榮 臻，胡文杰，邱云龍，張玉劍，王亦莊，江中正，陳偉芳

（浙江大學航空航天學院，浙江杭州 310027）

0 引 言

高超聲速飛行器是我國航空航天領域的主戰(zhàn)裝備和重要研究領域，設計建設可滿足高超聲速復雜流動控制機理研究和計算方法驗證需求的風洞實驗系統(tǒng)是推動基礎原始創(chuàng)新、解決國家重大需求問題的重要舉措。常規(guī)高超聲速風洞一般指模擬馬赫數(shù)范圍5～10、工作介質為干燥純凈空氣且工作時間大于10 s的高超聲速風洞，是研究與發(fā)展高超聲速空氣動力學及航天飛行器（如運載火箭、導彈武器及天地往返運輸系統(tǒng)等）的重要地面模擬設備，試驗時間長，氣流穩(wěn)定性好，測量方法和試驗結果都比較可靠。隨著我國載人航天和高超聲速武器的迅猛發(fā)展，國內(nèi)建設了成系列成規(guī)模的常規(guī)高超聲速風洞群，主要布局在中國空氣動力研究與發(fā)展中心和中國航天空氣動力技術研究院，其他科研機構和高校也陸續(xù)建成具有各自特色的常規(guī)高超聲速風洞，見表1。

表1 國內(nèi)常規(guī)高超聲速風洞列表（部分）［6-9］Tab.1 Domestic conventional hypersonic wind tunnel（in part）

浙江大學120高超聲速風洞建于2018年，是浙江省內(nèi)第一座高超聲速風洞，主要承擔浙江大學高超聲速空氣動力學科學研究和實驗教學任務，具備飛行器氣動力測量、氣動熱研究、表面壓力分布測量、流場顯示等教學和實驗研究能力，可進行飛行器氣動力熱特性、湍流結構及激波邊界干擾、氣動光學以及稀薄氣體效應等方面的科學研究，成為航空宇航學科發(fā)展的重要技術設備支撐。

1 高超聲速風洞總體方案及主要的性能參數(shù)

1.1 總體方案

風洞系統(tǒng)組成如圖1所示。該風洞采用吹-吸氣方式運行，通過更換噴管喉道實現(xiàn)各馬赫數(shù)運行；采用蓄熱式電加熱器加熱氣體，提高來流總溫，以防止實驗氣體在試驗段冷凝?；緟?shù)指標如下：馬赫數(shù)范圍5、6、7，軸對稱噴管，噴管出口直徑120 mm，總溫400～700 K，總壓范圍為0.2～2.0 MPa，風洞有效運行時間不少于10 s，具體主要部件參數(shù)如表2所示。風洞主要部件包括穩(wěn)定段、Laval 噴管、實驗段和擴壓段，其他組成部分還有空氣壓縮機、除油除塵器、儲氣罐、高壓管路、壓力表、各類閥門（調(diào)壓閥、截止閥、減壓閥、電磁閥、快速閥等）、加熱器、高壓軟管、收集器、真空閘閥、真空罐、真空泵和數(shù)采控制系統(tǒng)等。

表2 Φ120高超聲速風洞性能參數(shù)Tab.2 Performance parameters of Φ120 hypersonic wind tunnel

圖1 Φ120高超聲速風洞布局示意圖Fig.1 Sketch of Φ120 hypersonic wind tunnel layout

1）噴管設計

噴管采用六次Bézier 曲線進行氣動型面設計，即特征線法獲取無粘型面后，進行邊界層修正獲得噴管物理型面。型面噴管的設計計算假定：噴管內(nèi)流動是理想流動，然后修正氣體的粘性影響。通過反復計算，獲得噴管內(nèi)型面特征曲線，其中馬赫數(shù)5的噴管型面曲線及空間壓力分布圖如圖2（a）所示，噴管和實驗段連接如圖2（b）所示。由于噴管質量和體積不大，每次更換噴管選擇整體拆裝，壁面噴管部件連接處出現(xiàn)裝配誤差。

圖2 Φ120高超聲速風洞噴管Fig.2 The nozzle of Φ120 hypersonic wind tunnel

2）穩(wěn)定段

穩(wěn)定段要求要合理選擇和布置消聲、消減湍流度組件，達到較高的流動品質，減少穩(wěn)定段前方由于管道和閥門引起的噪聲擾動。根據(jù)常規(guī)高超聲速風洞品質的要求，穩(wěn)定段后流場總壓脈動要求小于1%，速度脈動值小于1%。穩(wěn)定段由擴散段、中心錐、多孔吸音板、阻尼網(wǎng)、穩(wěn)定段體、壓力傳感器、溫度傳感器構成。轉接段為大角度擴散段，內(nèi)裝置孔錐，防止氣流分離，促進氣流分布均勻和改善進入穩(wěn)定段的來流品質。穩(wěn)定段選擇后段截面設置安裝總溫傳感器、總壓傳感器、探頭等測量元件，用來測量穩(wěn)定段氣流參數(shù)、脈動狀態(tài)及其衰減過程，如圖3所示。穩(wěn)定段要在固定時間內(nèi)清理阻尼網(wǎng)上沉積的來流雜質，以保證良好的來流品質。

圖3 穩(wěn)定段Fig.3 The stilling chamber

3）實驗段

實驗段是高超聲速風洞系統(tǒng)的核心，所有設備的設計目標都是為成功實現(xiàn)實驗段的設計指標要求。實驗段采用自由邊界式實驗艙，如圖4（a）所示，艙內(nèi)尺寸為長1 000 mm、寬600 mm、高650 mm。實驗艙上方及兩側設有150 mm 光學觀察窗口，便于流動顯示和應用非接觸式測量技術。風洞模型攻角機構采用固定式和快速投放兩種方式，適用于常規(guī)測力測壓和測熱試驗，模型支架機構可手動調(diào)整高度并實現(xiàn)軸向自動移動，角度機構和調(diào)節(jié)范圍分別為-15°～15°，如圖4（b）所示。實驗運行的總壓與總溫變化曲線如圖5所示，來流馬赫數(shù)為7，從圖5中可以看到該次運行來流總壓為0.72 MPa，總溫為563 K，有效運行時間約為12 s。

圖4 實驗段及模型支架Fig.4 The test section and model support

圖5 實驗運行參數(shù)變化曲線Fig.5 The changes of experimental running parameters

2 高超聲速風洞流場校測和標模測力試驗

實驗段內(nèi)的流場特性是衡量風洞性能的重要標志，新建成的風洞都需要開展流場校測，以分析風洞實際流場參數(shù)是否達到設計要求。該風洞在安裝調(diào)試過程中開展了詳細速度場流場校測，經(jīng)計算得出了各截面的平均馬赫數(shù)、噴管的實際馬赫數(shù)和流場均勻區(qū)范圍。為了綜合評定風洞的性能、方向場流場品質和試驗數(shù)據(jù)的精度和不確定度，采用AGARD HB-2標模進行了風洞測力試驗，并與國內(nèi)現(xiàn)有風洞的測力試驗結果進行了對比分析。

2.1 速度場校測

1）總壓排架

采用總壓一字型排架對噴管各截面馬赫數(shù)分布進行測量。一字排架截面可垂直/水平置于風洞試驗段，安裝在風洞移測機構上，實驗過程中為了提高試驗效率排架可沿風洞軸線移動，移動范圍為距噴管出口0～80 mm。一字排架上共設置23 個總壓測點，有效測量范圍為100 mm，總壓一字排架測點分布圖及風洞內(nèi)安裝見圖6?？倝号偶芮岸松斐?3 根外徑1.2 mm/內(nèi)徑1 mm 的不銹鋼管，用于測量波后總壓，根據(jù)正激波關系式和來流總壓計算對應位置的流場馬赫數(shù)。具體計算公式如下：

圖6 總壓耙結構與安裝圖Fig.6 Structure and installation of the total pressure rake

式中：為波后總壓；P為來流總壓。

2）電子掃描閥和紋影儀

風洞配套ESP-32HD 電子掃描閥系統(tǒng)進行壓力測量。ESP 壓力掃描閥是由硅壓阻式壓力傳感器陣列組成的微型電子壓差測量單元，測壓量程為15 psi，采集通道數(shù)為32 路，采集頻率高達50 kHz，測量精度為±0.03%F.S.。風洞實驗時采用WWY-150 紋影儀系統(tǒng)進行流場顯示，紋影系統(tǒng)可視口徑為150 mm，典型紋影結果如圖7所示。壓力測量采集模塊與壓力掃描閥和PC 相連，實現(xiàn)數(shù)據(jù)采集及傳輸功能。

圖7 總壓耙在Ma=5狀態(tài)下的紋影圖Fig.7 Schlieren figure of the total pressure rake at Ma=5

校測截面共設置5 個，在距噴管出口0～80 mm內(nèi)每間隔20 mm 設置一處。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)確定模型試驗流場均勻區(qū)范圍、均勻區(qū)平均馬赫數(shù)、均勻區(qū)內(nèi)最大馬赫數(shù)偏差、均勻區(qū)馬赫數(shù)分布均方根偏差等。

流場校測結果如表3所示。流場校測結果顯示5.0/6.0/7.0 噴管的均勻區(qū)直徑超過90 mm，均勻區(qū)平均馬赫數(shù)分別為5.07、6.05和6.94，均方根偏差分別為0.018、0.015 和0.023，均勻區(qū)軸向馬赫數(shù)梯度分別為0.021、0.016 和0.031，上述關鍵指標全部達到GJB1179A-2012 合格指標，部分指標達到GJB1179A-2012先進指標。

表3 流場測試主要結果Tab.3 Main results of flow field calibration

2.2 標模測力試驗

對于常規(guī)高超聲速風洞，通常采用AGARD HB-2標模進行風洞綜合性能評定試驗，綜合評定風洞的流場品質和數(shù)據(jù)測量采集處理系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠程度。

1） 標模

AGARD HB-2 標模是彈道式導彈布局的典型方案（鈍錐-柱-裙組合體），在高超聲速風洞中的繞流流場具有代表性，本文選取AGARD HB-2 作為氣動力測量的標模，圖8展示了AGARD HB-2標模的尺寸及其與測力天平的裝配方式。

圖8 AGARD HB-2測力模型結構（單位：mm）Fig.8 Structure of the AGARD HB-2 model（unit：mm）

2） 測力天平

測力天平為六分量桿式應變天平，通過單支桿內(nèi)式天平尾撐與標模連接，天平的直徑為10 mm，長度為90 mm。天平各分量的量程和測量精度如表4所示，其中，滾轉力矩M、偏航力矩M、俯仰力矩M、法向力、側向力采用單柱梁元件進行測量，軸向力采用三片梁結構進行測量。

表4 天平各項的測量指標Tab.4 Indices of the balance

3） 標模測力試驗內(nèi)容

標模測力試驗攻角范圍α=0、±2、±4（°），來流馬赫數(shù)為5，測試總溫約為420 K，測試總壓約為0.3～0.5 MPa。取7 次重復吹風試驗結果進行分析。圖9展示了=5 標模試驗的紋影照片，從圖中可以清晰地看到HB-2模型頭部和柱裙拐角處的激波結構。

圖9 Ma=5時AGARD HB-2標模紋影照片F(xiàn)ig.9 Schlieren photographs of AGARD HB-2 model at Ma=5.0

4） 標模試驗結果

標模測力試驗結果表明，AGARD HB-2 測力標模的軸向力系數(shù)與法向力系數(shù)試驗測量結果的重復性較好，軸向力系數(shù)7 次重復性測量的均方根偏差不超過0.009，法向力系數(shù)7 次重復性測量的均方根偏差不超過0.004。表5展示了本文試驗測量結果與數(shù)值計算結果以及GJB4399-2002 中HB-2測力結果參考值的對比結果。其中，數(shù)值計算采用的是本團隊自主開發(fā)的大型空氣動力學計算軟件GRAND，該軟件的計算準確性已在團隊前期公開發(fā)表的成果中得到驗證。如表5所示，AGARD HB-2 標模在120 高超聲速風洞中軸向力與法向力系數(shù)7 次測量結果的平均值與GRAND 程序計算結果以及GJB4399-2002 參考值吻合得較好。上述試驗結果表明120 高超聲速風洞在氣動力測量方面具有較好的可重復性和準確度，可滿足空氣動力學教學試驗、科學研究以及工程型號的氣動力測試需求。

表5 軸向力與法向力系數(shù)測量結果與GRNAD數(shù)值計算結果以及GJB4399-2002參考值的比較情況Tab.5 Comparison of axial force coefficient and normal force coefficient measurement results with numerical simulation results using GRAND and GJB4399-2002 reference results

4 結 論

1）120 高超聲速風洞各系統(tǒng)調(diào)試正常，風洞來流總溫、總壓、運行時間等完全達到設計要求和設計指標。

2）5.0/6.0/7.0 噴管的均勻區(qū)直徑超過90 mm，均勻區(qū)內(nèi)平均馬赫數(shù)分別為5.07、6.05和6.94，馬赫數(shù)均方根偏差分別為0.018、0.015 和0.023，軸向馬赫數(shù)梯度分別為0.021、0.016 和0.031。上述參數(shù)全部達到GJB1179A-2012 合格指標，部分參數(shù)達到GJB1179A-2012先進指標。

3）AGARD HB-2 標模測力結果與自研GRAND程序數(shù)值計算結果以及GJB4399-2002 中HB-2 測力結果參考值吻合得較好，證明了該風洞在氣動力測量方面具備較好的可重復性和準確度。

4）120 高超聲速風洞參數(shù)范圍較寬，可用于高超聲速空氣動力學教學試驗和高超聲速復雜流動機理、流動控制降熱減阻機制等前沿科學問題研究。