郭孝國, 江澤鵬, 陳 星, 王鐵進

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

0 引 言

常規(guī)高超聲速風洞是高超聲速飛行器研制的主要地面試驗設備。目前，國內(nèi)參與型號任務的主要常規(guī)高超聲速風洞有中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)高速空氣動力研究所的FL-31Φ0.5m高超聲速風洞、中國航天空氣動力技術研究院(CAAA)的FD-07Φ0.5m高超聲速風洞，南京航空航天大學NHWΦ0.5m高超聲速風洞、CARDC超高速空氣動力研究所的FD-20AΦ1m高超聲速風洞以及CAAA在建的FD-16Φ1.2m高超聲速風洞。隨著高超聲速飛行器型號研制越來越密集，國內(nèi)主力大口徑高超聲速風洞基本處于滿負荷運轉狀態(tài)，提升高超聲速風洞設備的能力和運行效率，對高質量按時完成型號研制任務具有重要意義。

達到并保持風洞啟動和運行壓比是常規(guī)高超聲速風洞運行的關鍵，其由風洞主氣流和引射氣流在擴壓器中產(chǎn)生的低壓共同維持。常規(guī)高超聲速風洞一般都采用超聲速引射[1-3]，運行時混合室內(nèi)部流場復雜，往往難以進行準確的理論計算以確定適當?shù)倪\行參數(shù)。引射器運行參數(shù)過低，可能造成風洞堵塞或者壓比不夠，導致啟動失敗無法進行試驗，而過高的運行參數(shù)又會造成資源浪費，增加風洞運行成本。

國防科技大學對超聲速引射器進行了大量的研究工作，得出了許多重要的結論。徐萬武等[4]通過試驗研究了超聲速環(huán)形引射器的啟動特性，發(fā)現(xiàn)環(huán)形引射器的啟動壓強高于運行壓強，引射馬赫數(shù)越高，啟動壓強越高;鄒建軍等[5]研究了管道馬赫數(shù)、混合室收縮比等對環(huán)形引射器啟動性能的影響。中國空氣動力研究與發(fā)展中心的劉宗政[6]對等壓混合引射器參數(shù)匹配進行了研究，王宗浩等[7]對兩級超聲速引射器的流動機理進行了深入研究，劉化勇[8]則對超聲速引射器的數(shù)值模擬方法進行了研究。上述研究都是通過搭建試驗平臺或數(shù)值模擬的方式進行。目前國內(nèi)高超聲速風洞引射器實際運行狀況沒有公開的詳細數(shù)據(jù)文獻可供參考。

本文以CAAA的 FD-07Φ0.5m高超聲速風洞為研究對象，針對Ma5～6試驗時風洞引射器氣動性能進行測試和分析。

1 FD-07風洞

FD-07風洞系暫沖、吹引式高超聲速風洞，采用兩級環(huán)形引射器方式，帶封閉室自由射流試驗段，噴管出口直徑Φ0.5m，有效工作時間90～120s，試驗馬赫數(shù)5～8。本文采集系統(tǒng)如圖1所示，該系統(tǒng)基于虛擬儀器和PXI總線采集控制技術建立。其中壓力傳感器準確度等級0.5級，工作溫度-10～60℃，各傳感器復檢回程誤差、線性誤差、重復性誤差、基本誤差均滿足本文試驗要求。本文重點關注風洞運行總溫、總壓、駐室壓力、一級引射器入口壓力、二級引射器入口壓力、中壓氣源壓力、一級引射器運行壓力、二級引射器運行壓力等參數(shù)。風洞引射系統(tǒng)各參數(shù)如表1所示，其中：Ma為引射馬赫數(shù)，R為引射面積比，D1為引射器管道直徑，D2、L2為引射器混合室直徑和長度，D3、L3為擴壓段入口直徑和長度，D4、L4為擴壓段等直段直徑和長度，D5、L5為擴壓段出口直徑和長度，參數(shù)示意圖如圖2所示。

圖1 FD-07風洞數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

MaR/mmD1/mmD2,L2/mmD3,L3/mmD4,L4/mmD5,L5/mmFirst-stageSecond-stage3.53.00.330.30Φ219Φ325Φ700/4185Φ804/395Φ800/812Φ550/2187Φ700/955

圖2 參數(shù)示意圖

2 試驗總體方案

試驗在保持引射器環(huán)形噴管喉道不變的前提下(引射Ma不變)，通過引射器單級調試、引射器聯(lián)調、主-次流聯(lián)合調試等3種試驗方案進行。具體試驗步驟如下：

步驟1：單開二級引射器，閥后壓力調節(jié)值為0.5、0.6、0.7、0.8、0.9、1.0、1.1和1.2MPa，每個壓力狀態(tài)穩(wěn)定運行5～10s，記錄二級引射器抽真空數(shù)據(jù)，選出抽吸能力最強時的運行壓力，記為ps2；

步驟2：二級引射器閥后壓力設定為步驟1中壓力ps2，調節(jié)一級引射器閥后壓力為0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9和1.0MPa，每個壓力狀態(tài)穩(wěn)定運行5～10s，記錄引射器抽真空數(shù)據(jù)，選出抽吸能力最強時的一級引射器運行壓力，記為ps1；

步驟3：設定一級引射器運行壓力為ps1，二級引射器運行壓力為ps2，進行Ma5～6試驗，獲取各個參數(shù)數(shù)據(jù)，判斷該運行壓力能否滿足試驗要求：若能，則該運行壓力為FD-07風洞Ma5～6試驗時最佳引射器運行壓力；若不能，則調整兩級引射器運行壓力值，進一步試驗研究。

3 試驗結果與分析

圖3～6中，p0為駐室壓力，p1為風洞排氣管道上一級引射器入口壓力，p2為風洞排氣管道上二級引射器入口壓力。

步驟1：二級引射器單獨調試。閥后壓力為0.5～1.2MPa，待測數(shù)據(jù)p0、p1、p2，試驗結果如圖3所示。

圖3 二級引射器單調試驗數(shù)據(jù)

圖3中，方框標注圖例為時間80～110s之間駐室壓力的放大圖。圖中3條曲線下方標注的壓力數(shù)值為試驗過程中二級引射器運行壓力，可以看出：當二級引射器運行壓力為1.0MPa時，駐室壓力不再明顯下降，由此判定引射器啟動，此時抽吸能力達到最大值；當二級引射器運行壓力小于1.0MPa時，引射氣流在后續(xù)的管道中沒有達到超聲速滿流，隨著壓力的增加，抽吸能力接近線性變化，引射器沒有啟動；當運行壓力大于1.0MPa并繼續(xù)增加時，引射器已啟動，但駐室壓力不降反而有輕微增加，說明引射器抽吸能力并沒有增加。因此，二級引射器引射能力最高時的運行壓力為ps2=1.0MPa。

步驟2：兩級引射器聯(lián)調。設定二級引射器運行壓力為ps2=1.0MPa，一級引射器閥后壓力調節(jié)為0.4～1.0MPa，待測數(shù)據(jù)p0、p1、p2，試驗結果如圖4所示。

圖4(a)中，虛線間隔代表試驗中一級引射器調壓變化情況，上方數(shù)值代表一級引射器運行壓力。由圖中數(shù)據(jù)可以看出:二級引射器運行壓力為1.0MPa固定不變，當一級引射器運行壓力為0.7～0.8MPa時，二級引射器入口氣流壓力激烈波動，這是由測壓探頭前部產(chǎn)生的超聲速滿流逐步減速增壓所致，表明一級引射器啟動；當一級引射器運行壓力為0.8MPa時，駐室壓力最小，引射器抽吸能力達到最大值；而當一級引射器運行壓力大于0.8MPa且繼續(xù)增大時，駐室壓力不降反增，說明引射器抽吸能力并沒有增強，反而有所降低，因此，一級引射器啟動壓力為0.7～0.8MPa。當二級引射器運行壓力維持在ps2=1.0MPa、一級引射器運行壓力調節(jié)到ps1=0.8MPa時，引射器的抽真空能力最強。由于ps1和ps2均為兩級引射器臨界啟動壓力，因此ps1=0.8MPa和ps2=1.0MPa符合引射壓力低、耗氣量小的情況。

步驟3：設定一級引射器運行壓力ps1=0.8MPa，二級引射器運行壓力ps2=1.0MPa，進行Ma5～6風洞試驗，待測數(shù)據(jù)p0、p1、p2。試驗結果如圖5和6所示。其中Ma5試驗前室總壓為1.0MPa，總溫為90℃，Ma6試驗前室總壓為2.0MPa，總溫為191℃。

(a) 試驗數(shù)據(jù)全局圖

(b) 60～100s局部放大圖

圖5 Ma5(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)試驗數(shù)據(jù)

在圖5和6中：(1) 二級引射器入口總壓p2高于一級引射器入口總壓p1，原因在于一級引射器的增壓作用；一級引射器入口總壓p1在有主氣流存在時，測量數(shù)據(jù)變化平穩(wěn)，說明主氣流在超聲速擴壓段中減速增壓，逐步變?yōu)閬喡曀贇饬鳎c理論情況相符[9-10]。(2) 由于風洞主氣流啟動沖波的影響，圖5和6中一級引射器壓力p1在風洞主氣流通入瞬間突然增加，隨著試驗流場的建立該值迅速下降，而駐室壓力p0和二級引射器入口壓力p2受主氣流沖波的影響較小。(3) 由于引射器啟動沖波的影響，二級引射器入口壓力p2在引射器啟動時瞬間增加，隨著引射流動波系的建立而下降并趨于平穩(wěn)，一級引射器入口壓力p1及駐室壓力p0受引射器啟動沖波的影響不大。(4) 由試驗數(shù)據(jù)可得，引射器啟動后駐室壓力p0最小值約為4.5kPa，隨著風洞主氣流通入，試驗段建立流場，駐室壓力存在最小值，Ma5時為0.94kPa，Ma6時為1.38kPa，完全滿足風洞啟動壓比，噴管出口為略微膨脹的射流邊界，風洞流場面積大。在既定風洞主流工況下，引射器結構和引射Ma不變，引射器運行總壓越低，引射流量越小，則相應的引射效率越高，引射成本越低。由此可得，對于FD-07風洞Ma5～6試驗，采用ps1=0.8MPa、ps2=1.0MPa方案運行效率較高，成本較低。

圖6 Ma6(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)試驗數(shù)據(jù)

需要指出的是，引射器啟動壓強一般高于運行壓強[4]，在風洞試驗過程中，理論上可以通過調節(jié)控制系統(tǒng)參數(shù)來適當降低引射器運行壓力，這樣可以獲得更高的引射效率，但是考慮到實際吹風試驗操作難度、適應不同模型的堵塞程度和風洞運行安全，本文對此不作考慮，認為風洞試驗時引射器啟動壓力即運行壓力。

4 結 論

本文主要研究了FD-07風洞Ma5～6試驗時引射器氣動性能，解決了FD-07風洞引射器多年來運行狀態(tài)不明的問題，優(yōu)化了引射器運行壓力方案，減少了能源浪費。研究結果表明：(1) 在現(xiàn)有既定引射Ma數(shù)和固定噴管喉道下，F(xiàn)D-07風洞一級引射器的啟動壓力在0.7～0.8MPa之間，二級引射器的啟動壓力為1.0MPa；(2) FD-07風洞引射器Ma5～6試驗時，一級引射器運行壓力確定為0.8MPa，二級引射器運行壓力確定為1.0MPa時，引射器的引射效率較高； (3) 風洞運行時，駐室低壓環(huán)境主要由主氣流決定，只要引射器運行參數(shù)能夠滿足風洞啟動壓比，引射器性能變化對駐室壓力(即試驗模擬高度)影響不大；(4) 風洞主氣流啟動沖波對一級引射器入口壓力的影響較大，對駐室及二級引射器入口壓力的影響不明顯；引射器啟動沖波對二級引射器入口壓力影響較大，對駐室及一級引射器入口壓力的影響不明顯。

后續(xù)對FD-07風洞引射器氣動性能的試驗研究將繼續(xù)從以下幾個方面展開，希望從實際工程應用的角度出發(fā)，對常規(guī)高超聲速風洞引射器氣動性能有更加全面的認識：

(1) FD-07風洞引射器為可調環(huán)形噴管結構，喉道大小變化將改變引射氣流馬赫數(shù)，從而改變引射能力。本文研究結果是基于既定噴管喉道大小條件下得出的，事實上，如果改變引射器噴管喉道大小，研究由此所引起的引射器氣動性能變化，引射器啟動壓力還能進一步降低，進行Ma5～6試驗時，引射器運行的耗氣量有望能進一步減少，降低風洞運行成本。

(2) FD-07風洞試驗馬赫數(shù)為5～8，本文只針對Ma5～6進行了研究。由于風洞各馬赫數(shù)共用一個擴壓段，擴壓段結構可以滿足Ma5～6試驗時的亞-超引射條件，但在Ma7～8試驗時,主氣流并不一定能通過擴壓段全部減速為亞聲速，還會有部分流動以超聲速狀態(tài)進入引射器，流動情況更為復雜[11-14]。因此，上述引射器運行壓力在Ma5～6試驗工況下引射效率較高，但并不一定能達到Ma7～8試驗時的風洞運行壓比，即使?jié)M足運行壓比，也很難確定引射器參數(shù)是否處在效率較高的狀態(tài)下，因此對試驗馬赫數(shù)7～8時的風洞引射器氣動性能還需要作進一步研究。