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暂冲式跨超声速风洞设计关键技术

姚丁夫+端木兵雷+黄文

（中国航空规划设计研究总院有限公司，北京市 100120）
【摘 要】为研制先进飞行器，除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外，必须建立高性能跨超声速风洞试验设备，解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0.7m×0.5m（高×宽）暂冲式跨超声速风洞设计为例，给出了风洞总体设计方案。方案设计主要采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道等新型技术。
【关键词】跨超声速；风洞
引言：
高速风洞设备作为跨超声速空气动力学研究的主要手段之一，在先进飞行器研制日趋精细化、一体化要求下，作为提供飞行器设计最原始依据的风洞试验向模拟真实化、测量精细化、试验高效化和手段综合一体化方向发展，对高性能暂冲式跨超声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。先进飞行器对风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套。因此，为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题，除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外，必须建造高指标的跨超声速风洞试验设备，解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。
暂冲式跨超声速风洞是一项投资大、周期长技术难度高的系统工程，在0.7m×0.5m风洞气动总体方案设计中，主要设计采用了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指二喉道。
一、0.7m×0.5m风洞总体性能和总体方案
（一）风洞总体设计要求
风洞试验段Ma数为0.8～3.5，稳定段总压为（0.13～0.7）×105Pa，风洞试验段流场品质要求为：（a）试验段Ma数分布均匀性：σM≤0.002（0.8≤M≤1.0），σM≤0.005（1.0≤M≤1.2），σM≤0.006（1.3≤M≤1.5），σM≤0.006（M=1.75），σM≤0.007（M=2.0），σM≤0.008（M=2.25），σM≤0.008（M=2.5），σM≤0.009（M=3.0），σM≤0.010（M=3.5）；（b）試验段Ma控制精度：△Mmax=0.0015（M≤0.9）；（c）试验段平均气流偏角：△α≤0.05°，△β≤0.05°；（d）试验段总压控制精度：0.1%；（e）试验段气流湍流度：ε≤0.2%（M≤1.0）；
（二）风洞总体方案和运行参数范围
本风洞为直流暂冲式高速风洞，主要由风洞主体、气源系统、测控系统和流场校测系统等组成。气源系统包括：空气压缩机、储气球罐、干燥器、过滤器等。风洞主体包括：阀门系统、扩散段、稳定段、收缩段、亚跨超喷管段、试验段、超扩段、套筒段、亚扩段、排气塔等。测控系统包括：风洞控制系统和风洞测量系统。流场校测设备包括风洞的速度场、方向场、消波特性、总压波动及噪声测量等方面的设备。0.7m×0.5m跨超声速风洞运转范围广，根据风洞激波及沿程压力损失估算得到的风洞运行压比（调压阀出口与排气塔出口气流总压之比）随马赫数变化的曲线见图1。风洞试验段空气流量在不同总压和不同马赫数时为77～112kg/s。
二、风洞关键部段设计
（一）环状缝隙调压阀设计技术
风洞常用调压阀的形式主要有窗孔型套筒阀、锥形调压阀和环状缝隙调压阀。相较其他种类调压阀而言，环状缝隙调压阀在工作状态下可以获得线性或接近线性调节特性，气流对称性好，调节范围宽；套筒位移过程中阻力变化均匀，全开位置时阻力较小，由于气流没有直接作用在套筒（阀芯）上，使其控制构件运动灵活；最为重要的一个特点是阀门特性理论预测与试验结果十分吻合。国内的跨超声速风洞多采用该种类型的调压阀，如FL-22和FL-23风洞的主调压阀均采用这种类型。
0.7m×0.5m风洞主调压阀直径为DN800，最大工作行程为300mm，位移控制精度0.1mm，阀芯采用液压驱动。
（二）全柔壁喷管设计技术
风洞超声速喷管的形式主要有固块喷管、半柔壁喷管、全柔壁喷管3种。固块喷管结构比较简单，它由对称安装的两个相同型面的喷管块组成，每对喷管块对应一个特定的马赫数，通过更换喷管块来改变试验马赫数。固块喷管的劣势在于试验效率比较低，在进行不同马赫数试验时，必须更换特定的喷管，试验准备时间比较长。
跨超声速风洞的可变马赫数喷管通常采用柔壁喷管，在驱动系统的驱动下，使在平行固壁间的挠性板形成所需的马赫数型面。柔壁喷管型面连续可调，具有较宽的马赫数调节范围，理论上目标范围内的马赫数均可实现。柔壁板设计的曲率连续（二阶导数连续），并消除阶差，有利于提高喷管出口流场指标（马赫数均匀性）。柔壁喷管与固壁喷管不同，无需更换，有利于大幅提高试验效率，降低风洞试验费用。
尤其对于跨超风洞，试验马赫数范围较宽，因此采用全柔壁喷管。
全柔壁喷管的设计必须解决几个问题，一是确保喷管在不同的马赫数下，柔板不产生集中弯矩，保证型面曲率的连续；二是解决好气动型面优化及气动型面与弹性曲线的匹配，保证在试验段得到优良的气流品质。0.7m×0.5m风洞上下壁采用多支点全柔壁，上游连接收缩段、下游连接试验段，左右壁为固定壁。
（三）第二喉道设计技术
对于不同种类的风洞第二喉道的作用是不一样的，在常规超声速风洞中第二喉道的主要作用是降低风洞的运行压力比以节省试验用气或降低风洞运转功率；在跨声速风洞中第二喉道的主要用途是精确控制试验段马赫数，并阻断从二喉道下游向试验段逆气流传播的噪声。在超声速风洞中，通常采用调节片式第二喉道。调节片式二喉道扩压效率较高，但由于结构笨重，很难用于在风洞运行过程中快速精确控制马赫数。在跨声速风洞中，一般采用栅指式二喉道或可调中心体式二喉道。气动中心的2.4m跨声速风洞和瑞典的T1500风洞采用了栅指式第二喉道。而欧洲的ETW风洞使用了可调中心体的二喉道方案。0.7m×0.5m风洞采用三段调节片加栅指二喉道方案。三段调节片布置于左右侧壁，采用铰链调节方式。栅指段安装在二喉道上下壁板上，通过电动缸驱动，滑轨滑块导向。
三、结论
0.7m×0.5m暂冲式跨超声速风洞设计指标要求达到了国际先进水平，为确保风洞建成后具备较好流场品质、较高试验效率和较强的试验能力，风洞设计方案采取了多种技术途径和多项新型的关键技术。重点介绍了环状缝隙调压阀、全柔壁喷管和三段调节片加栅指式二喉道等新型关键部段。这些技术途径和新型技术需要在0.7m×0.5m风洞中加以验证并开展大量的实验研究。

-全文完-