熊 波，程 松，羅新福，周恩民

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

低雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式風洞性能影響

熊 波＊，程 松，羅新福，周恩民

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

風洞試驗中通常采用降低運行總壓的方法來擴大風洞雷諾數(shù)模擬的下邊界。同常壓試驗相比，在低雷諾數(shù)條件下，風洞流場是否存在明顯變化，風洞流場品質(zhì)是否滿足指標要求，直接影響風洞試驗數(shù)據(jù)的精準度。為了研究低雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式跨聲速風洞性能（包括軸流式壓縮機性能、總壓及馬赫數(shù)控制精度、流場均勻性）的影響，調(diào)試人員在0.6m連續(xù)式跨聲速風洞中開展了大量相關(guān)試驗，本文在對試驗結(jié)果進行整理、分析的基礎(chǔ)上，給出了Re對風洞性能的影響。結(jié)果表明：（1）Re對壓縮機性能、總壓控制精度、馬赫數(shù)控制精度、流場均勻性都有明顯影響，當Rec＜5×105（c＝0.1）時，雷諾數(shù)效應(yīng)明顯，且Re越小，影響越大。（2）0.6m連續(xù)式跨聲速風洞能夠真實、準確反映Re對風洞流場性能和測力試驗數(shù)據(jù)的影響規(guī)律，是開展高空低雷諾數(shù)飛行器、翼型、發(fā)動機等性能研究的理想地面模擬試驗平臺。

雷諾數(shù)；壓縮機；連續(xù)式風洞；流場性能

0 引 言

雷諾數(shù)是風洞試驗?zāi)M的重要相似準數(shù)之一，它反映了粘性力、慣性力對流體運動的影響，許多流動現(xiàn)象，如：氣流的分離和附著，渦的形成、發(fā)展與破裂，激波／邊界層干擾等都與雷諾數(shù)密切相關(guān)［1-2］。為了滿足大型客機和運輸機對風洞試驗雷諾數(shù)模擬能力的需求，美國建立了數(shù)個5m量級大型高速風洞和NTF低溫高雷諾數(shù)風洞，歐洲建立了ETW低溫高雷諾數(shù)風洞，使得風洞試驗雷諾數(shù)的模擬能力達到了107，基本達到飛行雷諾數(shù)的量級，這些高雷諾數(shù)風洞的建成投產(chǎn)，為美歐在大型客機研制的壟斷地位打下了堅實基礎(chǔ)。

隨著美國在阿富汗戰(zhàn)爭和伊拉克戰(zhàn)爭中利用全球鷹和捕食者等高空、長航時無人機在偵查、情報獲取和精確打擊等方面展現(xiàn)出的巨大軍事效益，使得世界各國對高空、長航時無人機研制成為熱點。但在該領(lǐng)域空氣稀薄，飛行Re低（一般為105量級），氣體流動常常處于層流狀態(tài)，且容易產(chǎn)生分離，從而對翼型的升阻比和發(fā)動機的性能等產(chǎn)生較大的影響。因此，在高空低雷諾數(shù)條件下，高升阻比翼型、發(fā)動機內(nèi)部旋轉(zhuǎn)部件高性能葉型的氣動設(shè)計問題日益凸顯［3-4］。目前，國內(nèi)研究此類問題的主要手段大都通過CFD等商業(yè)計算軟件進行計算研究［5-8］，王英鋒等［5］通過采用基于葉柵法計算軸流壓氣機特性的計算程序，對雷諾數(shù)對軸流壓氣機穩(wěn)定性的影響進行了計算，給出了“隨著Re的降低，壓氣機的穩(wěn)定性下降”的結(jié)論；溫泉等［7］通過計算軟件對雷諾數(shù)效應(yīng)對小流量多級軸流壓縮機的性能進行數(shù)值分析，給出了“降低Re會使附面層增厚，增大了葉型損失系數(shù)”的結(jié)論；唐海龍［8］等通過仿真計算對低雷諾數(shù)對發(fā)動機性能的影響進行了計算研究，給出了“低雷諾數(shù)效應(yīng)會引起發(fā)動機相關(guān)部件的效率、流通能力等參數(shù)變化，Re越低對流通能力影響越大”的結(jié)論。但是其計算結(jié)果的準確性與可靠性亟需通過風洞試驗的驗證。而現(xiàn)階段國內(nèi)高速風洞基本都是暫沖式風洞，并不具備模擬高空和低雷諾數(shù)的試驗條件。

目前，中國空氣動力研究與發(fā)展中心建成的0.6m ×0.6m連續(xù)式跨聲速風洞（簡稱0.6m連續(xù)式跨聲速風洞）的運行總壓能夠降低至0.15個大氣壓，使得試驗Re的模擬能力達到105量級，該風洞的建成為CFD等商業(yè)軟件計算結(jié)果的準確性與可靠性驗證創(chuàng)造了試驗條件。但是在低雷諾數(shù)條件下，風洞流場品質(zhì)是否滿足相關(guān)技術(shù)指標要求，直接影響到風洞試驗數(shù)據(jù)的精準度。為此，在開展相關(guān)型號驗證試驗前，需要就雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式跨聲速風洞性能的影響進行研究，確保風洞試驗數(shù)據(jù)的準確性和可靠性。

1 風洞簡介

圖1 0.6m連續(xù)式跨聲速風洞輪廓圖Fig.1 Sketch of the 0.6mcontinuous wind tunnel

圖2 軸流式壓縮機Fig.2 Picture of the axial flow compressor

圖3 離心式壓縮機Fig.3 Picture of the centrifugal compressor

0.6m×0.6m連續(xù)式跨聲速風洞（外形輪廓見圖1）是中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所于2012年建成的一座連續(xù)式跨聲速風洞。該風洞采用半撓性壁噴管設(shè)計方案實現(xiàn)了馬赫數(shù)0.2～1.6的連續(xù)運行；在風洞回路一拐和二拐之間配置有一臺AV90-3型軸流式壓縮機作為風洞的主動力系統(tǒng)，其最大功率為3.8MW，最高轉(zhuǎn)速3600r／min，轉(zhuǎn)速控制精度為0.03%，靜葉角46°～76°連續(xù)可調(diào)（見圖2）；在試驗段駐室與超擴段之間配置有一套E71-3型離心式壓縮機用于跨聲速范圍的駐室抽氣，其最大功率為1.5MW，最高轉(zhuǎn)速8570r／min，轉(zhuǎn)速控制精度為0.1%，導葉角60°～105°連續(xù)可調(diào)（見圖3）；在三拐前大開角出口配置有一套管翅式換熱器系統(tǒng)，用于高溫氣體的冷卻；在風洞三、四拐之間及駐室配置有一套抽真空系統(tǒng)，用于控制風洞的運行總壓及空氣露點。為了防止壓縮機出現(xiàn)喘振，對軸流式和離心式壓縮機分別配置有一套防喘回路。該風洞主要性能指標為：試驗段截面尺寸：0.6m×0.6m；風洞運行總壓：p0＝（0.15～2.5）×105Pa；總溫：T0＝（280～323）K；馬赫數(shù)：Ma＝0.2～1.6；Re范圍：Rec＝（0.1～2.25）×106（c＝0.06m）；總壓控制精度：≤0.2%；Ma控制精度：≤0.002。

為了實現(xiàn)雷諾數(shù)模擬試驗?zāi)芰?，該風洞采用總壓與馬赫數(shù)獨立控制的運行策略，利用壓縮機轉(zhuǎn)速和中心體控制系統(tǒng)的配套運行實現(xiàn)風洞馬赫數(shù)的精確控制，利用三、四拐角段之間的中壓供氣系統(tǒng)和抽真空控制系統(tǒng)配套運行實現(xiàn)風洞總壓15～250kPa連續(xù)可調(diào)，上述運行策略為開展雷諾數(shù)效應(yīng)對風洞性能影響提供了良好的試驗平臺。

2 雷諾數(shù)效應(yīng)影響研究

風洞試驗中，一般通過改變運行總壓、運行介質(zhì)以及介質(zhì)的比重或溫度等方式來擴大Re的模擬能力。0.6m連續(xù)式跨聲速風洞正是通過降低風洞運行總壓來降低試驗Re的。為了了解低雷諾數(shù)效應(yīng)對風洞性能的影響，在0.6m連續(xù)式跨聲速風洞中開展了相關(guān)的影響研究。

2.1 對軸流式壓縮機性能影響研究

在壓縮機熱力性能試驗中，開展了雷諾數(shù)效應(yīng)對軸流式壓縮機性能的影響試驗。圖4給出了總壓15和96kPa條件下，1000～2500r／min壓縮機熱力性能試驗結(jié)果?？梢钥闯?，總壓96kPa時，壓縮機隨著流量的減小直接進入喘振區(qū)，而總壓15kPa時壓縮機性能發(fā)生了明顯變化。與總壓96kPa性能相比，壓縮機安全運行邊界變窄，相同流量條件下，壓比減小，且經(jīng)歷較大的失速區(qū)后再進入喘振區(qū)，說明喘振是壓縮機深度失速誘發(fā)的結(jié)果，而這種現(xiàn)象隨著Re的降低越發(fā)明顯。圖5給出了壓縮機葉柵翼型分別在Re為1×105和1×106這2種不同Re條件下翼型上流線分布矢量圖的計算結(jié)果（參考長度為翼型弦長）。由圖5可見，隨著Re的降低，壓縮機葉柵附面層厚度增加，尾緣出現(xiàn)了氣流分離，使得葉柵損失增大；且Re越低，尾緣處的氣流分離區(qū)域越大，葉柵的損失也就越大，使得壓縮機在相同轉(zhuǎn)速下能有效提供的壓比減小，流通能力下降，文獻［9-12］也得出類似結(jié)果。圖6給出了相同條件下壓縮機喘振邊界的理論計算結(jié)果，可以看出，計算結(jié)果與試驗結(jié)果規(guī)律相似。

圖4 試驗結(jié)果Fig.4 Results of the tests

圖5 不同Re翼型流線分布圖Fig.5 Streamline distribution of the airfoil flow at different Reynolds numbers

圖6 理論計算結(jié)果Fig.6 Theoretical calculation results

2.2 對運行壓比的影響

圖7Re對壓比的影響Fig.7 Effect of Reynolds number on the pressure ratio

圖7給出了Ma＝0.2～0.8時，相同馬赫數(shù)條件下，Re對流場建立所需壓比的對比曲線。由圖可以看出，當Rec＜5×105（，A代表試驗段橫截面積），相同馬赫數(shù)下所需的壓比明顯增大，說明隨著Re的下降，風洞內(nèi)流道損失明顯增大。圖8給出了風洞不同總壓狀態(tài)下第一拐角段的壓力損失系數(shù)，p01、p02分別代表第一拐角段入口和出口的總壓，q代表氣流動壓）隨Rec（，A1為一拐入口橫截面積）的變化曲線，由圖可知，隨著Re的減小，該部段的損失系數(shù)逐漸增大，當Rec＜4×105時（c＝），該拐角部段的損失明顯增大。其主要原因是：在低雷諾數(shù)條件下，由于壓縮機葉柵和風洞各拐角導流片氣動性能顯著下降，葉柵和導流片附面層厚度增加，且后緣存在較大的分離區(qū)，使得壓縮機和風洞拐角部段存在較大的壓力損失，從而造成了低壓運行時，相同馬赫數(shù)下風洞所需的壓比增大。

圖8Re對損失系數(shù)的影響Fig.8 Effect of Reynolds number on the coefficient of loss

2.3 對空間流場均勻性的影響

圖9給出了不同運行總壓條件下，壓縮機出口總壓系數(shù)均方根偏差隨Re的變化曲線。由圖可知，隨著Re的減小，壓縮機出口總壓的均勻性分布變差，尤其是當Rec＜4×105時（，A2為二拐出口橫截面積），其均勻性變差的趨勢更為明顯。圖10和11分別在總壓100和20kPa狀態(tài)下，通過Fluent軟件對風洞大開角段入口和出口速度分布進行了理論計算。對比可知，總壓100kPa時，大開角入口和出口速度分布都比較均勻，而總壓20kPa時，大開角段速度分布均勻性變差，在圓變方部段4個角上存在明顯的氣流分離。造成上述現(xiàn)象的主要原因是由于在低雷諾數(shù)條件下，氣流的粘性作用增強，慣性作用減弱，抗逆壓梯度能力減弱，氣流流過拐角部段、壓縮機部段以及大開角部段后，氣流存在明顯的分離，使得風洞管道中氣流的總壓均勻性遭到破壞，在整個回流管道中循環(huán)往復(fù)，從而使得風洞空間流場均勻性下降。

圖9Re對壓縮機出口總壓系數(shù)分布均方根偏差的影響（c＝0.1）Fig.9 Effect of Reynolds number on the standard deviation of the stagnation pressure coefficient in the compressor exit（c＝0.1）

圖10p0＝100kPa，速度分布Fig.10 Velocity distribution（p0＝100kPa）

圖11p0＝20kPa，速度分布Fig.11 Velocity distribution（p0＝20kPa）

2.4 對控制精度的影響

圖12給出了Ma＝0.2，總壓p0＝20、50、100和 250kPa時，風洞總壓系數(shù)Cp0（Cp0＝，q＝ 0.7Ma2（1＋0.2Ma2）-3.5p0，Ma為馬赫數(shù)，p0為總壓）隨時間的變化曲線。由圖可知，總壓系數(shù)Cp0隨時間的波動量明顯，總壓越低，Cp0的波動量越顯著。圖13和14給出了Ma＝0.2～0.5，Re對0.6m連續(xù)式跨聲速風洞總壓控制精度以及馬赫數(shù)控制精度的影響曲線。由圖可見，當Rec＜5×105（c＝）時，Re對風洞總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度具有顯著影響，Re越低，總壓和馬赫數(shù)控制精度越差。其主要原因一是在低雷諾數(shù)條件下，流經(jīng)壓縮機及風洞回流管路的氣流存在分離，使得壓縮機入口出口的總壓分布均勻性遭到破壞，在整個回流管路中如此往復(fù)形成惡性循環(huán)，明顯降低了總壓分布的均勻性。二是由于測量管路較長，試驗段駐室靜壓對總壓波動響應(yīng)滯后，在二者的共同作用下造成了馬赫數(shù)控制精度的下降。

圖12 總壓系數(shù)隨時間變化曲線Fig.12 The curves of coefficient of the stagnation pressure with time

圖13Re對總壓控制精度影響曲線Fig.13 The curves of effect of Reynolds number on the stagnation pressure control precision

圖14Re對馬赫數(shù)控制精度影響曲線Fig.14 The curves of effect of Reynolds number on the Mach number control precision

2.5 對模型區(qū)馬赫數(shù)分布均勻性的影響

圖15給出了0.6m連續(xù)式跨聲速風洞Re對試驗段模型區(qū)馬赫數(shù)均方根的影響曲線。由圖可知，當時，Re對試驗段模型區(qū)馬赫數(shù)均勻性具有顯著影響，隨著Re的下降，模型區(qū)馬赫數(shù)均方根偏差明顯增大。造成這一現(xiàn)象的原因主要有：一是低雷諾數(shù)條件下，風洞空間流場的總壓和速度場的均勻性分布下降；二是低總壓條件下，總壓及馬赫數(shù)的控制精度下降也降低了風洞空間流場的總壓和速度場的均勻性。

圖15Re對Ma均勻性的影響Fig.15 Effect of Reynolds number on the Mach number uniformity

3 流場校測及標模試驗

為了驗證低雷諾數(shù)下0.6m連續(xù)式跨聲速風洞試驗段模型區(qū)流場均勻性的變化情況以及對標模試驗數(shù)據(jù)的影響，在總壓20kPa的低Re數(shù)條件下，對風洞進行了流場校測試驗和標模試驗。表1給出了流場校測結(jié)果。圖16～18分別給出了Ma＝0.2～0.8，Rec（c＝）對GBM-04A標模的試驗結(jié)果。由表1數(shù)據(jù)可知，盡管0.6m連續(xù)式跨聲速風洞低雷諾數(shù)條件下的總壓控制精度、馬赫數(shù)控制精度及模型區(qū)馬赫數(shù)均方根偏差等流場性能指標都存在一定程度的下降，但該風洞流場指標仍滿足國軍標1179-91［13］規(guī)定要求。由圖16和17可知，當Rec＜5×105時，Re對CαL、CD0的影響非常明顯，隨Re減小而減小，CD0隨Re減小而增大，該變化趨勢符合Re對CαL、CD0影響規(guī)律［14］，由圖18可知，低雷諾數(shù)條件下對的影響并不明顯。從0.6m連續(xù)式跨聲速風洞低雷諾數(shù)條件下的流場校測和標模試驗結(jié)果可知，在低雷諾數(shù)運行條件下，該風洞仍能夠真實、準確反映Re對風洞流場性能和測力試驗數(shù)據(jù)的影響規(guī)律，是開展高空低雷諾數(shù)飛行器、翼型和發(fā)動機等性能研究的理想地面模擬試驗平臺。

表1 流場校測結(jié)果（p0＝20kPa）Table 1 The results of the flow field calibration（p0＝20kPa）

圖16Re對的影響Fig.16 Effect of Reynolds number on the

圖17Re對CD0的影響Fig.17 Effect of Reynolds number on theCD0

圖18Re對C的影響Fig.18 Effect of Reynolds number on theC

4 結(jié) 論

（1）低雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式跨聲速風洞軸流式壓縮機性能具有明顯影響，當Rec＜5×105（c＝）時，壓縮機入口流量急劇下降，損失增大、壓比減小。

（2）低雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式跨聲速風洞流場性能具有顯著影響，當Rec＜5×105（c＝）時，風洞總壓控制精度、Ma控制精度和模型區(qū)馬赫數(shù)均方根偏差等流場性能指標明顯下降。

（3）0.6m連續(xù)式跨聲速風洞能夠準確反應(yīng)雷諾數(shù)效應(yīng)對GBM-04A標模測力試驗數(shù)據(jù)的影響規(guī)律，當Rec＜5×105（c＝）時，Re對CαL、CD0的影響顯著。

（4）低雷諾數(shù)條件下，0.6m連續(xù)式跨聲速風洞仍能夠真實、準確反映Re對風洞流場性能和測力試驗數(shù)據(jù)的影響規(guī)律，是開展高空低雷諾數(shù)飛行器、翼型、發(fā)動機等性能研究的理想地面模擬試驗平臺。

5 下一步工作打算

（1）開展風洞低壓條件下總、靜壓測量精度以及控制精度的技術(shù)研究，進一步提高風洞總壓及Ma控制精度以及試驗數(shù)據(jù)的測量精度，為開展低Re數(shù)條件下風洞性能研究提供更為準確可靠的試驗數(shù)據(jù)。

（2）對風洞收縮段型面進行優(yōu)化改進，提高收縮段收縮型面制安水平，降低由于收縮型面對來流均勻性的影響。

（3）開展壓縮機尾罩及拐角導流片降噪性能研究和外形優(yōu)化設(shè)計，一方面減小經(jīng)過導流片氣流的分離和損失，另一方面降低風洞回路噪聲水平。

（4）聯(lián)合壓縮機研制廠家，開展低Re數(shù)條件下壓縮機葉柵翼型性能研究，通過翼型優(yōu)化設(shè)計，提高壓縮機在低Re數(shù)條件下的壓縮能力，降低壓縮機的損失系數(shù)。

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Effects of low Reynolds number on performance of 0.6mcontinuous wind tunnel

Xiong Bo＊，Cheng Song，Luo Xinfu，Zhou Enmin
（China Aerodynamics Research and Development Center，Miangyang Sichuan 621000，China）

In the wind tunnel tests，the method of decreasing stagnation pressure is usually adopted to expand the simulation scope of Reynolds number.Compared with the normal pressure test，in the low Reynolds number situation，the accuracy of the test data is directly affected by whether or not the change of the flow field is obviously and whether or not the quality of the flow field satisfies the index.In order to study the influence of Reynolds number on the 0.6m continuous wind tunnel performance，the relevant tests were carried out in the 0.6mcontinuous wind tunnel.Based on arrangement and analysis of the tests data，the results were given.It shows that：（1）The Reynolds number has obvious effect on the performance of the compressor，stagnation pressure control precision，Mach number control precision，the flow uniformity etc.WhenRec＜105（c＝0.1，Ais the cross-sectional area of the test section），the effect of Reynolds number on the performance of wind tunnel is obvious.The smaller the Reynolds number is，the greater the effect is.（2）The 0.6mcontinuous wind tunnel can accuratly manifest the influence law of the effects of Reynolds number on the flow field performance of the wind tunnel and the force test data.Therefore，it is a good test platform for the capability research on aircraft，airfoil，engine，etc.，at low Reynolds number.

Reynolds number；compressor；continuous wind tunnel；flow field performance

V211.74

A

（編輯：楊 娟）

2016-05-16；

2016-11-02

＊通信作者E-mail：6643807＠qq.com

XiongB，ChengS，LuoXF，etal.EffectsoflowReynoldsnumberonperformanceof0.6mcontinuouswindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2017，31（1）：87-92，99.熊 波，程 松，羅新福，等.低雷諾數(shù)效應(yīng)對0.6m連續(xù)式風洞性能影響.實驗流體力學，2017，31（1）：87-92，99.

1672-9897（2017）01-0087-07

10.11729／syltlx20160079

熊 波（1980-），男，四川仁壽人，工程師。研究方向：風洞流場調(diào)試。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發(fā)展中心（621000）。E-mail：6643807＠qq.com