试验。试验来流马赫数为2.0，喷管落压比（NPR）范围1～20.39，模型距离测压轨高度为3.74 倍旋成体直径，试验结果验证了所发展的喷流模型声爆试验技术的可行性，分析了喷管羽流对模型近场空间压力分布的影响规律。

本文的主要特色在于，对试验模型及通气支臂的绕流波系进行了较为全面的分析，明确了通气支臂对喷流模型空间压力信号的干扰问题，并通过对试验来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型喷管相对位置等因素的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响。

1 喷流模型

1.1 模型几何设计

喷流模型初始设计方案拟涵盖试验来流马赫数范围1.5～2.5，NPR 范围1～20。如图 1 所示，试验模型为带喷流的旋成体单喷管模型，由前锥、中段、喷管和通气支臂4 部分组成，中段与通气支臂采用一体化设计。

图1 试验模型初始设计方案Fig.1 Geometry of test model for initial scheme

1）喷管

喷管内型面选自Putnam 等［18］研究中的6 号喷管，根据FL-60 风洞试验段尺寸及声爆试验近场空间压力测量需求进行了缩比设计，如图 2 所示。喷管出口马赫数为2.024，设计压比为8.12，喷管尾部带有5°船尾角。

图2 喷管几何设计Fig.2 Geometry of nozzle

2）前锥

前锥外形面采用样条曲线旋转生成，样条曲线控制点坐标如图 3 所示。

图3 前锥几何设计Fig.3 Geometry of front cone

3）中段与通气支臂

通气支臂是连接模型与风洞主支撑的关键部件，其作用是支撑模型并为喷流试验提供所需的高压气流。通气支臂的存在会对模型流场带来一定的影响，其设计是否合理将决定试验的成败。如图 4 所示，为了与FL-60 风洞主支撑适配，通气支臂采用特殊的外形设计，与模型中段连接的叶片支撑后掠45°，并整体采用变厚度设计，在减小支撑干扰的同时，保证模型的强度和刚度。

图4 中段与通气支臂几何设计Fig.4 Geometry of middle section and ventilation strut

1.2 数值模拟分析

1.2.1 模型绕流波系

考虑到马赫数1.5 条件下洞壁反射激波的激波角较大，最有可能干扰测量段，故而优先分析马赫数1.5 的流场结构。如图 5 所示，旋成体单喷管模型空间流场波系结构主要包括模型头激波、膨胀波、船尾膨胀波、唇口激波以及喷管羽流引起的膨胀波和激波等。而风洞试验模型由于增加了通气支臂，导致流场中除了模型波系以外还增加了多处支架激波。支架激波与模型激波、喷管羽流相互作用，使得流场结构更加复杂，极大地增加了喷流模型空间压力测量的难度。

图5 初始方案的密度梯度云图Fig.5 Contours of density gradient magnitude for initial scheme

从图 6 中单喷管模型（无支撑）近场压力计算曲线可以看出，在来流马赫数一定的条件下，随着NPR 增大，喷管唇口激波逐渐增强，位置逐渐向上游移动，抑制了船尾膨胀波的发展。

图6 试验模型近场空间压力计算结果（Ma=1.5）Fig.6 Calculation results of near-field spatial pressure of test model（Ma=1.5）

1.2.2 支撑干扰

针对通气支臂对模型流场带来的支撑干扰问题，分别计算有/无支撑2 种情况下的模型近场空间压力分布，进行对比分析，如图 7 所示。从图中可以看出，初始设计方案中支撑干扰信号与喷管船尾膨胀波、喷管唇口激波等混合在一起，难以区分，对试验测量产生不利影响，因此对试验模型设计方案做出进一步优化。

图7 初始方案的支撑干扰计算结果（Ma=1.5）Fig.7 Calculation results of strut interference for initial scheme（Ma=1.5）

1.3 试验模型优化

喷流试验的关键问题是对来流马赫数、通气支臂与模型的相对位置、模型的长度等参数进行综合优化。为了避免支撑干扰对喷管羽流的影响，可将喷管位置向下游移动，使其距离通气支臂远一些。这必然导致模型长度的增加，过长的模型头激波经试验段洞壁反射会影响到模型尾部，因而模型长度受到风洞试验段几何尺寸的限制。并且，由于模型激波与洞壁反射激波的激波角都与试验来流马赫数密切相关，因而试验模型的有效长度也与来流马赫数有关。

如图 8 所示，与初始设计方案相比，优化设计方案的主要变化有3 点：①提高试验来流马赫数下限为2.0；②优化通气支臂顶端前缘外形；③喷管位置向下游移动200 mm，整个模型长度变为531.6 mm。

图8 试验模型优化设计方案Fig.8 Geometry of test model for optimized scheme

1.3.1 试验来流马赫数

如图 9 所示，由于优化后的设计方案增加了模型长度，在马赫数1.5 条件下模型头激波经过风洞壁面反射对喷管羽流空间压力信号测量段已造成影响，而马赫数2.0 条件下有效测量范围仍然可满足，因此优化后的设计方案来流马赫数下限为2.0。

图9 FL-60 风洞喷流模型试验激波反射示意图Fig.9 Sketch of shock wave reflection of FL-60 wind tunnel for model with jet

1.3.2 通气支臂外形

对比图 5 和图 10 可以看出，初始方案中通气支臂顶端前缘产生了一道较强的斜激波（图 5（b）中以黄色虚线示出），喷管羽流受此影响发生弯曲，而优化方案中通过修改通气支臂顶端前缘的气动外形消除了这一激波，从而延长了试验中羽流信号的有效长度。

图10 优化方案的密度梯度云图Fig.10 Contours of density gradient magnitude for optimized scheme

1.3.3 喷管安装位置

对比图 7 和图 11 可以看出，优化方案中通过调整喷管安装位置向下游移动200 mm，使得模型近场压力信号在受到支撑干扰后出现一段较长的压力恢复区，然后再产生船尾膨胀波与唇口激波，消除了支撑干扰对船尾膨胀波、唇口激波及喷管羽流的影响，验证了试验模型及通气支臂优化设计方案的合理性。

图11 优化方案的支撑干扰计算结果（Ma=2.0）Fig.11 Calculation results of strut interference for optimized scheme（Ma=2.0）

2 试验方案

在风洞中开展声爆试验本质上是模型近场空间压力的测量，受风洞流场复杂波系影响，空间压力精确测量本身难度较大，再加上发动机喷流模拟，使得试验装置更为复杂。关于FL-60 风洞声爆试验装置设计及试验数据处理方法，详见文献［30-31］，本文主要介绍喷流试验的不同之处。

2.1 试验装置

如图 12 所示，本研究中喷流模型试验装置主要包括无反射测压轨、喷流模型、通气支臂、轴向移动机构、风洞支架以及高压供气管路等部件。

图12 喷流模型声爆试验装置方案图Fig.12 Scheme of sonic boom test setup for model with jet

无反射测压轨安装在FL-60 风洞试验段侧壁上，测压轨总长为1 810 mm，在测压轨顶端沿直线均匀分布375 个测压孔，测压孔间距为4 mm，用于测量喷流模型近场空间压力分布。

喷流模型中心线距离测压轨高度为157 mm（其实是水平方向，但是根据试验用语惯例，下文都如此）。通气支臂后端与轴向移动机构相连接，能够实现喷流模型沿风洞轴向位置的在线自动控制。如图 13 所示，试验模型中段内部设计有测压管，沿通气支臂引至风洞外部，用于监测试验过程中的喷流总压。

图13 模型总压管位置示意图Fig.13 Sketch of model total pressure pipe location

通气支臂内部设计气流通道，通过与高压供气管路连接，为喷流模型提供高压气流。高压供气管路由多段钢管通过法兰连接组成，并通过支座固定安装在FL-60 风洞超声速扩散段下壁板上，最后引至风洞外部与喷流供气系统相连接。由于试验过程中模型及通气支臂需沿风洞轴向前后移动以支持压力分布测量结果空间平均，因此高压供气管路最前端通过一段软管与通气支臂相连接，以补偿供气管路的长度变化。

2.2 喷流供气系统

FL-60 风洞喷流试验供气系统如图14 所示。供气管道从高压气源引出，经过一系列截止阀、调压阀、流量计、数字阀等引至FL-60 风洞试验大厅，并通过高压软管接入FL-60 风洞超声速扩散段内部。需要说明的是，试验中采用的喷流介质为常温高压空气，暂未考虑介质温度效应带来的影响。

图14 FL-60 风洞喷流模型试验供气系统Fig.14 Air supply system of FL-60 wind tunnel for model with jet

2.2.1 高压气源

如图15 所示，FL-60 风洞的高压气源由总容积为100 m3的高压贮气罐组成，设计压力为10 MPa，配有2 台空气压缩机，单台排气量为8 m3/min，空气经干燥、过滤后进入高压气源。供气管道从高压气源引出后分为6 路，其中2 路可为双通道模型喷流试验供气，另外4 路为预留管路。本文中模型为单喷管模型，因此只需要1 路供气即可。

图15 FL-60 风洞高压气源Fig.15 High-pressure air source of FL-60 wind tunnel

2.2.2 喷流压力控制

如图 16 所示，FL-60 风洞喷流供气系统采用2 台高精度数字阀［32］进行压力/流量的精确控制。该数字阀压力控制精度高，可调范围宽，响应速度快，流量控制精度可达±1 g/s，喷流总压控制精度可达0.2%。

图16 风洞喷流试验数字阀Fig.16 Digital valve for jet test in wind tunnel

2.2.3 喷流流量测量

FL-60 风洞喷流气体流量测量采用槽道式流量计［33］，可对流体参数（温度、压力、密度、黏度等）进行全面测量修正，通过更换不同量程的流量计，可进行气体质量流量在0.1～10.0 kg/s 范围内的精确测量，测量精度为0.15%～0.2%。

2.3 试验数据处理方法

为了修正无反射测压轨的伴生波系带来的干扰，降低风洞试验段流场非均匀扰动带来的测量误差，本研究中采用了参考车次法与空间平均技术相结合的试验数据处理方法。

声爆试验数据采用无量纲的声爆过压，定义为

式中：Prail为测压轨测量得到的静压；P∞为风洞自由来流静压。当模型及通气支臂位于测压轨上方指定位置时，测量得到未经过修正的数据当模型及通气支臂移出风洞时，测量得到参考车次数据

；将测量车次数据减去参考车次数据，即得到修正测压轨伴生波系干扰后的近场声爆过压，记为fi，即

采用空间平均技术，将模型及通气支臂在测压轨上方沿风洞轴向以固定间隔依次移动（本试验中单次移动距离为16 mm），在每个位置处采集一次测量数据，共测量N个位置（本试验中N=13），然后将这N组测量数据进行轴向位置对齐后作算术平均，即得到空间平均处理后的近场声爆过压，记为ˉf，即

3 试验验证

基于所发展的FL-60 风洞喷流模型声爆试验系统，采用优化后的旋成体单喷管模型及通气支臂开展了验证性试验，如图 17 所示。风洞试验来流马赫数为2.0，喷管NPR 为1、4.65、9.24、14.65、20.39 共5 个状态，其中NPR 为1 对应无喷流状态，作为试验中的对比数据。根据试验过程中实际测量获得的NPR 数值，开展试验后CFD 计算，并与风洞测量结果进行对比，验证模型设计和试验方案的合理性，分析喷管羽流对模型近场声爆特征的影响规律。

图17 FL-60 风洞喷流模型声爆试验装置Fig.17 Sonic boom test setup of FL-60 wind tunnel for model with jet

3.1 风洞试验与CFD 对比

如图 18 所示，试验后CFD 结果与风洞测量结果（EXP）［31］总体上一致性较好。同时注意到，随着NPR逐渐增大，羽流膨胀逐渐增强，对于喷管唇口激波以及羽流引起的膨胀波和激波，CFD 结果与风洞测量结果存在一定差异，分析认为这主要是由于CFD 计算采用了简化的喷流边界条件，使得计算中喷流的流动状态与真实试验流态略有差异造成的。

图18 试验后CFD 计算与风洞测量结果对比（Ma=2.0）［31］Fig.18 Comparison of post-test CFD calculations with wind tunnel measurement results（Ma=2.0）［31］

3.2 落压比影响

图19 展示了来流马赫数2.0 条件下NPR 对模型近场压力影响的风洞试验结果。由图可见，试验模型近场压力特征主要包括模型头激波、膨胀波、支撑干扰、压力恢复区、船尾膨胀波、喷管唇口激波、羽流引起的膨胀波和激波等。支撑的存在只影响模型等直段压力恢复区的信号特征，对喷管出口以及羽流的信号特征几乎没有干扰，验证了模型及通气支臂设计方案的合理性。

对比图 6 和图 19 可以看出，风洞试验结果与CFD 模拟规律一致，即在来流马赫数一定的条件下，随着NPR 增大，喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波的强度逐渐增大，位置也逐渐向上游移动，从而抑制了船尾膨胀波的发展。

显然，本文中的研究模型为经过简化的单喷管模型，与真实超声速民机气动外形存在较大差异。近年来发展的超声速民机概念布局多种多样，发动机的安装方式也分为翼吊、尾吊、背负式等多种形式，复杂的后体构型产生的波系与发动机喷管羽流存在相互干扰，使得真实飞机发动机喷流对近场声爆特性的影响更加复杂，即使对于相同的气动布局和相同的发动机工况，不同的发动机安装位置也会对全机声爆特性产生不同程度的影响［24-29］，仍有待进一步开展深入研究。

3.3 机理分析

单喷管模型的设计压比为8.12，在风洞环境压力一定的情况下，喷流总压的不同决定了实际NPR 的不同。图 20 展示了几种NPR 条件下的喷管羽流形态。当NPR 小于喷管设计压比时（如图 20（a）所示），喷管为过膨胀状态，在喷管出口羽流形状呈现收缩状态；当NPR 大于喷管设计压比时（如图 20（c）、图 20（d）所示），喷管为过膨胀状态，在喷管出口羽流形状呈现扩张状态；图 20（b）条件下NPR 比喷管设计压比略大，喷管出口羽流形状呈现微弱扩张状态。针对喷流模型来说，喷流总压与外流环境背压的比值决定了内流的形态，反过来不同的内流形态也对外流的波系结构及波系强度产生一定的影响。