張永升，郎衛(wèi)東

（中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074）

0 引言

經過幾十年的建設和發(fā)展，我國已經基本建立了配套齊全、功能完善的風洞試驗設施體系，形成了從低速到高超聲速，氣動力到氣動熱的風洞試驗能力。隨著空天一體化和深空探測的發(fā)展，新型飛行器將會遇到低密度低雷諾數(shù)下的特殊氣動問題。目前，我國在亞聲速低密度風洞領域還處于空白狀態(tài)，制約了新型飛行器的開發(fā)利用。雖然國外只建立了為數(shù)不多的幾座亞聲速低密度風洞，但是在其國家的飛行器型號研制和科學技術發(fā)展中發(fā)揮了重要作用，這些風洞的設計方案、運行經驗、研究內容及方向都值得我們借鑒。

1 國外亞聲速低密度風洞的現(xiàn)狀

國外擁有的亞聲速低密度風洞數(shù)量并不多，其中有代表性的主要有美國 NASA Ames中心的MARSWIT風洞、日本東北大學MWT風洞、美國NASA Lewis中心的AWT風洞。

1.1 MARSWIT風洞

美國NASA Ames中心于1976年在廢棄的航天高空低密度環(huán)境模擬測試塔內建造了一座直流式邊界層低密度風洞——MARSWIT（Mars Surface Wind Tunnel）風洞[1-2]，其工作原理是高壓空氣引射的驅動方式。該測試塔為五角形的混凝土塔，位于N-242建筑內，體積為4058 m3，風洞放置于塔底層區(qū)域的中心。由N-234建筑內的五級噴射泵通過一個直徑60 cm的管道對測試塔抽真空，抽真空到300 Pa需要約45 min。驅動風洞的高壓空氣由輔助空氣供應系統(tǒng)提供，如圖1和圖2所示。

圖1 MARSWIT風洞的建筑布局Fig. 1 Aerial photo of MARSWIT buildings

MARSWIT風洞總長13 m，由等長度（2.4 m）的5段組成，外加1個1 m長的錐形入口。第3段為試驗段，其橫截面尺寸為1.2 m×0.9 m。第 1段前端安裝有整流裝置，第4段和第5段為擴散段，第4段末端安裝有高壓空氣引射裝置，見圖3所示。引射裝置上有72個等距分布的小孔噴管，每個噴管有 82°的圓錐擴散角，高壓空氣通過這些噴管進行引射驅動。風洞工作氣體為空氣和二氧化碳，密度范圍 0.01～1.24 kg/m3，范圍的下限值等于火星表面的大氣密度。在風洞工作壓力500 Pa時風速最高可達到180 m/s。

圖3 MARSWIT風洞示意圖Fig. 3 Schematic diagram of MARSWIT

NASA建立MARSWIT風洞的目的是為了通過地面模擬試驗去解釋“水手號”（Mariner）和“海盜號”（Viking）火星探測器接收到的數(shù)據。風洞建成后開展的研究工作主要有：模擬“火星探路者”（Mars Pathfinder）著陸器降落傘減速過程[3]；模擬火星塵暴和塵卷風條件下的耐壓太空服評估試驗；模擬火星地面塵暴；模擬火星地面風對探測器表面沙塵的聚集和吹除作用。

1.2 MWT風洞

日本東北大學在2007年建造了模擬火星大氣環(huán)境的直流式低密度MWT（Mars Wind Tunnel）風洞[4-5]，主要由真空箱、吸入式風洞、緩沖罐和連接管上的蝶形閥等組成。見圖4和圖5所示。

MWT風洞被放置于一個長5 m、內徑1.8 m的圓柱形真空容器中。風洞采用鋁合金材料制造，總長度3.49 m，由穩(wěn)定段、收縮段、試驗段、第一擴散段、混合段和第二擴散段共6段組成。試驗段截面尺寸僅為100 mm×150 mm，長400 mm。風洞工作氣體為空氣和二氧化碳，通過噴射液態(tài)的二氧化碳來冷卻氣體以模擬火星上真實的大氣溫度。風洞的引射裝置的原理與 MARSWIT風洞一樣，其上面有30個等距分布的噴管，位于第一擴散段的末端。風洞工作壓力范圍1～20 kPa，工作氣體溫度 200～300 K，雷諾數(shù)范圍 104～105，馬赫數(shù)最高可達0.71，風洞湍流度小于0.5%。

圖4 MWT風洞示意圖Fig. 4 General arrangement of MWT

圖5 MWT風洞照片F(xiàn)ig. 5 Photo of MWT

MWT風洞的試驗段尺寸較小，主要用于開展基礎科研工作。風洞建成后開展了日本 JAXA火星探測飛機的低雷諾數(shù)翼型試驗研究[6]。

1.3 AWT風洞

美國NASA Lewis中心的AWT（Altitude Wind Tunnel）風洞建造于20世紀40年代，是一座用于開展推進系統(tǒng)研究的低速風洞，具有模擬高空低壓低密度低溫環(huán)境的能力。80年代又對它進行改造，使其成為一個用于全尺寸推進系統(tǒng)高空性能測試和不利天氣條件下飛機操縱性能研究的風洞[7-11]。

AWT風洞為閉口試驗段回流式風洞，南北向長263ft（80.2 m），東西向長121ft（36.9 m）。改造前試驗段截面為圓形，直徑 20 ft（6.1 m），改造后的試驗段截面為八邊形，其平行邊的間距為20ft，試驗段長度由 40ft（12.2 m）延伸為55ft（16.8 m）；穩(wěn)定段直徑51ft（15.6 m），收縮比6.5；洞體采用鋼制殼體設計，殼體鋼板厚度1inch（25.4 mm）。附屬建筑包括動力系統(tǒng)廠房、冷卻系統(tǒng)廠房和真空抽氣廠房等，如圖6所示。

圖6 AWT風洞鳥瞰圖Fig. 6 Aerial photo of AWT

原來的AWT風洞配置了一個由云杉木制成的直徑31ft（9.5 m）、12葉片的風扇，驅動電機功率18 000馬力（13 MW）。改造后的風洞驅動動力由2臺30 000馬力（共45 MW）的電機提供。驅動風扇采用兩級轉子（每級17個葉片）的高效率設計。定子葉片數(shù)量選擇的原則是實現(xiàn)定子和轉子之間的干擾最小化，即使風洞內的噪聲最小化。在熱交換器的下游安裝有消音器，在試驗段末端有可插入的吸音板，以阻止下游的噪聲前傳。通過這些措施能使試驗段的噪聲水平低于 120 dB。抽氣系統(tǒng)采用4個1750馬力（共計3.3 MW）的離心泵。熱交換器與一個 21 000 t容量的氟利昂制冷系統(tǒng)連接，用來冷卻驅動風扇的熱量和模擬高空的溫度。整流裝置包括蜂窩器和可移動的阻尼網，阻尼網在進行不利天氣試驗時可以移除。試驗段被一個真空艙體包圍，抽真空到低壓狀態(tài)時能夠吸除試驗段邊界層，使風洞壁面干擾效應最小化，以容許進行大尺寸模型的試驗。AWT風洞改造后的情況見圖 7所示。

將試驗段改為八邊形是為了在 8個拐角處進行邊界層吸除，以便于進行大阻塞比（10%～12%）模型的試驗。八邊形的設計便于安裝高質量的平板光學玻璃，用于結冰試驗和安裝激光測量系統(tǒng)，八邊形的側壁可以用于安裝和拆除吸音板。試驗段的底板安裝在一個螺旋式起重機上，可以控制底板的起降。模型入口位于試驗段的底部，便于模型從廠房的地板平面高度推入到底板上，然后由起重機提升到試驗段位置。AWT風洞試驗段剖面如圖8所示。

圖7 AWT風洞改造示意圖Fig. 7 Modified AWT

圖8 AWT風洞試驗段剖面圖Fig. 8 Section of AWT

改造后的AWT風洞擁有較大的試驗段尺寸，可以模擬高空的大氣壓力、密度、溫度和流場環(huán)境。風洞馬赫數(shù) 0～0.9、高空模擬范圍從海平面到55 000英尺（16.8 km）高空、溫度范圍-40～60 ℉（-40～15.6 ℃）?？梢赃M行空氣動力學試驗、氣體熱力學試驗、氣動聲學試驗、結冰試驗、降雨試驗、全尺寸推進系統(tǒng)高空環(huán)境測試試驗等。

2 空天一體化和深空探測發(fā)展對亞聲速低密度風洞的需求

2.1 空天一體化發(fā)展的需求

未來戰(zhàn)爭中的空天一體化力量將成為國家戰(zhàn)略威懾力量的重要組成部分，對打贏全局戰(zhàn)爭具有十分重要的意義。除了傳統(tǒng)的航空和航天領域外，臨近空間由于其特殊的戰(zhàn)略價值成為組建空天一體化力量的重要空域。臨近空間是指距地面 20～100 km的空域，處于現(xiàn)有飛機的最高飛行高度和衛(wèi)星的最低軌道高度之間，大致包括大氣平流層、中間層和部分電離層區(qū)域。從航空航天范疇來講，臨近空間區(qū)域的歸屬目前尚無定論，但它對于情報收集、偵察監(jiān)視、通信保障以及對空對地作戰(zhàn)等意義重大，是當前世界各國發(fā)展的熱點區(qū)域。

臨近空間低速飛行器主要利用低層臨近空間空氣的浮力和飛行器運動產生的升力作長久持續(xù)的飛行，包括高空長航時無人機、平流層飛艇等。這類飛行器一般無人駕駛、飛行速度較慢、續(xù)航能力強、信息獲取處理能力強，機動性和定點能力優(yōu)于在軌衛(wèi)星，系統(tǒng)成本相對較低，生存能力強，可以承擔部分傳統(tǒng)航天裝備和航空裝備不能完成的作戰(zhàn)任務。另外臨近空間低速飛行器和有人航空器、衛(wèi)星等配合使用，共同構成高分辨率對地觀測的信息網絡，可以實現(xiàn)平時和戰(zhàn)時任務區(qū)域全方位、全時段的綜合偵察監(jiān)視。

由于低速飛行器要在臨近空間低密度環(huán)境下長時間飛行，會遇到低密度低雷諾數(shù)條件下特殊的氣動問題[12-15]，因而對亞聲速低密度風洞的建設提出了需求。這些特殊氣動問題主要體現(xiàn)在以下方面：

1）低雷諾數(shù)的復雜繞流問題。翼型和柔性飛艇機身等在低雷諾數(shù)條件下的繞流處于非常敏感的區(qū)域，流動極不穩(wěn)定，分離、再附及轉捩等問題非常突出，使氣動特性呈現(xiàn)出非線性效應和非定常效應。

2）大尺寸柔性結構的流-固耦合問題。臨近空間低速飛行器通常采用大尺度柔性結構設計，在低雷諾數(shù)條件下，像平流層飛艇艇身的柔性變形與氣動力相互耦合的問題，高空長航時無人機由柔性結構與氣動力耦合引起的以顫振、抖振為核心的氣動彈性問題等非常突出。

3）推進系統(tǒng)綜合性能問題。在低密度低雷諾數(shù)條件下，螺旋槳工作效率大大降低，同時空氣對流變得較弱，推進系統(tǒng)對流傳熱效率也大大降低。這給推進系統(tǒng)的工作效率、電機散熱、高空工作可靠性、空間環(huán)境適應性等都帶來新的技術問題。

以上特殊氣動問題依靠目前的研究手段都難以完全解決，因此發(fā)展建設相應的亞聲速低密度風洞，提供低密度流場環(huán)境的模擬條件，對開展低密度低雷諾數(shù)條件下特殊氣動問題研究是非常必要的。

2.2 深空探測發(fā)展的需求

在深空探測方面，由于火星與地球在諸多方面最為接近，火星探測一直是人類研究的重點。目前已經發(fā)射的火星探測器基本上都是軌道器或登陸器：軌道器雖然可以探測很廣的范圍，但是很難做到對一些細節(jié)的測量；登陸器雖然直接與火星接觸，但測量范圍較為狹窄，而且火星上復雜的地貌更限制了其運動范圍。因此近年來火星探測無人機[16]逐漸成為了世界各國研究的熱點?；鹦翘綔y無人機可以對接近火星表面的大氣進行科學測量，得到在指定高度范圍內火星大氣的成分、密度等信息；可以對一個相對較大的范圍進行地磁測量，得到火星指定范圍內的磁場分布；可以對火星表面下淺層的礦物質及地質結構進行測量，提供更為廣泛的火星信息。

由于火星表面的大氣密度約為地球表面的1%，火星探測無人機在火星大氣層內飛行或火星著陸器進入火星大氣著陸過程中都會遇到低密度條件下的特殊氣動問題。這些特殊氣動問題與臨近空間低速飛行器遇到的特殊氣動問題類似，因此發(fā)展建設相應的亞聲速低密度風洞，提供低密度流場環(huán)境的模擬條件，可以為火星探測無人機、火星著陸器的氣動問題研究提供條件。

3 我國亞聲速低密度風洞的發(fā)展探討

我國正在積極開展臨近空間和深空領域等探測活動的研究，在飛行器的研制中必然會遇到低密度低雷諾數(shù)氣動力學問題。但是我國在相關研究領域的技術積累較少，基礎研究硬件設施也比較缺乏，極大地制約了相關飛行器的研究和空天技術的開發(fā)利用。因此我國應該盡快發(fā)展建立相應的亞聲速低密度風洞，形成低密度低雷諾數(shù)氣動力學研究能力，支撐相關技術的跨越式發(fā)展，提升我國在相關研究領域的自主創(chuàng)新能力。

NASA的MARSWIT風洞和日本的MWT風洞都是針對火星環(huán)境模擬而建立的風洞，風洞的試驗段尺寸都比較小，只能進行一些原理性和驗證性的試驗研究，不適合大規(guī)模開展飛行器研制及氣動研究工作。它們建成后主要開展了火星探測器和火星飛機的相關研究工作，其試驗模擬能力和研究項目可以為我國深空探測項目的相關試驗條件建設和研究項目開展提供很好的參考。NASA的AWT風洞雖然最高模擬高度只有16.8 km，還達不到臨近空間下限20 km的高度，但擁有較大的試驗段尺寸，并且可以模擬低壓、低密度、低溫等高空真實飛行環(huán)境，可以用于開展氣動、氣動熱、結冰、降雨、聲學等多領域的研究，是一座大型綜合性多功能風洞，其在大尺寸低密度風洞設計和運行方面的經驗對于我國開展臨近空間環(huán)境模擬和建設大型亞聲速低密度風洞具有重要的參考意義。

我國在發(fā)展亞聲速低密度風洞的過程中要從長遠的需求考慮，不僅要開展氣動基礎研究，還要為型號研制提供硬件支撐，應著眼于建立一個大尺度風洞，在具備模擬低壓、低密度環(huán)境的基本能力的同時，還要具備低溫模擬、結冰、降雨、聲學等拓展試驗的能力。因此可以參考美國AWT風洞的建設和改造經驗，借鑒的重點包括：

1）多級葉片風扇設計。由于低密度條件下風扇效率會降低，采用多級葉片風扇設計可以提高風扇效率，進而提高試驗段馬赫數(shù)。

2）風扇驅動電機外置。驅動風扇的電機不放在風洞內部，而設置于風洞外，驅動電機通過一根長軸伸入到風洞內驅動風扇轉動。這樣可以避免電機散熱對風洞內氣流溫度的影響；而且避免了電機冷卻裝置設置在風洞內的諸多不便，同時冷卻效率也可大大提高。

3）雙層試驗段設計。在試驗段的外部再包裹一層真空殼體，既便于快速進行模型安裝，又便于攻角機構等試驗裝置的安裝布置。

4 結束語

我國在臨近空間和深空領域的探測活動還處于起步階段，這成為相關技術研究及支撐設備建設實現(xiàn)跨越發(fā)展的一個重要機遇。應從國家戰(zhàn)略發(fā)展的需求出發(fā)，盡早啟動亞聲速低密度風洞的論證和建設工作，形成低密度低雷諾數(shù)氣動力學的研究能力，為臨近空間飛行器研制和深空探測技術研發(fā)提供技術支撐。

（References）

[1]White B R, Benzit M. Wind tunnel measurements of the coefficient of restitution and kinetic energy of quartz sand for Mars and Earth impacting on a basalt rock with numerical simulation, AIAA 2006-270[R]

[2]White B R. A low-density boundary-layer wind tunnel facility, AIAA 1987-0291[R]

[3]Soriano J F, Coouilla R V, Wilson G R, et al. A wind tunnel study on the Mars Pathfinder (MPF)lander descent pressure sensor, NASA TM-2001-210253[R]

[4]Anyoji M, Nagai H, Asai K. Development of low density wind tunnel to simulate atmospheric flight on Mars,AIAA 2009-1517[R]

[5]Anyoji M, Ida S, Nose K, et al. Characteristics of the Mars wind tunnel at Tohoku university in CO2operation mode, AIAA 2010-1490[R]

[6]Hiroki N, Keisuke A, Daiju N, et al. Characteristics of low-Reynolds number airfoils in a Mars wind tunnel,AIAA 2013-0073[R]

[7]Arrighi R S. Revolutionary atmosphere: the story of the altitude wind tunnel and the space power chambers[M].Washington: National Aeronautics and Space Administration, 2010

[8]Blaha B J, Shaw R J. The NASA altitude wind tunnel:its role in advanced icing research and development,AIAA 1985-0090[R]

[9]Chamberlin R. The altitude wind tunnel (AWT): a unique facility for propulsion system and adverse weather testing, AIAA 1985-0314[R]

[10]Abbott J M, Diedrich J H, Groeneweg J F, et al.Analytical and physical modeling program for the NASA Lewis Research Center’s altitude wind tunnel(AWT), AIAA 1985-0379[R]

[11]Towne C E, Povinellil A, Kunik W G, et al. Analytical modeling of circuit aerodynamics in the new NASA Lewis altitude wind tunnel, AIAA 1985-0380[R]

[12]崔爾杰. 近空間飛行器研究發(fā)展現(xiàn)狀及關鍵技術問題[J]. 力學進展, 2009, 39(6): 658-673 Cui Erjie. Research statutes, development trends and key technical problems of near space flying vehicles[J].Advances in Mechanics, 2009, 39(6): 658-673

[13]高廣林, 李占科, 宋筆鋒, 等. 太陽能無人機關鍵技術分析[J]. 飛行力學, 2010, 28(1): 1-4 Gao Guanglin, Li Zhanke, Song Bifeng, et al. Key technologies of solar powered unmanned air vehicle[J].Flight Dynamics, 2010, 28(1): 1-4

[14]邱玉鑫, 程婭紅, 胥家常. 淺析高空長航時無人機的氣動研究問題[J]. 流體力學實驗與測量, 2004, 18(3):1-5 Qiu Yuxin, Cheng Yahong, Xu Jiachang. A brief discussion of high-altitude long-endurance unmanned aerial vehicle aerodynamic research[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004, 18(3): 1-5

[15]李峰, 葉正寅. 平流層飛艇空氣動力學研究進展[J].華東交通大學學報, 2008, 25(1): 24-27 Li Feng, Ye Zhengyin. Advances in aerodynamics research of stratospheric airship[J]. Journal of East China Jiaotong University, 2008, 25(1): 24-27

[16]Re R J, Pendergraft O C, Campbell R L. Low Reynolds number aerodynamic characteristics of several airplane configurations designed to fly in the Mars atmosphere at subsonic speeds, NASA/TM-2006-214312[R]