童 華，孫啟志，張紹武

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所，四川綿陽 621000）

0 引 言

擴壓器是高超聲速風(fēng)洞的關(guān)鍵部件，位于試驗段之后，其作用是將超聲速氣流減速至亞聲速狀態(tài)，提高擴壓器出口靜壓；另一作用就是隔離擴壓器下游不穩(wěn)定因素的干擾，具備一定的反壓承受能力，保證風(fēng)洞試驗段的有效均勻流場［1］。因此，對于暫沖式風(fēng)洞，較好的擴壓器能夠降低風(fēng)洞的啟動壓比和延長風(fēng)洞的最大運行時間。擴壓器通常由收縮段、等直段和擴張段組成，如圖1所示。

圖1 擴壓器示意圖Fig.1 Sketch map of diffuser

擴壓器中流動的主要特征是超聲速流動在強烈的逆壓梯度環(huán)境下轉(zhuǎn)化為亞聲速流動。由于存在激波與邊界層流動分離之間的相互作用，擴壓器內(nèi)流場結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出復(fù)雜、多樣的特點。激波串的出現(xiàn)伴隨著邊界層的多次分離，而激波串后是超聲速氣流通過粘性剪切過渡到亞聲速流動的混合區(qū)域。圖2為利用商業(yè)軟件在來流總壓P0＝142500Pa、T0＝450K，選用Spalart－Allmaras模型，噴管出口馬赫數(shù)6的工況下數(shù)值模擬擴壓器內(nèi)流動的馬赫數(shù)云圖。

圖2 擴壓器內(nèi)流馬赫數(shù)云圖Fig.2 The velocity distribution of flow field in diffuser

20世紀(jì)50年代，Neumann和Lustwerk等人探索了超聲速風(fēng)洞管道中的激波串現(xiàn)象［2－3］；美國海軍地面武器試驗中心的Wegener、Lobb等人針對NOL 4號風(fēng)洞的擴壓器開展了不同長徑比、擴張角、結(jié)構(gòu)形式的對比試驗［4］；20世紀(jì)70年代初美國耶魯大學(xué)的Peter E.Merkli針對不同運行馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、邊界層、長徑比開展了試驗研究［5］。在國內(nèi)，國防科技大學(xué)的李樺以及中國空氣動力研究與發(fā)展中心設(shè)備設(shè)計及測試技術(shù)研究所陳吉明等開展了擴壓器的數(shù)值模擬工作［6－7］，但常規(guī)高超聲速風(fēng)洞擴壓器的內(nèi)流動實驗研究較少。

針對高壓下吹—真空抽吸式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞的擴壓器開展研究，可為今后風(fēng)洞運行和擴壓器設(shè)計提供數(shù)據(jù)支持，具有重要意義。

1 試驗方案設(shè)計

采用流場顯示的方法探索擴壓器內(nèi)流場較難實現(xiàn)，通常通過測量流場局部位置的壓力、溫度等特征參數(shù)來反映流場特征。顯然，靜壓、總壓能夠基本反映擴壓器的內(nèi)流動特征。通過風(fēng)洞運行時各點壓力來反映此點的流場，得到該點馬赫數(shù)，對擴壓器內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)進行分析。

在某高超聲速風(fēng)洞擴壓器上布點測量壁面靜壓和近壁面皮托壓力，并在出口布置尖劈測量氣流參數(shù)，分析擴壓器內(nèi)流場和評估擴壓器性能。

壓力測量選用M5840系列壓阻式壓力傳感器；靜壓和來流總壓傳感器的量程分別為60kPa和6MPa，靜態(tài)校準(zhǔn)精度優(yōu)于0.5%。

該擴壓器等直段直徑D＝900mm，總長10.5m，第一收縮角α1＝15°，第二收縮角α2＝8°，長徑比L／D＝6.19，擴壓段擴張角β＝3°。

通過擴壓器出口壓力數(shù)據(jù)計算擴壓器效率，評估擴壓器性能，擴壓器測點布置由圖3（a）給出。其中1～19點直接在上壁面打孔測量靜壓，1點距離試驗段壁500mm，除14點與15點的距離為700mm以及15點與16點距離600mm外，其余各點均相距500mm；在1、3、6、8、10、12、14、15和18點布置皮托壓力管，其深入壁面30mm，截面周向分布由圖3（b）給出；16點側(cè)面位置布置尖劈伸入核心流，由圖3（c）給出；圖3（d）和3（e）給出了擴壓器內(nèi)壓力布點和尖劈布置的實物，選取的試驗車次工況如表1所示。

圖3 擴壓器的壓力布點測量Fig.3 Disposal of the pressure measurement points in the diffuser

表1 風(fēng)洞來流參數(shù)Table 1 External flow conditions

2 試驗結(jié)果及分析

2.1 擴壓器流場

由皮托壓力管測量擴壓器近壁面激波后壓力P02和壁面靜壓P1，按正激波前后關(guān)系求出該點的M數(shù)：

圖4給出噴管出口氣流馬赫數(shù)7，不同來流總壓工況下風(fēng)洞啟動6s后，距壁面30mm處馬赫數(shù)分布。可見，氣流在擴壓器內(nèi)出現(xiàn)“減速→加速→再減速→再加速……”的流動特性。顯然，擴壓器內(nèi)的壓力恢復(fù)過程并不是通過一道正激波來完成的，而是通過一系列的激波－膨脹波串來減速增壓的；擴壓器內(nèi)近壁面的馬赫數(shù)在1.5和3之間波動，擴壓器出口18點位置近壁面馬赫數(shù)急劇下降（約0.4～1.2），這主要是由激波以及激波與邊界層相互干擾造成的。

圖4 M＝7啟動后6s擴壓器近壁面馬赫數(shù)分布圖Fig.4 Nearwall Mach number along the diffuser at the runtime of 6s

圖5給出前室總壓P0＝1120kPa，總溫T0＝500K，試驗氣流馬赫數(shù)6工況下擴壓器上1，6，8，10，15，18點位置的壁面靜壓隨時間的變化曲線?？梢姡L(fēng)洞正常運行時，等直段各點的靜壓基本沒有波動，隨著時間的推移，壓力擾動由后往前傳。圖6（a）和（b）給出試驗氣流馬赫數(shù)6、不同前室總壓，各點壁面靜壓隨時間的變化圖；圖6（c）和（d）給出試驗氣流馬赫數(shù)7、不同前室總壓，各點壁面靜壓隨時間的變化。

圖5 馬赫數(shù)6壁面靜壓變化曲線圖Fig.5 The variation of wall static pressures at Mach number 6

從圖6看出，試驗氣流馬赫數(shù)為6和7，隨著風(fēng)洞運行時間的推移，真空球罐內(nèi)氣體壓力增加，壓力向前擾動，但有效運行時間里等直段內(nèi)各點的壓力基本沒有變化；隨著風(fēng)洞運行時間增加，等直段內(nèi)靠后點的壁面壓力開始出現(xiàn)上升，逐點向前擾動，這主要是由于壓力擾動通過邊界層由后往前傳所致。總的來說，擴壓器等直段內(nèi)流場沒有發(fā)生明顯脈動，從而保證了試驗段內(nèi)流場品質(zhì)不受背壓影響，風(fēng)洞能正常運行。

圖6 不同來流工況下擴壓器各點壓力隨時間的變化Fig.6 The variation of wall static pressures along the diffuser in different work conditions

2.2 擴壓器的效率

擴壓器效率是擴壓器壓力恢復(fù)性能的重要指標(biāo)，其定義為：

其中Prec為實際壓力恢復(fù)值，P0′為通過波前馬赫數(shù)等于擴壓器入口氣流馬赫數(shù)的一道正激波的理想壓力恢復(fù)值，P01為擴壓器的入口總壓。表2和3是試驗氣流馬赫數(shù)為6和7，風(fēng)洞啟動6s后尖劈測點數(shù)據(jù)，圖7是試驗氣流馬赫數(shù)為6和7，不同前室壓力下擴壓器效率隨時間的變化。

從表2、3和圖7可以看出：擴壓器出口的氣流馬赫數(shù)較高；隨著前室總壓的增加，擴壓器出口氣流馬赫數(shù)將會增加；同一截面，擴壓器越靠近中心軸，靜壓越低，馬赫數(shù)越高，靜壓的徑向梯度較?。粩U壓器的效率隨著風(fēng)洞運行時間的增加而增加；前室總壓較高時，擴壓器的效率較低。

表2 M＝6尖劈數(shù)據(jù)分析表Table 2 Data analyse of the measurement rake at M6

表3 M＝7尖劈數(shù)據(jù)分析表Table 3 Data analyse of the measurement rake at M7

圖7 擴壓器效率隨時間的變化Fig.7 The variation of the diffuser efficiency with the runtime

前室總壓為3000～5000kPa時，擴壓器效率為5%～30%；前室總壓為100～250kPa時，擴壓器效率在20%～70%之間。美國VKF／AEDC－B風(fēng)洞擴壓器前室壓力32%～56%；日本RTJF發(fā)動機試車臺，運行馬赫數(shù)4、6、8，擴壓器效率在20%～50%［8－9］。顯然，該高超聲速風(fēng)洞擴壓器效率與國外類似風(fēng)洞相當(dāng)。

3 結(jié) 論

在某高超聲速風(fēng)洞的開展擴壓器試驗研究，測得擴壓器各點壓力數(shù)據(jù)，計算出擴壓器效率，主要有以下幾點結(jié)論：

（1）擴壓器內(nèi)的壓力恢復(fù)過程并不是通過一道正激波來完成的，而是通過一系列的激波－膨脹波系來減速增壓的，由于激波與邊界層的相互作用，形成有效截面的“收縮→擴張→再收縮→再擴張……”，從而形成的氣流的“減速→加速→再減速→再加速……”的流動特性。

（2）該高超聲速風(fēng)洞運行時，擴壓器等直段內(nèi)沒有明顯脈動，保證了試驗段內(nèi)流場品質(zhì)不受背壓影響，風(fēng)洞能正常啟動和運行。

（3）該高超聲速風(fēng)洞擴壓器效率與國外類似風(fēng)洞相當(dāng)。前室總壓較高時，擴壓器增壓效果不是很明顯，擴壓器出口氣流馬赫數(shù)偏高。

（4）結(jié)合本文研究的內(nèi)容和參閱國內(nèi)外相關(guān)風(fēng)洞擴壓器參數(shù)，對于高壓下吹—真空抽吸式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，提出以下兩點設(shè)計建議：

（1）為了滿足風(fēng)洞在較寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)運行和某些特種試驗要求，通常一座高超聲速風(fēng)洞可采用兩套擴壓器，有利于風(fēng)洞的啟動、均勻流場建立以及滿足風(fēng)洞最大運行時間的要求。

（2）等直段的長徑比可在現(xiàn)有風(fēng)洞設(shè)計經(jīng)驗（約5～10）基礎(chǔ)上適當(dāng)增加，可提高擴壓器的效率。

［1］ ［美］A.博普，K.L.戈因著，鄧振瀛等譯.高速風(fēng)洞試驗［M］.北京：科學(xué)出版社，1980.

［2］ Nenmann E P，Lustwerk F.Supersonic diffusers for wind tunnels［J］.J Appl Mech，1949，16（2）：195－202.

［3］ Nenmann E P，Lustwerk F.High efficiency supersonic diffusers［J］.J Aeronaut Sci，1951，18（6）：369－374.

［4］ Peter P W（w）egener，R Kenneth Lobb.Nol hypersonic tunnel No.4II：Diffuser Investigation［R］.NAVORD Report 2376，May 1952.

［5］ Peter E Merkli.Pressure recovery in constant area supersonic diffusers［R］.Yale University，1974.

［6］ 李樺，范曉檣，丁猛.超聲速擴壓器中激波串結(jié)構(gòu)的數(shù)值模擬［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報，2002，24（1）：18－21.Li Hua，F(xiàn)AN Xiaoqiang，Ding Meng.Numerical simulatiom of the shock train structure in the supersonic diffuser［J］.Journal of National University of Defense Technology，2002，24（1）：18－21.

［7］ 陳吉明，任玉新.超聲速風(fēng)洞擴壓器激波串現(xiàn)象的數(shù)值模擬［J］.清華大學(xué)學(xué)報，2007，47（2）：264－267.Chen Jiming，Ren Yuxin.Numerical simulations of the shock train in the diffuser of a supersonic wind tunnel［J］.Journal of Tsinghua University（Science and Technology），2007，47（2）：264－267.

［8］ J.盧卡西維茨.高超音速試驗方法［M］.國防工業(yè)出版社，1980：103－104.

［9］ 陳延輝.日本的高超聲速吸氣式發(fā)動機試驗設(shè)備及試驗技術(shù)［J］.飛航導(dǎo)彈，2006，（2）：41－48.