劉中臣錢戰(zhàn)森冷 巖

(1.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,沈陽 110034；2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,沈陽 110034)

0 引 言

聲爆是超聲速飛行器所特有的一種氣動(dòng)聲學(xué)現(xiàn)象,是飛行器超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的激波經(jīng)非線性作用傳到地面后形成的爆炸聲。聲爆現(xiàn)象會(huì)產(chǎn)生極大的噪聲污染,并且具有短暫而急促的特點(diǎn),容易引起驚嚇和恐慌,嚴(yán)重影響人的生活和工作,能量巨大的聲爆甚至可以直接損壞地面建筑物[1]。正因如此,20世紀(jì)70年代發(fā)展的以歐洲“協(xié)和號(hào)”與前蘇聯(lián)“圖-144”為代表的第一代超聲速客機(jī)被許多國(guó)家禁止在陸地上空,尤其是居民區(qū)上空作超聲速飛行,故而其只能在海洋上空以超聲速巡航,這導(dǎo)致其全程經(jīng)濟(jì)性和飛行效率大大降低,最終不得不退出商業(yè)運(yùn)營(yíng)[2-3]。要想發(fā)展新一代超聲速民用飛機(jī),降低聲爆則成為首先需要突破的技術(shù)之一。

風(fēng)洞試驗(yàn)是開展聲爆研究的重要手段,可為理論分析和數(shù)值模擬提供所必須的驗(yàn)證,也可直接為遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)模型提供精確的近場(chǎng)壓力分布試驗(yàn)數(shù)據(jù)[2-4]。與飛行試驗(yàn)相比,風(fēng)洞試驗(yàn)具有成本低、周期短、易重復(fù)驗(yàn)證等優(yōu)勢(shì)。即便在CFD技術(shù)蓬勃發(fā)展的今天,對(duì)于新型飛行器研制以及復(fù)雜氣動(dòng)問題研究,風(fēng)洞試驗(yàn)仍然是必不可少的研究手段。

利用風(fēng)洞試驗(yàn)手段開展聲爆現(xiàn)象研究已經(jīng)有近60年的歷史,最早可以追溯到1959年Carlson[5]在NASA蘭利研究中心4英尺×4英尺超聲速風(fēng)洞中開展的研究工作。聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)涉及試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷木_模擬、風(fēng)洞流場(chǎng)的精確控制、近場(chǎng)壓力信號(hào)的精確測(cè)量及試驗(yàn)數(shù)據(jù)的干擾修正等多個(gè)方面,其中關(guān)鍵在于空間壓力信號(hào)的精確測(cè)量與辨識(shí)。經(jīng)過幾十年的試驗(yàn)研究[5-12],以美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)為代表的研究機(jī)構(gòu)逐漸發(fā)展了多種形式的測(cè)壓板[5]、靜壓探針[11]、測(cè)壓軌[12]等聲爆近場(chǎng)壓力試驗(yàn)測(cè)量裝置。由于在試驗(yàn)過程中傳統(tǒng)測(cè)量技術(shù)所表現(xiàn)出的局限性,NASA于近年來提出了無反射測(cè)壓軌[13]測(cè)量技術(shù),大幅提高了聲爆近場(chǎng)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量的精準(zhǔn)度,并且針對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)過程中所存在的流場(chǎng)非均勻擾動(dòng),NASA發(fā)展了一種空間平均技術(shù)[14],大幅降低了流場(chǎng)非均勻性對(duì)聲爆測(cè)量結(jié)果的影響,提高了測(cè)量數(shù)據(jù)的可靠性。除美國(guó)外,日本[15]、俄羅斯[16-17]等國(guó)的相關(guān)航空研究機(jī)構(gòu)在聲爆近場(chǎng)壓力的精確測(cè)量方面也開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

在國(guó)內(nèi),近年來對(duì)于聲爆現(xiàn)象的風(fēng)洞試驗(yàn)研究逐步受到相關(guān)研究機(jī)構(gòu)的關(guān)注,以中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院[18-20]、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院等為代表的研究機(jī)構(gòu)利用所發(fā)展的靜壓探針、測(cè)壓軌等測(cè)量裝置對(duì)聲爆近場(chǎng)壓力開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

本文主要對(duì)聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的特點(diǎn)與難點(diǎn)、測(cè)量裝置類型、發(fā)展趨勢(shì)等方面作簡(jiǎn)要介紹,重點(diǎn)針對(duì)基于無反射測(cè)壓軌的精確測(cè)量技術(shù)和數(shù)據(jù)修正技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)與分析。

1 聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的特點(diǎn)與難點(diǎn)

聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的本質(zhì)是近場(chǎng)脫體壓力的測(cè)量。傳統(tǒng)的常規(guī)風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)主要關(guān)心飛行器表面的壓力分布,而聲爆試驗(yàn)需要測(cè)量的是距離飛行器一定距離遠(yuǎn)處的空間壓力分布。根據(jù)Whitham理論[21-22],在風(fēng)洞中進(jìn)行聲爆試驗(yàn),除了模型幾何外形相似、來流馬赫數(shù)相同之外,還要求模型試驗(yàn)的h/l應(yīng)與飛行條件相同,其中h為距離飛行器的垂直高度,l為飛行器的特征長(zhǎng)度。與常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)相比,聲爆試驗(yàn)在模型、支撐以及風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)等方面都有其技術(shù)特殊性。

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷某叽缦啾瘸Ｒ?guī)測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵话阋〉枚?具體模型的尺寸根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸以及模型試驗(yàn)的h/l需求來確定。

關(guān)于聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目s比尺度通常有兩種思路。第一種思路是采用小尺度的模型[23-24](如圖1),盡可能的測(cè)量距離模型較遠(yuǎn)處的空間壓力分布。受當(dāng)前超聲速風(fēng)洞尺寸限制,通?？蓽y(cè)到5倍至50倍模型長(zhǎng)度的距離(h/l＝5～50),這樣做的好處是可以直接得到模型中、遠(yuǎn)場(chǎng)的聲爆強(qiáng)度和波形。但是要求模型尺寸做的極小才能滿足聲爆信號(hào)的遠(yuǎn)場(chǎng)條件,而極小尺度的模型對(duì)飛機(jī)外形精確模擬以及模型的精細(xì)加工均帶來極大的困難,很難保證遠(yuǎn)場(chǎng)壓力分布的精確模擬。第二種思路是采用相對(duì)較大的模型[10,25],這樣可以一定程度上克服模型外形模擬不準(zhǔn)確及精細(xì)加工困難等問題,但受限于風(fēng)洞尺寸,只能測(cè)量得到模型近場(chǎng)(通常指h/l＜5)的空間壓力分布,再通過遠(yuǎn)場(chǎng)傳播模型將近場(chǎng)數(shù)據(jù)推算到遠(yuǎn)場(chǎng)。

圖1 聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)的小尺寸模型[23]Fig.1 Small sonic boom wind-tunnel models[23]

故而,權(quán)衡多方面問題合理選擇聲爆試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目s比尺寸是獲得理想試驗(yàn)結(jié)果的重要因素之一。早期的聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)通常采用第一種思路,而近年來的聲爆試驗(yàn)研究則主要采用第二種思路,主要原因是大尺寸模型外形模擬更準(zhǔn)確,近場(chǎng)聲爆信號(hào)更強(qiáng),測(cè)量的精度和可靠性顯著提高。因此,近年來的聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)大多只能獲得近場(chǎng)空間壓力的分布。

在發(fā)展聲爆數(shù)值預(yù)測(cè)技術(shù)和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)過程中,美國(guó)NASA發(fā)布了一系列標(biāo)準(zhǔn)模型,通常用來作為聲爆預(yù)測(cè)技術(shù)的校驗(yàn)。2014年,NASA在美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)(AIAA)舉辦期間組織了第一屆聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)[26-28],目的是評(píng)估近場(chǎng)壓力信號(hào)的數(shù)值模擬計(jì)算精度,為遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)奠定基礎(chǔ)。會(huì)議采用了軸對(duì)稱模型(SEEB-ALR)、69°后掠三角翼模型(DWB)和洛克希德馬丁公司的低聲爆概念機(jī)模型(LM-1021)等三個(gè)不同復(fù)雜程度的模型(如圖2所示)作為標(biāo)準(zhǔn)模型,參會(huì)各方對(duì)此開展了數(shù)值計(jì)算,并與其高質(zhì)量的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比分析,結(jié)果顯示數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果一致性總體較好,但仍存在一定誤差。2017年,NASA仍在AIAA會(huì)議舉辦期間組織了第二屆聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)[29-30],與第一屆會(huì)議主要關(guān)注近場(chǎng)壓力計(jì)算方法不同,第二屆會(huì)議將近場(chǎng)壓力計(jì)算和遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)均作為討論內(nèi)容。關(guān)于近場(chǎng)壓力計(jì)算,會(huì)議選擇了四個(gè)不同復(fù)雜程度的模型作為標(biāo)準(zhǔn)模型(如圖3所示),分別是軸對(duì)稱模型(AXIE)、翼身組合模型(JWB)和兩套全機(jī)概念模型(C25F通流模型和C25P帶動(dòng)力模型)。這些聲爆標(biāo)準(zhǔn)模型已在全世界范圍內(nèi)得到了廣泛的采用,可用于檢驗(yàn)數(shù)值模擬方法和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的可靠性。

圖2 第一屆AIAA聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚26]Fig.2 Wind-tunnel models for the first AIAA sonic boom prediction workshop[26]

圖3 第二屆AIAA聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)模型[29]Fig.3 Models for the second AIAA sonic boom prediction workshop[29]

1.2 模型支撐

在風(fēng)洞試驗(yàn)中需要將模型固定在試驗(yàn)段指定位置,必然會(huì)引入額外的模型支撐結(jié)構(gòu),聲爆試驗(yàn)常用的模型支撐方式有尾撐和背撐兩種形式。研究表明,模型支撐會(huì)對(duì)聲爆信號(hào)測(cè)量結(jié)果特別是后體聲爆信號(hào)產(chǎn)生重要的影響[31],因此聲爆試驗(yàn)設(shè)計(jì)中需要考慮模型支撐帶來的測(cè)量信號(hào)干擾問題。

為了減小風(fēng)洞試驗(yàn)中模型支撐對(duì)飛行器后體聲爆特征的影響,人們進(jìn)行了多種嘗試。其中一種方法是將試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀膊恐闻c飛行器尾噴管羽流的有效外形進(jìn)行一體化設(shè)計(jì),即利用模型支桿的幾何外形來模擬飛行器噴管羽流的形狀[32-33]以此減小模型支撐對(duì)真實(shí)飛行器后體聲爆信號(hào)的干擾。這種支撐方法雖能在一定程度上改善測(cè)量結(jié)果,但其也存在缺點(diǎn),主要是不同的飛行條件對(duì)應(yīng)著不同的噴流條件,噴管羽流的有效外形也不相同,這就需要設(shè)計(jì)一系列模擬不同羽流邊界的尾撐支桿,且設(shè)計(jì)結(jié)果仍存在一定不確定性,因此限制了這種支撐方法的廣泛使用。

近年來,隨著對(duì)飛機(jī)后體聲爆特征的關(guān)注,研究人員發(fā)展了一種葉片型支撐方式[34],其實(shí)質(zhì)是一種外形經(jīng)過精心設(shè)計(jì)的帶后掠的模型背部支撐方法。美國(guó)灣流公司的低聲爆概念機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)即采用了這種支撐方法,如圖4所示。研究表明,這種葉片型支撐從模型背部伸出并沿著馬赫線后掠,可以使得模型支撐對(duì)聲爆信號(hào)測(cè)量的影響達(dá)到最小化,這種支撐方法在近年來的低聲爆模型,尤其是主要關(guān)注后體聲爆特性的研究中得到了廣泛的應(yīng)用。

圖4 采用葉片支撐的低聲爆概念機(jī)模型三視圖[34]Fig.4 Three-view drawing of low-boom aircraft concept with a blade mount[34]

1.3 風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)

由于聲爆試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽巛^小,測(cè)量的又是與模型有一定距離的空間壓力信號(hào),與常規(guī)模型表面測(cè)壓試驗(yàn)相比,通常情況下聲爆試驗(yàn)測(cè)量的空間壓力信號(hào)要弱得多,因此聲爆試驗(yàn)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)段的流場(chǎng)品質(zhì)提出了更高要求。但是由于加工和裝配誤差,風(fēng)洞試驗(yàn)段壁面總不可避免地會(huì)存在一些缺陷,這將導(dǎo)致風(fēng)洞流場(chǎng)在空間上存在一定的不均勻性[35]。另外,由于風(fēng)洞的主控系統(tǒng)一般都采用基于伺服反饋的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)方法,當(dāng)試圖將流場(chǎng)總壓保持在某一設(shè)定值時(shí),嚴(yán)格來說流場(chǎng)參數(shù)仍是隨時(shí)間波動(dòng)的[24]。這些空間不均勻性和時(shí)間非定常性的影響對(duì)于常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)來說可能不會(huì)帶來太大問題,但是對(duì)于聲爆試驗(yàn),這些影響帶來的流場(chǎng)壓力波動(dòng)可能比模型激波誘導(dǎo)的聲爆空間過壓還要大,因此對(duì)于聲爆近場(chǎng)空間壓力測(cè)量試驗(yàn),風(fēng)洞流場(chǎng)的空間均勻性和時(shí)間穩(wěn)定性影響都是需要重點(diǎn)考慮的問題。在開展聲爆試驗(yàn)之前有必要對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)進(jìn)行校測(cè),充分了解風(fēng)洞的流場(chǎng)特性,以便確定開展聲爆試驗(yàn)的具體方案,選擇合適的試驗(yàn)工況,以及模型和測(cè)量設(shè)備在風(fēng)洞中的擺放位置。

1.4 其它干擾因素

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中模型一般都存在振動(dòng),其振動(dòng)特性與模型尺寸、氣動(dòng)載荷以及支撐剛度等多種因素有關(guān),模型振動(dòng)對(duì)聲爆信號(hào)的精確測(cè)量也可能產(chǎn)生影響[24]。試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y(cè)量設(shè)備產(chǎn)生的激波在試驗(yàn)段壁面上的反射及激波與壁面邊界層的相互干擾等因素[14],都會(huì)對(duì)聲爆信號(hào)測(cè)量造成一定的影響。此外,試驗(yàn)介質(zhì)的濕度對(duì)聲爆測(cè)量結(jié)果的影響也需考慮[14],環(huán)境溫度的變化也可能會(huì)對(duì)壓力測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生一定的影響[24],因此試驗(yàn)過程中需要嚴(yán)格控制試驗(yàn)介質(zhì)的濕度在很低的水平,并盡量保持介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度的相對(duì)穩(wěn)定。

1.5 技術(shù)難點(diǎn)小結(jié)

通過以上分析,聲爆空間壓力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)可能受到多種因素的干擾,這都將增加測(cè)量結(jié)果的不確定性,故其技術(shù)難點(diǎn)主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面:

(1)模型尺寸較小,空間壓力信號(hào)較弱,測(cè)量結(jié)果信噪比較低；

(2)風(fēng)洞流場(chǎng)的空間不均勻性與時(shí)間非定常性對(duì)測(cè)量結(jié)果可能造成影響；

(3)支架干擾、模型振動(dòng)、激波反射及其與邊界層干擾對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響需要在測(cè)量方案設(shè)計(jì)中仔細(xì)考慮；

(4)試驗(yàn)介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度變化等對(duì)測(cè)量結(jié)果可能帶來影響,試驗(yàn)過程中應(yīng)盡可能保證介質(zhì)條件的穩(wěn)定性。

2 聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)

聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的核心是近場(chǎng)空間壓力精確測(cè)量技術(shù)。自1959年Carlson[5]首次在超聲速風(fēng)洞中開展聲爆試驗(yàn)研究以來,在幾十年的時(shí)間里研究人員逐漸發(fā)展了測(cè)壓板、靜壓探針和測(cè)壓軌等多種空間壓力測(cè)量技術(shù)。下面將針對(duì)這幾種空間壓力測(cè)量技術(shù)分別進(jìn)行簡(jiǎn)要介紹。

2.1 測(cè)壓板

空間壓力測(cè)量最直接的方法就是采用靜壓探針,但是由于聲爆試驗(yàn)需要得到壓力信號(hào)的空間分布,探針測(cè)量的試驗(yàn)效率不高,特別是對(duì)于復(fù)雜模型試驗(yàn)效率通常是難以接受的。為解決這一問題,Carlson等設(shè)計(jì)了專用的測(cè)壓板,又稱為反射平板,它是一種采用表面布置有多個(gè)測(cè)壓孔的平板裝置來測(cè)量空間壓力分布的測(cè)量技術(shù),1959年Carlson[5]進(jìn)行的聲爆試驗(yàn)即采用了這種測(cè)量技術(shù)。如圖5所示,將測(cè)壓板固定安裝在風(fēng)洞壁面,采用支撐機(jī)構(gòu)支撐模型在距離測(cè)壓板一定高度位置處,利用測(cè)壓板表面的多個(gè)測(cè)壓孔進(jìn)行模型空間壓力信號(hào)的測(cè)量。

圖5 測(cè)壓板試驗(yàn)方案示意圖[5]Fig.5 Schematic of wind-tunnel test setup using pressure measurement plate[5]

理想情況下,測(cè)壓板表面的反射系數(shù)為2.0,即采用測(cè)壓板測(cè)量得到的聲爆過壓是真實(shí)值的兩倍,1961年Carlson[36]通過靜壓探針和測(cè)壓板測(cè)量結(jié)果的對(duì)比試圖驗(yàn)證這一結(jié)論。但是,由于在流場(chǎng)中測(cè)壓板表面存在嚴(yán)重的邊界層累積,模型激波與測(cè)壓板邊界層相互作用影響了測(cè)壓板的反射效果,因此一般情況下測(cè)量結(jié)果并不理想。

2.2 靜壓探針

自Carlson的試驗(yàn)之后,研究者又回到了采用靜壓探針測(cè)量的方法。在長(zhǎng)達(dá)幾十年的聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)研究中,發(fā)展了多種形式的超聲速靜壓探針[11,37-39],其中一種細(xì)長(zhǎng)的錐形探針得到了廣泛的應(yīng)用[11],如圖6所示,探針直徑為0.2英寸,半錐角通常在1°～2°之間,在前端錐段約一半位置的截面上均勻分布有四個(gè)測(cè)壓孔。這種探針適用的馬赫數(shù)范圍廣,對(duì)測(cè)量結(jié)果無反射,測(cè)量精度較高。

圖6 靜壓探針外形圖[13]Fig.6 Geometry of pressure measurement probe[13]

采用靜壓探針進(jìn)行聲爆信號(hào)的壓力測(cè)量是一種單點(diǎn)測(cè)量技術(shù),其主要缺點(diǎn)在于試驗(yàn)效率較低,為了獲得一個(gè)復(fù)雜模型狀態(tài)的近場(chǎng)壓力分布數(shù)據(jù)往往需要幾十分鐘甚至超過一小時(shí)的試驗(yàn)時(shí)間,這對(duì)于連續(xù)式風(fēng)洞雖然可以實(shí)現(xiàn),但是超聲速試驗(yàn)的能耗是十分巨大的,對(duì)于暫沖式風(fēng)洞來說,因受氣源條件限制,幾乎是不可能完成的。另外,即便是連續(xù)式超聲速風(fēng)洞,要想在如此長(zhǎng)運(yùn)行時(shí)間內(nèi)保持試驗(yàn)段條件的平穩(wěn),依然是十分困難的。這些因素也增加了采用靜壓探針開展聲爆信號(hào)測(cè)量結(jié)果的不確定性。為了克服上述不足,研究人員發(fā)展了測(cè)壓軌測(cè)量技術(shù)。

2.3 測(cè)壓軌

測(cè)壓軌是一種在細(xì)長(zhǎng)形軌道上密集分布排成直線的幾百個(gè)測(cè)壓孔的空間壓力測(cè)量裝置,相比于靜壓探針其優(yōu)點(diǎn)是試驗(yàn)效率高,一般能夠在一次測(cè)量中得到一個(gè)完整的空間壓力分布信號(hào)。與傳統(tǒng)的在大面積平板上布置若干成方陣的測(cè)壓孔的測(cè)壓板相比,這種測(cè)壓軌是在又細(xì)又長(zhǎng)的條形軌道表面上布置一排測(cè)壓孔,軌道表面為細(xì)長(zhǎng)平面或弧面,因而與測(cè)壓板相比,其大大減小了邊界層累積造成的測(cè)量不確定性。近年來,美國(guó)和日本相繼采用該形式的測(cè)壓軌[8,14,40-41]分別在NASA和JAXA的超聲速風(fēng)洞中開展了聲爆試驗(yàn)研究,如圖7所示。

圖7 測(cè)壓軌試驗(yàn)裝置Fig.7 Wind-tunnel test devices with pressure measurement rail

采用測(cè)壓軌技術(shù)進(jìn)行聲爆信號(hào)測(cè)量仍存在一定缺點(diǎn)。相比測(cè)壓板,測(cè)壓軌雖然較大幅度減弱了邊界層累積,但測(cè)壓軌裝置本身厚度依然較大,對(duì)流場(chǎng)帶來的干擾仍然嚴(yán)重。另外,前期采用的測(cè)壓軌高度不夠,導(dǎo)致測(cè)壓面距離風(fēng)洞壁面高度不足,無法完全避免洞壁邊界層的影響以及模型波系經(jīng)壁面反射對(duì)測(cè)量結(jié)果造成的干擾。經(jīng)過實(shí)際驗(yàn)證表明,測(cè)壓軌表面不同位置的反射系數(shù)仍然存在不確定性,并非理想的2.0。為了克服以上問題,近年來研究人員進(jìn)一步發(fā)展了新型的無反射測(cè)壓軌。

3 無反射測(cè)壓軌

在傳統(tǒng)靜壓探針和前述測(cè)壓軌測(cè)量技術(shù)的研究基礎(chǔ)上,2011年NASA率先提出無反射測(cè)壓軌的概念[12-13,24],稱之為RF1.0(Reflection Factor 1.0)測(cè)壓軌。所謂無反射測(cè)壓軌,是指測(cè)壓軌的測(cè)壓表面對(duì)模型波系不產(chǎn)生反射,即不會(huì)對(duì)空間壓力的測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生放大影響,其原理就如同采用超聲速靜壓探針獲取壓力一樣。

3.1 無反射測(cè)壓軌的設(shè)計(jì)思想

如前文所述,在幾十年的聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)研究中,一方面,超聲速靜壓探針得到了成功的應(yīng)用,這種探針對(duì)空間壓力測(cè)量結(jié)果無反射,具有較高測(cè)量精度,但試驗(yàn)效率嚴(yán)重不足；另一方面,測(cè)壓軌技術(shù)可以高效的測(cè)量空間壓力信號(hào),但測(cè)量精度仍不能令人滿意。受此啟發(fā),NASA研究人員率先將傳統(tǒng)靜壓探針與測(cè)壓軌的優(yōu)勢(shì)相結(jié)合,發(fā)展了一種新型的無反射測(cè)壓軌[13]。這種測(cè)壓軌的頂端設(shè)計(jì)為與靜壓探針類似的圓弧形,在圓弧面上布置測(cè)壓孔,這種設(shè)計(jì)使得測(cè)壓軌頂端與靜壓探針表面具有相似的流動(dòng)特性,可以很好的解決測(cè)量面對(duì)激波的反射干擾。測(cè)壓軌從頂端到底部設(shè)計(jì)成一體形式,兩側(cè)面呈夾角很小的薄刃形狀,以期盡可能地減弱對(duì)流動(dòng)的干擾。測(cè)壓軌所需具體高度與模型尺寸、試驗(yàn)Ma數(shù)以及洞壁邊界層厚度等因素有關(guān)。如圖8所示,在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞中,這種測(cè)壓軌的高度為14英寸,可以避免洞壁邊界層的影響以及模型激波經(jīng)由風(fēng)洞壁面反射對(duì)測(cè)壓孔測(cè)量結(jié)果造成的影響。這種新型測(cè)壓軌非常薄,頂端直徑只有0.1英寸,底部寬度為1英寸,兩側(cè)面呈3.5°夾角。這樣的外形設(shè)計(jì)使得新型測(cè)壓軌對(duì)流場(chǎng)干擾比較小,并且實(shí)現(xiàn)了測(cè)壓表面的無反射條件,即反射系數(shù)為1.0。

圖8 無反射測(cè)壓軌[27]Fig.8 Non-reflection pressure rail[27]

近年來,NASA在埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞應(yīng)用這種測(cè)量技術(shù)開展了多期聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)研究。NASA舉辦的第一屆和第二屆聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì),所采用的標(biāo)準(zhǔn)模型均采用無反射測(cè)壓軌得到風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[14,28,29,42]。Durston等近期[43-45]開展的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管羽流與飛行器后體激波相互作用對(duì)聲爆特征的影響研究試驗(yàn)中也采用了這種新型測(cè)壓軌進(jìn)行聲爆近場(chǎng)壓力信號(hào)的測(cè)量。中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院于2016年開始,依托FL-60三聲速風(fēng)洞開展了聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究[19,20],建立了基于無反射測(cè)壓軌的空間壓力精確測(cè)量技術(shù),圖9給出了模型及測(cè)量裝置在風(fēng)洞中的安裝形式。上述研究均表明,試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果重合性較好,無反射測(cè)壓軌測(cè)量技術(shù)的可靠性得到了較好的驗(yàn)證。

圖9 航空工業(yè)氣動(dòng)院無反射測(cè)壓軌試驗(yàn)裝置[19]Fig.9 Non-reflection pressure rail in FL-60 wind tunnel[19]

3.2 無反射測(cè)壓軌的干擾修正

雖然與傳統(tǒng)測(cè)壓軌相比,無反射測(cè)壓軌對(duì)流場(chǎng)干擾比較小,但對(duì)于聲爆信號(hào)測(cè)量仍然會(huì)引入不可忽視的誤差,必須對(duì)測(cè)壓軌造成的干擾進(jìn)行修正[13,14,40,42]。這樣做的主要目的是扣除測(cè)壓軌本身對(duì)流場(chǎng)的干擾,保證測(cè)量結(jié)果僅僅是模型產(chǎn)生的信號(hào)。如圖10所示,干擾修正方法如下:

圖10 參考車次與測(cè)量車次布置圖[13]Fig.10 Layout diagram of reference and data runs[13]

第一步,將模型置于測(cè)壓軌上方測(cè)量位置,測(cè)量得到模型與測(cè)壓軌等全體部件在流場(chǎng)中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù),稱之為測(cè)量車次數(shù)據(jù)；

第二步,將模型移到測(cè)量區(qū)域之外或?qū)⑵洳鸪?測(cè)量得到只有測(cè)壓軌在流場(chǎng)中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù),稱之為參考車次數(shù)據(jù)；

第三步,將空間壓力分布的測(cè)量車次數(shù)據(jù)減去參考車次數(shù)據(jù),得到的差值認(rèn)為是模型產(chǎn)生的波系所引起的空間壓力變化,即近場(chǎng)聲爆過壓。

圖11給出了Boom1 VS2模型在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞中測(cè)量車次數(shù)據(jù)與參考車次數(shù)據(jù)之間的差異[42]。從圖中可以看出,雖然無反射測(cè)壓軌能實(shí)現(xiàn)測(cè)壓表面的無反射,但其本身對(duì)流場(chǎng)的干擾確實(shí)不可忽略,必須采用參考車次數(shù)據(jù)對(duì)測(cè)量車次數(shù)據(jù)進(jìn)行修正,才能得到正確的模型近場(chǎng)聲爆信號(hào)。

圖11 測(cè)壓軌測(cè)量的模型壓力信號(hào)的干擾修正技術(shù)[42]Fig.11 Distortion correction technique to isolate model pressure signature with rail[42]

3.3 傳感器及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

由于聲爆試驗(yàn)的特殊性,低聲爆模型近場(chǎng)聲爆過壓的絕對(duì)值通常只有幾百帕的量級(jí),這就要求風(fēng)洞試驗(yàn)中所采用的壓力測(cè)量傳感器及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的精度必須足夠高,因此傳感器的量程匹配問題是至關(guān)重要的。近年來開展的基于無反射測(cè)壓軌的聲爆試驗(yàn)多采用電子壓力掃描閥測(cè)量系統(tǒng)[14,42]。如圖12所示,這是一個(gè)高度模塊化的壓力測(cè)量系統(tǒng),配有1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI等多種量程的掃描閥塊,測(cè)壓精度一般為滿量程的0.05%?？紤]一般超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段靜壓范圍,對(duì)于近場(chǎng)聲爆過壓通常只有幾百帕量級(jí)的低聲爆模型,一般應(yīng)選擇2.5PSI量程以下的掃描閥模塊才能保證聲爆信號(hào)測(cè)量結(jié)果的可靠性。

圖12 PSI 8400壓力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.12 PSI 8400 electronic pressure scanners

無反射測(cè)壓軌設(shè)計(jì)思想和干擾修正及傳感器量程匹配等技術(shù)的提出,大幅提高了聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的效率和精度。但是因超聲速風(fēng)洞的特殊性,試驗(yàn)段流場(chǎng)中不可避免地存在由激波和膨脹波引起的非均勻擾動(dòng),無反射測(cè)壓軌雖然很好地消除了自身的干擾,但并不能消除風(fēng)洞流場(chǎng)本身存在的擾動(dòng)?？臻g平均技術(shù)的引入,能夠大幅減弱這些因流場(chǎng)非均勻擾動(dòng)帶來的測(cè)量誤差。

4 空間平均技術(shù)

空間平均技術(shù)[13,14,19,42]是在無反射測(cè)壓軌測(cè)量技術(shù)的基礎(chǔ)上,近年來發(fā)展的一種針對(duì)超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)非均勻性的數(shù)據(jù)修正技術(shù)?？臻g平均技術(shù)是指在試驗(yàn)過程中固定測(cè)壓軌,在測(cè)壓軌上方沿風(fēng)洞軸向以固定間隔移動(dòng)模型,在模型所處的不同軸向位置開展多次測(cè)量將測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行平均,進(jìn)而得到模型近場(chǎng)聲爆信號(hào)的一種試驗(yàn)技術(shù)。

4.1 開展空間平均測(cè)量的必要性

世界上所有的超聲速風(fēng)洞都存在一定的不均勻特性[42],圖13展示了NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺風(fēng)洞和中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-60風(fēng)洞[19]的空風(fēng)洞紋影圖像,從圖中可以看出這些風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)都存在一定的雜波。這些雜波可能導(dǎo)致氣流馬赫數(shù)、流向角、壓力等流場(chǎng)參數(shù)在空間各個(gè)方向上都不是絕對(duì)均勻的,并且隨著風(fēng)洞總壓的波動(dòng),這些流場(chǎng)參數(shù)在時(shí)間上也表現(xiàn)出一定的非定常特性。而上述發(fā)展的各種空間壓力測(cè)量技術(shù)均無法消除風(fēng)洞流場(chǎng)本身的非均勻擾動(dòng)帶來的測(cè)量誤差。實(shí)踐證明[13,14,19,42]空間平均技術(shù)對(duì)于這種流場(chǎng)非均勻性影響是一種行之有效的數(shù)據(jù)修正方法。

4.2 軸向移動(dòng)空間平均測(cè)量方法

空間平均技術(shù)的具體方法如圖14所示[13]。模型在測(cè)壓軌上方沿軸向以一定間隔距離移動(dòng),共測(cè)量N個(gè)位置,在每個(gè)位置處采集一次測(cè)量數(shù)據(jù),經(jīng)過測(cè)壓軌干擾修正的無量綱聲爆過壓記為f i。然后將這N組測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行位置對(duì)齊后作算數(shù)平均,即得到空間平均后的模型近場(chǎng)聲爆過壓測(cè)量結(jié)果,記為,即

圖13 風(fēng)洞流場(chǎng)的紋影圖像Fig.13 Shadowgraph images in wind tunnel

由此得到測(cè)量數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差如下:

從NASA提出空間平均技術(shù)以來,其后期進(jìn)行的幾乎所有聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)研究都采用了該技術(shù),測(cè)量結(jié)果表明,該技術(shù)在改善風(fēng)洞流場(chǎng)的非均勻性方面展示出了顯著的效果。中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院近年來基于FL-60風(fēng)洞發(fā)展的聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量技術(shù)也采用了空間平均技術(shù),并完成了SEEB-ALR聲爆標(biāo)模的驗(yàn)證性試驗(yàn)[19-20]。

圖15給出了NASA開展的AS2、Boom1 VS2和Aft deck三種模型采用空間平均技術(shù)后得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[42,44]。從中可以看出,通過空間平均技術(shù),風(fēng)洞流場(chǎng)非均勻性引起的模型聲爆信號(hào)的測(cè)量誤差大幅降低。同時(shí),在開展多次測(cè)量的過程中,增加了空間壓力分布數(shù)據(jù)的總采樣時(shí)間,這使得在空間平均的同時(shí)也達(dá)到了時(shí)間平均的效果,因而對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)的時(shí)間非均勻性也有很好的消除作用。

圖14 空間平均技術(shù)[13]Fig.14 Spatial averaging technique[13]

圖15 三種模型的空間平均測(cè)量數(shù)據(jù)Fig.15 Averaged signatures for three models

5 結(jié) 論

聲爆作為超聲速民用飛機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一,以美國(guó)為代表的世界航空強(qiáng)國(guó)已經(jīng)開展了近60年的深入研究,風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)作為一種重要手段,具有重要研究意義。本文從試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀⒅窝b置及風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)等幾個(gè)方面簡(jiǎn)要介紹了聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的特點(diǎn)與難點(diǎn)。按照空間壓力測(cè)量裝置的不同,將試驗(yàn)技術(shù)歸納為測(cè)壓板、靜壓探針、測(cè)壓軌、無反射測(cè)壓軌等四類空間壓力測(cè)量技術(shù),分析了聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)。重點(diǎn)針對(duì)基于無反射測(cè)壓軌的空間壓力精確測(cè)量技術(shù)和數(shù)據(jù)修正技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)與分析?？臻g平均技術(shù)作為消除風(fēng)洞空間和時(shí)間非均勻性干擾的重要技術(shù),可大幅改善測(cè)量結(jié)果的精度。無反射測(cè)壓軌和空間平均技術(shù)相結(jié)合的綜合測(cè)量手段具有試驗(yàn)效率高、測(cè)量精度高、可有效降低流場(chǎng)非均勻擾動(dòng)誤差等優(yōu)點(diǎn),是聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量技術(shù)的重要發(fā)展方向。

目前在風(fēng)洞試驗(yàn)中進(jìn)行聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量仍是以接觸式測(cè)量技術(shù)為主,測(cè)量設(shè)備本身對(duì)流場(chǎng)存在一定干擾,隨著非接觸式壓力測(cè)量技術(shù)的不斷發(fā)展以及測(cè)量精度的提高,未來非接觸式壓力測(cè)量技術(shù)有望應(yīng)用于聲爆風(fēng)洞試驗(yàn)中。另外,常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)中始終無法完全消除支撐干擾對(duì)聲爆近場(chǎng)壓力測(cè)量結(jié)果帶來的影響,彈道靶等新型地面試驗(yàn)技術(shù)或是值得探索的方向。