陳吉明，吳盛豪，廖達(dá)雄，裴海濤，呂金磊，熊 波

（1.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心設(shè)備設(shè)計(jì)及測(cè)試技術(shù)研究所，綿陽621000；3.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽621000）

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（China Aero-dynamics Research and Development Center,CARDC）0.6 m 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞如圖1 所示，以下簡(jiǎn)稱“0.6 m 風(fēng)洞”）是一座采用干燥空氣作為試驗(yàn)介質(zhì)的低噪聲變密度回流式風(fēng)洞，是大型基礎(chǔ)設(shè)施某連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞的引導(dǎo)風(fēng)洞，也是開展跨聲速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)研究的先進(jìn)試驗(yàn)平臺(tái)[1]。連續(xù)式風(fēng)洞采用壓縮機(jī)作為驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，具有運(yùn)行成本低、效率高、流場(chǎng)品質(zhì)好、速壓范圍寬等優(yōu)點(diǎn)，可以克服暫沖式風(fēng)洞能源消耗高、運(yùn)行效率相對(duì)較低、運(yùn)行壓力下限較高和流場(chǎng)品質(zhì)改進(jìn)難度大等缺點(diǎn)。目前國(guó)外先進(jìn)的大型跨聲速風(fēng)洞如美國(guó)NASA 蘭 利16 英 尺 跨 聲 速 風(fēng) 洞、NTF 風(fēng) 洞、BT-WT 風(fēng) 洞、歐 洲ETW 風(fēng) 洞、俄 羅 斯T128、日 本2 m×2 m 跨聲速風(fēng)洞及法國(guó)S1 風(fēng)洞等，均采用連續(xù)式型式，表1 給出了國(guó)外部分同類風(fēng)洞性能指標(biāo)。表1 中，ΔCp為脈動(dòng)壓力系數(shù)，σMa為馬赫數(shù)均方根偏差值。為降低風(fēng)洞氣流脈動(dòng)、改善風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)并提高風(fēng)洞試驗(yàn)效率，0.6 m 風(fēng)洞設(shè)計(jì)采用了半柔壁噴管、低噪聲槽壁試驗(yàn)段、三段調(diào)節(jié)片加可調(diào)中心體式二喉道、指片嵌入式主流引射縫以及洞體回路降噪等新型技術(shù)[1-3]。風(fēng)洞總體性能參數(shù)如表2 所 示[4]。

表2 0.6 m 風(fēng)洞總體性能參數(shù)[4]Table 2 General performance of 0.6 m continuous tran-sonic wind tunnel[4]

圖1 0.6 m 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞Fig.1 0.6 m continuous transonic wind tunnel

國(guó)內(nèi)同類型的風(fēng)洞主要有：（1）西北工業(yè)大學(xué)NF-6 風(fēng)洞[5]，是中國(guó)首座可增壓連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，風(fēng)洞總壓范圍為100～550 kPa，試驗(yàn)段馬赫數(shù)范圍為0.20～1.0，配備液氮噴入系統(tǒng)風(fēng)洞具備一定降溫運(yùn)行能力。風(fēng)洞設(shè)計(jì)未采用柔壁噴管、低噪聲試驗(yàn)段及高性能二喉道等先進(jìn)技術(shù)；（2）中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-61 風(fēng)洞[6]，風(fēng)洞總壓范圍20～400 kPa，同時(shí)具備常規(guī)試驗(yàn)與結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)芰ΓＲ?guī)試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.15～1.6，同時(shí)配備開孔壁和開槽壁試驗(yàn)段。上述風(fēng)洞建成之后，在風(fēng)洞總體性能調(diào)試基礎(chǔ)上，均分別開展了試驗(yàn)段流場(chǎng)參數(shù)調(diào)試研究，通過風(fēng)洞運(yùn)行狀態(tài)調(diào)節(jié)、關(guān)鍵部段設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化以及各分系統(tǒng)性能參數(shù)調(diào)試，獲得了試驗(yàn)段較好的流場(chǎng)品質(zhì)，表現(xiàn)出了連續(xù)式風(fēng)洞的優(yōu)勢(shì)。為進(jìn)一步改善連續(xù)式跨聲速流場(chǎng)品質(zhì)，本文優(yōu)化了不同型式的試驗(yàn)段壁板參數(shù)（槽壁/孔壁），采取了洞體回路降噪、半柔壁噴管和二喉道聯(lián)合運(yùn)用、主流引射與駐室抽氣系統(tǒng)同步控制等措施[7-10]，并開展了相關(guān)試驗(yàn)研究，獲得試驗(yàn)段流場(chǎng)參數(shù)測(cè)試結(jié)果，為中國(guó)大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞研制與調(diào)試提供參考。流場(chǎng)參數(shù)調(diào)試研究?jī)?nèi)容主要包括：總壓和馬赫數(shù)控制精度、軸向馬赫數(shù)分布均勻性、試驗(yàn)段動(dòng)態(tài)流場(chǎng)品質(zhì)、標(biāo)模試驗(yàn)及流向角等。

表1 國(guó)外部分同類風(fēng)洞性能指標(biāo)Table 1 Performance index of some foreign continuous transonic wind tunnels

1 總壓和馬赫數(shù)控制精度

總壓和馬赫數(shù)多變量控制是0.6 m 風(fēng)洞的關(guān)鍵技術(shù)之一。其中，風(fēng)洞試驗(yàn)段馬赫數(shù)由壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速、第二喉道開度和駐室抽氣系統(tǒng)等共同調(diào)節(jié)控制；穩(wěn)定段總壓由增壓配氣系統(tǒng)調(diào)節(jié)閥、抽真空及排氣系統(tǒng)調(diào)節(jié)閥等調(diào)節(jié)控制。試驗(yàn)段馬赫數(shù)計(jì)算公式為

式中：Ma 為試驗(yàn)段氣流馬赫數(shù)；p0為穩(wěn)定段來流總壓；ps為試驗(yàn)段氣流靜壓。

由式（1）可見馬赫數(shù)（Ma）與穩(wěn)定段總壓（p0）密切相關(guān)，因而在二者的控制上存在較強(qiáng)的耦合性；另一方面，在對(duì)壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)節(jié)以控制馬赫數(shù)時(shí)，會(huì)帶來穩(wěn)定段總壓的明顯變化，這也加大了多變量控制難度。為提升總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度，首先開展壓縮機(jī)性能調(diào)試，實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)速0.3‰的控制精度，并采用風(fēng)洞第二喉道節(jié)流、駐室抽氣等輔助穩(wěn)壓手段，在優(yōu)化控制策略的基礎(chǔ)上，試驗(yàn)研究采取了分段變參數(shù)加模糊變參數(shù)PID 算法進(jìn)行總壓控制[11]，采取自適應(yīng)式預(yù)置、階梯逼近解耦、內(nèi)環(huán)穩(wěn)定觀測(cè)以及攻角姿態(tài)補(bǔ)償?shù)人惴ㄟM(jìn)行馬赫數(shù)控制[12]。試驗(yàn)結(jié)果顯示標(biāo)模試驗(yàn)單條極曲線時(shí)間縮短，常壓和增壓狀態(tài)下實(shí)現(xiàn)了風(fēng)洞穩(wěn)定段總壓控制精度優(yōu)于0.1%、試驗(yàn)馬赫數(shù)控制精度優(yōu)于0.001 的國(guó)際領(lǐng)先水平（圖2）[7]。

圖2 常壓狀態(tài)下總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度Fig.2 Control precision of total pressure and Mach number in ordinary pressure condition

研究發(fā)現(xiàn)，穩(wěn)定段總壓越低，風(fēng)洞總壓系數(shù)隨時(shí)間變化的波動(dòng)量越明顯，從而導(dǎo)致了在負(fù)壓狀態(tài)下總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度有所降低[13]。例如，當(dāng)穩(wěn)定段總壓為50 kPa 時(shí)，總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度分別下降到0.15%和0.001 5；當(dāng)穩(wěn)定段總壓為20 kPa 時(shí)，總壓控制精度下降至0.2%，在少數(shù)點(diǎn)（Ma=0.2、0.3）馬赫數(shù)控制精度超出0.002。經(jīng)分析，當(dāng)試驗(yàn)段雷諾數(shù)ReT＜5×105（參考長(zhǎng)度c 為0.1 倍當(dāng)量直徑）時(shí)，ReT對(duì)風(fēng)洞總壓控制精度和馬赫數(shù)控制精度存在明顯影響，ReT越低，總壓和馬赫數(shù)控制精度越差。主要原因是低雷諾數(shù)條件下，流經(jīng)壓縮機(jī)及風(fēng)洞回路相關(guān)部段（如擴(kuò)散段和拐角段等）的氣流發(fā)生分離現(xiàn)象，導(dǎo)致管路截面總壓分布均勻性和流動(dòng)穩(wěn)定性均受到影響，同時(shí)由于測(cè)量管路較長(zhǎng)，試驗(yàn)段駐室靜壓對(duì)總壓波動(dòng)響應(yīng)滯后，在二者的共同作用下造成了馬赫數(shù)控制精度的降低。

2 軸向馬赫數(shù)分布均勻性

試驗(yàn)段馬赫數(shù)分布主要受上游穩(wěn)定段氣流的均勻性、噴管和試驗(yàn)段當(dāng)?shù)財(cái)_動(dòng)等因素影響。通過優(yōu)化設(shè)計(jì)和方案改進(jìn)，0.6 m 風(fēng)洞回路部段流場(chǎng)基本控制在理想水平，進(jìn)而試驗(yàn)段當(dāng)?shù)財(cái)_動(dòng)對(duì)流場(chǎng)均勻性的影響起到了支配作用。試驗(yàn)段流場(chǎng)均勻性主要通過軸向馬赫數(shù)分布均方根偏差值σMa來反映。該值是通過安裝于試驗(yàn)段中心軸線上的軸向靜壓探測(cè)管進(jìn)行測(cè)量并計(jì)算處理得到[14]，試驗(yàn)段模型區(qū)為距試驗(yàn)段入口1 000～1 600 mm 范圍。

2.1 亞跨聲速范圍軸向馬赫數(shù)分布性能調(diào)試

跨聲速試驗(yàn)段流場(chǎng)均勻性（軸向馬赫數(shù)分布）是風(fēng)洞穩(wěn)態(tài)最重要的流場(chǎng)指標(biāo)，流場(chǎng)調(diào)節(jié)措施的對(duì)象主要包括：試驗(yàn)段壁板擴(kuò)開角、主流引射縫開度、壁板開閉比、駐室抽氣系統(tǒng)抽氣流量等。通過初步研究，穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)品質(zhì)主要與試驗(yàn)段壁板設(shè)計(jì)方案及設(shè)計(jì)參數(shù)相關(guān)。在流場(chǎng)數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上，針對(duì)不同通氣壁板型式（槽壁和孔壁）試驗(yàn)段開展了兩期試驗(yàn)驗(yàn)證及對(duì)比研究，試驗(yàn)段試驗(yàn)件照片如圖3 所示。第1 期主要針對(duì)槽壁和孔壁進(jìn)行試驗(yàn)對(duì)比；第2 期主要針對(duì)槽壁試驗(yàn)段開展設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化研究，通過改變槽型、調(diào)節(jié)開槽率、增加槽板厚度、槽壁加網(wǎng)等方案，以進(jìn)一步改善流場(chǎng)均勻性。

圖3 不同試驗(yàn)段壁板試驗(yàn)件照片F(xiàn)ig.3 Photos of perforated and slotted test sections

根據(jù)第1 期試驗(yàn)段試驗(yàn)件方案，測(cè)試得到具有代表性的四壁槽壁狀態(tài)軸向馬赫數(shù)分布曲線見圖4，可見當(dāng)Ma＜1.0 時(shí)，槽壁試驗(yàn)段馬赫數(shù)均方根偏差值σMa均優(yōu)于0.002 指標(biāo)要求，略優(yōu)于孔壁試驗(yàn)段；而Ma ≥1.0 時(shí)，孔壁試驗(yàn)段馬赫數(shù)均方根偏差值優(yōu)于槽壁試驗(yàn)段，均達(dá)到σMa＜0.008 指標(biāo)要求。結(jié)合馬赫數(shù)分布，分析產(chǎn)生上述現(xiàn)象的主要原因是槽壁試驗(yàn)段原設(shè)計(jì)方案為8 條槽、槽寬7.5 mm、槽深50 mm、開閉比10%，開閉比較大導(dǎo)致槽入口處產(chǎn)生較強(qiáng)的膨脹波，進(jìn)而引起試驗(yàn)段模型區(qū)內(nèi)流場(chǎng)波動(dòng)。

圖4 槽壁試驗(yàn)段軸向馬赫數(shù)分布（1 期試驗(yàn)）Fig.4 Axial distribution of Mach number in test section with slotted walls（The first stage test）

在上述試驗(yàn)基礎(chǔ)上，針對(duì)槽壁試驗(yàn)段開展了不同槽型及設(shè)計(jì)參數(shù)（開槽數(shù)、槽寬、槽深及開槽率等）優(yōu)化設(shè)計(jì)，試驗(yàn)件照片見圖3(b)。通過第2 期試驗(yàn)研究，獲得了全馬赫數(shù)范圍均滿足達(dá)標(biāo)流場(chǎng)的試驗(yàn)結(jié)果。圖5 給出了單邊6 條槽、槽寬6.2 mm、槽深150 mm、開閉比6.25%的上下槽壁壁試驗(yàn)段狀態(tài)下軸向馬赫數(shù)分布曲線，當(dāng)Ma≤1.0 時(shí)，σMa＜0.002；當(dāng)1.0＜Ma≤1.6 時(shí)，σMa＜0.006?？?見，優(yōu)化后的開槽壁試驗(yàn)段流場(chǎng)均勻性參數(shù)達(dá)到國(guó)內(nèi)外跨超聲速風(fēng)洞先進(jìn)水平。

圖5 槽壁試驗(yàn)段軸向馬赫數(shù)分布（2 期試驗(yàn)）Fig.5 Axial distribution of Mach number in test section with slotted walls（The second stage test）

2.2 低超聲速范圍軸向馬赫數(shù)分布性能調(diào)試

為實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞低超聲速范圍內(nèi)（1.4≤Ma≤1.6）均勻穩(wěn)定流場(chǎng)，0.6 m 風(fēng)洞設(shè)計(jì)了2 種方案:通氣壁試驗(yàn)段方案和實(shí)壁試驗(yàn)段方案。

針對(duì)通氣壁試驗(yàn)段方案，前期調(diào)試結(jié)果顯示，孔壁和槽壁試驗(yàn)段均能達(dá)到σMa≤0.008（1.0≤Ma≤1.6）的設(shè)計(jì)要求（圖5），驗(yàn)證了通過通氣壁試驗(yàn)段（孔壁或槽壁）實(shí)現(xiàn)低超聲速范圍流場(chǎng)試驗(yàn)的可行性。但試驗(yàn)結(jié)果也發(fā)現(xiàn)，實(shí)現(xiàn)相同的試驗(yàn)段馬赫數(shù)，通氣壁試驗(yàn)段壓力損失較大，需要的壓縮機(jī)壓比更高，消耗功率更大。

針對(duì)實(shí)壁試驗(yàn)段方案，0.6 m 風(fēng)洞設(shè)計(jì)采取超聲速噴管型面，對(duì)Ma 分別為1.4、1.5 和1.6 的超聲速流場(chǎng)進(jìn)行了調(diào)試研究。主要方法是通過噴管動(dòng)調(diào)，使噴管出口菱形區(qū)(模型區(qū))中心線馬赫數(shù)分布達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。動(dòng)調(diào)試驗(yàn)采用實(shí)驗(yàn)影響法，其基本出發(fā)點(diǎn)是通過實(shí)驗(yàn)獲得選定撐桿的影響曲線，即所選撐桿的單位微小變化所引起的核心流各測(cè)量點(diǎn)的馬赫數(shù)變化量，并利用選定撐桿組的全部影響曲線，通過一定的數(shù)學(xué)運(yùn)算，使得噴管型面得到理論上的最佳修正。半柔壁噴管結(jié)構(gòu)示意圖如圖6 所示，噴管型面調(diào)節(jié)主要通過第3#、4#、5#電動(dòng)撐桿行程調(diào)節(jié)來實(shí)現(xiàn)。

圖6 半柔壁噴管結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Structure layout of semi-flexible nozzle

經(jīng)過動(dòng)調(diào)后，Ma 分別為1.4、1.5 和1.6 的超聲速流場(chǎng)大幅度提高，第一菱形區(qū)流場(chǎng)品質(zhì)滿足國(guó)軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)要求[7]，測(cè)試結(jié)果見表3。然而前期風(fēng)洞總體設(shè)計(jì)考慮到亞跨超聲速試驗(yàn)段長(zhǎng)度的一致性（通氣壁試驗(yàn)段與實(shí)壁試驗(yàn)段設(shè)計(jì)共用模型支架段，模型區(qū)位置相同），0.6 m 風(fēng)洞超聲速模型區(qū)位于第二與第三菱形區(qū)之間，因此超聲速模型區(qū)流場(chǎng)品質(zhì)有所下降，下一步將通過超聲速噴管與超聲速實(shí)壁試驗(yàn)段連接處的型面曲率連續(xù)性問題的解決來改善模型區(qū)馬赫數(shù)均勻性。

表3 風(fēng)洞超聲速流場(chǎng)實(shí)測(cè)結(jié)果Table 3 Measurement results of supersonic flow quality

3 試驗(yàn)段動(dòng)態(tài)流場(chǎng)品質(zhì)

試驗(yàn)段動(dòng)態(tài)流場(chǎng)參數(shù)（氣流脈動(dòng)）越來越受到重視。在跨超聲速風(fēng)洞中，氣流脈動(dòng)主要包括速度脈動(dòng)（湍流度）和壓力脈動(dòng)（噪聲），它們都對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)有很大影響，特別是對(duì)非定常試驗(yàn)及邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)等[15]。因此，風(fēng)洞設(shè)計(jì)時(shí)必須使它們達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。在連續(xù)式跨超聲速風(fēng)洞中，試驗(yàn)段的氣流脈動(dòng)主要來源于壓縮機(jī)、二喉道、擴(kuò)散段和試驗(yàn)段本身。

3.1 噪聲性能調(diào)試

試驗(yàn)段噪聲通常采用脈動(dòng)壓力系數(shù)ΔCp來表示，0.6 m 風(fēng)洞ΔCp通過安裝于試驗(yàn)段中心流10°錐上的脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量得到。為達(dá)到ΔCp＜0.8%的指標(biāo)要求，首先要隔離來自試驗(yàn)段上、下游兩個(gè)方向噪聲的影響，需要通過對(duì)不同頻率范圍的噪聲源（壓縮機(jī)、通氣壁試驗(yàn)段等）采取相適應(yīng)的降噪措施來實(shí)現(xiàn)。因此，試驗(yàn)研究一方面采取被動(dòng)降噪方式，通過風(fēng)洞沿程回路吸聲處理，消除壓縮機(jī)噪聲對(duì)試驗(yàn)段的影響；另一方面采取主動(dòng)降噪方式，在壓縮機(jī)設(shè)計(jì)中采用較低轉(zhuǎn)速和盡量降低葉尖速度，通過試驗(yàn)段自身設(shè)計(jì)方案優(yōu)化降低噪聲。

首先，針對(duì)0.6 m 風(fēng)洞壓縮機(jī)出口噪聲偏高的問題，在風(fēng)洞回路中對(duì)壓縮機(jī)尾罩部段、第四拐角段分別采取了微穿孔板吸聲降噪措施，使得試驗(yàn)段來流噪聲達(dá)到預(yù)期水平。針對(duì)壓縮機(jī)尾罩段，采取3 層微穿孔板降噪方案，外層微穿孔板厚度0.8 mm，開孔直徑0.8 mm，開孔率2%，中間微穿孔板厚度0.8 mm，開孔直徑0.8 mm，開孔率1%；針對(duì)第四拐角段，采用吸聲結(jié)構(gòu)與導(dǎo)流片組合設(shè)計(jì)，導(dǎo)流片采用彎板形式，導(dǎo)流片內(nèi)部填充吸聲材料。導(dǎo)流片為框架加蒙皮結(jié)構(gòu)，其中蒙皮既是導(dǎo)流片的型面又兼作吸聲結(jié)構(gòu)的護(hù)面板。采取降噪措施后，試驗(yàn)測(cè)試第四拐角段最小降噪量超過10 dB（圖7），壓縮機(jī)尾罩段降噪量超過5 dB，可見風(fēng)洞回路部段采用微穿孔板方案在較寬頻率范圍內(nèi)起到了良好的吸聲效果，為試驗(yàn)段噪聲指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)提供了背景條件。

其次，針對(duì)試驗(yàn)段本身開展降噪設(shè)計(jì)。試驗(yàn)段自身噪聲主要包括邊界層噪聲、試驗(yàn)段擴(kuò)張形成的噴注噪聲、通氣壁（開槽/開孔）的駐室回流、再入?yún)^(qū)噪聲，開孔壁面存在的斜孔邊棱音[16]，此外一些通氣壁試驗(yàn)段中還存在壁孔-風(fēng)洞共振產(chǎn)生的噪聲等。本文主要研究通過不同通氣壁型式（開孔或開槽）及不同設(shè)計(jì)參數(shù)（開閉比、開槽數(shù)目、槽深等）的主動(dòng)降噪措施進(jìn)行噪聲性能對(duì)比試驗(yàn)，測(cè)得不同馬赫數(shù)下典型的脈動(dòng)壓力系數(shù)如圖8 所示。由圖8 可見開槽壁試驗(yàn)段噪聲明顯低于開孔壁試驗(yàn)段，而且當(dāng)0.5≤Ma≤0.9 時(shí)，通過二喉道節(jié)流措施可以大大改善試驗(yàn)段噪聲水平，起到了抑制下游噪聲前傳至試驗(yàn)段的作用。同時(shí)試驗(yàn)研究還發(fā)現(xiàn)，對(duì)于開槽壁試驗(yàn)段，在開閉比保持不變的情況下，增加開槽的數(shù)量可降低氣流的壓力脈動(dòng)水平，槽壁加網(wǎng)后可進(jìn)一步降低氣流壓力脈動(dòng)。

圖7 第四拐角段降噪效果Fig.7 Noise reduction level with acoustic treatments in the fourth corner

圖8 試驗(yàn)段核心流噪聲測(cè)試結(jié)果Fig.8 Results of core flow noise in test section

圖8 中低馬赫數(shù)范圍（0.2≤Ma≤0.5）ΔCp明顯偏高主要是由于低馬赫數(shù)狀態(tài)二喉道節(jié)流調(diào)節(jié)范圍有限，試驗(yàn)段下游噪聲（壓縮機(jī)及再導(dǎo)入段等）前傳所致。這將通過相關(guān)部段方案優(yōu)化和設(shè)計(jì)參數(shù)改進(jìn)（如第一拐角段采取吸聲降噪處理），從而降低試驗(yàn)段下游部段噪聲對(duì)試驗(yàn)段流場(chǎng)的影響。

3.2 湍流度測(cè)試

湍流度是表征氣流速度脈動(dòng)的動(dòng)態(tài)流場(chǎng)參數(shù)，風(fēng)洞試驗(yàn)段湍流度指標(biāo)主要通過穩(wěn)定段整流裝置及收縮段等設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)。從熱線風(fēng)速儀測(cè)試技術(shù)成熟度和測(cè)量數(shù)據(jù)可靠性考慮，首先對(duì)0.6 m 風(fēng)洞低速部段沿程進(jìn)行了湍流度測(cè)量，具體包括換熱器、第四拐角段和穩(wěn)定段前后。

熱線風(fēng)速儀測(cè)試結(jié)果見表4。0.6 m 風(fēng)洞大開角段出口（換熱器入口）湍流度較高，而換熱器對(duì)氣流速度脈動(dòng)起到了很好的衰減作用，氣流經(jīng)過第四拐角段后湍流度又大幅增大，主要是由于第四拐角段導(dǎo)流片采取吸聲降噪措施設(shè)計(jì)后，導(dǎo)流片弦長(zhǎng)取得過大，導(dǎo)致穩(wěn)定段入口氣流脈動(dòng)較大。穩(wěn)定段安裝1 層蜂窩器和3 層阻尼網(wǎng)對(duì)湍流度的衰減作用與工程估算結(jié)果吻合良好。根據(jù)該來流湍流度結(jié)果及收縮段設(shè)計(jì)參數(shù)推算，試驗(yàn)段湍流度大約為0.2%左右，若增加風(fēng)洞設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)留的2 層阻尼網(wǎng)，試驗(yàn)段湍流度可達(dá)到0.05%。

表4 低速部段湍流度測(cè)試結(jié)果Table 4 Testing results of turbulivity in low speed sec-tions

4 標(biāo)模試驗(yàn)及流向角

完成風(fēng)洞流場(chǎng)校測(cè)后，針對(duì)不同壁板型式試驗(yàn)段開展了標(biāo)模試驗(yàn)，并在不同穩(wěn)定段總壓狀態(tài)下對(duì)標(biāo)模測(cè)力數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度進(jìn)行了比較，同時(shí)測(cè)得了試驗(yàn)段平均氣流偏角。

在常壓狀態(tài)下，GBM—04A 標(biāo)模試驗(yàn)結(jié)果表明，槽壁試驗(yàn)段和孔壁試驗(yàn)段試驗(yàn)結(jié)果具有良好的精準(zhǔn)度水平，數(shù)據(jù)精度都達(dá)到了國(guó)軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)[7]。相同馬赫數(shù)時(shí)，相對(duì)常壓和增壓狀態(tài)，總壓20 kPa 的負(fù)壓工況由于存在低雷諾數(shù)效應(yīng)，如圖9～10 所示，升力線斜率CLα及零升阻力CD0差異顯著，CLα減小2%～14%，阻力增大10%～12%，Re越小，差異越大。增壓試驗(yàn)結(jié)果與常壓試驗(yàn)結(jié)果基本一致，其中升力線吻合較好，CD0有一定程度的減小。同時(shí)發(fā)現(xiàn)，相對(duì)于四壁孔壁試驗(yàn)，槽壁試驗(yàn)段表現(xiàn)出一定程度的自由邊界效應(yīng)，而上下孔壁左右實(shí)壁試驗(yàn)段則表現(xiàn)出一定的實(shí)壁邊界效應(yīng)，如圖11 所示。因此，對(duì)不同型式和不同開閉比試驗(yàn)段，有待針對(duì)其流場(chǎng)均勻性、噪聲和洞壁干擾特性開展綜合性能優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

對(duì)試驗(yàn)段氣流偏角，通過標(biāo)模正反裝的方式測(cè)得各馬赫數(shù)狀態(tài)下平均流向角優(yōu)于0.1°；通過五孔探針測(cè)得試驗(yàn)段中心流點(diǎn)流向角度優(yōu)于0.2°。目前，由于跨超聲速流動(dòng)中方向場(chǎng)探針的測(cè)試和校準(zhǔn)受到激波和邊界層的干擾，數(shù)據(jù)辨識(shí)難度較大，中國(guó)在高速流場(chǎng)的點(diǎn)流向測(cè)試技術(shù)方面還處于探索和完善階段，下一步將通過方向場(chǎng)探針排架測(cè)試試驗(yàn)段截面上點(diǎn)流向分布，進(jìn)一步提高數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度。

圖9 Rec對(duì)CLα的影響（參考長(zhǎng)度c=0.174 m）Fig.9 Influence of Rec on CLα(Reference length c=0.174 m)

圖10 Rec對(duì)CD0的影響（參考長(zhǎng)度c=0.174 m）Fig.10 Influence of Rec on CD0(Reference length c=0.174 m)

圖11 不同類型試驗(yàn)段CLα隨Ma 變化Fig.11 Relationship between CLα and Ma in different test sec-tions

5 結(jié) 論

通過0.6 m 風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)參數(shù)調(diào)試研究，驗(yàn)證了連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞總體布局及半柔壁噴管、調(diào)節(jié)片加中心體式第二喉道、低阻損高效率換熱器等部段創(chuàng)新性設(shè)計(jì)方案的可行性。同時(shí)通過改進(jìn)槽壁試驗(yàn)段的設(shè)計(jì)參數(shù)，減弱了產(chǎn)生低超聲速流場(chǎng)加速區(qū)的過膨脹，提高了軸向馬赫數(shù)分布均勻性；通過對(duì)壓縮機(jī)尾罩和第四拐角段進(jìn)行消聲處理，有效抑制了壓縮機(jī)前傳噪聲對(duì)試驗(yàn)段的影響；第二喉道節(jié)流運(yùn)行的方式，提升了試驗(yàn)段的噪聲水平。獲得的流場(chǎng)品質(zhì)參數(shù)表明，風(fēng)洞總壓和馬赫數(shù)控制精度、流場(chǎng)均勻性和穩(wěn)定性、試驗(yàn)段噪聲和湍流度以及標(biāo)模試驗(yàn)結(jié)果均優(yōu)于國(guó)內(nèi)現(xiàn)有跨聲速風(fēng)洞，達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平，為中國(guó)大型連續(xù)式跨超聲速風(fēng)洞研制提供了參考。