魏巍，馬護(hù)生,*，周曉剛，吳軍強(qiáng)，彭強(qiáng)，任澤斌

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空天技術(shù)研究所，綿陽(yáng) 621000

2. 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(yáng) 621000

3. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000

4. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計(jì)與測(cè)試技術(shù)研究所，綿陽(yáng) 621000

0 引 言

隨著現(xiàn)代長(zhǎng)航時(shí)戰(zhàn)略無(wú)人偵察和察打一體逐漸成為信息化作戰(zhàn)的新形式，飛行器飛行高度已經(jīng)接近臨近空間（h≥20 km）。一方面，這要求飛行器具有更長(zhǎng)的航程與航時(shí)，具備更寬的飛行速度范圍動(dòng)力系統(tǒng)能夠適應(yīng)更廣的飛行包線(xiàn)；另一方面，滯空時(shí)間及燃油消耗指標(biāo)要求使得飛行器速度范圍左邊界越來(lái)越接近高空小表速，導(dǎo)致以渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的發(fā)動(dòng)機(jī)部件的雷諾數(shù)（Re）降至104量級(jí)。高空、低速、小尺度將會(huì)導(dǎo)致低雷諾數(shù)效應(yīng)，使得航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力減小、耗油率上升[1-2]。航空葉輪機(jī)內(nèi)部會(huì)因低雷諾數(shù)工作環(huán)境而產(chǎn)生復(fù)雜的流動(dòng)分離、轉(zhuǎn)捩、激波/邊界層干涉等物理現(xiàn)象，渦輪葉片冷卻與換熱特性、風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片邊界層發(fā)展、尾跡摻混、泄漏與分離渦演化發(fā)展等非定常流動(dòng)現(xiàn)象嚴(yán)重偏離高雷諾數(shù)時(shí)的設(shè)計(jì)特征，從而影響飛行器的高空性能。另外，民用航空飛行器對(duì)經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性的追求使得渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比不斷增大，需要消耗更多低壓渦輪部件功率以支撐風(fēng)扇部件的氣流減速增壓過(guò)程，導(dǎo)致低壓渦輪部件的雷諾數(shù)較低[3]，氣動(dòng)性能對(duì)雷諾數(shù)最為敏感。因此，雷諾數(shù)已經(jīng)成為影響先進(jìn)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能的一個(gè)重要因素。

國(guó)外學(xué)者在20 世紀(jì)50 年代的低速模擬試驗(yàn)中[4]就已經(jīng)發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)是影響平面葉柵氣動(dòng)性能的一個(gè)重要因素。試驗(yàn)研究表明：隨著雷諾數(shù)降低，葉片表面會(huì)出現(xiàn)層流分離氣泡、分離氣泡增長(zhǎng)并破碎的物理現(xiàn)象，葉片總壓損失也會(huì)急劇增加。至20 世紀(jì)70 年代，國(guó)外完成了大量低速和高速平面葉柵風(fēng)洞的建設(shè)，系統(tǒng)研究了C4 葉型、NACA65 系列葉型、雙圓弧葉型、拋物–圓弧中線(xiàn)葉型等低速氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)變化的規(guī)律[5-6]。高速試驗(yàn)方面，文獻(xiàn)[7]介紹了20 座英國(guó)高速平面葉柵風(fēng)洞和14 座美國(guó)高速葉柵風(fēng)洞，其中有7 座具備雷諾數(shù)和馬赫數(shù)（Ma）獨(dú)立調(diào)節(jié)的試驗(yàn)?zāi)芰?。德?guó)宇航院高速葉柵風(fēng)洞[8]的試驗(yàn)艙壓力可低至4 kPa，具備開(kāi)展來(lái)流馬赫數(shù)低于1.0 的平面葉柵變雷諾數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰Γ议L(zhǎng)雷諾數(shù)低至2.0×105m–1，能滿(mǎn)足大部分壓氣機(jī)和渦輪葉柵低雷諾數(shù)試驗(yàn)需求。這些高性能試驗(yàn)平臺(tái)支撐了國(guó)外先進(jìn)葉型氣動(dòng)設(shè)計(jì)的研究[9-10]和雷諾數(shù)效應(yīng)影響的模型[11-13]發(fā)展。隨著先進(jìn)壓氣機(jī)葉型設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展，葉型設(shè)計(jì)已經(jīng)由C4 葉型、NACA 系列葉型向能精細(xì)控制葉型表面壓力梯度的可控?cái)U(kuò)散葉型和計(jì)算機(jī)優(yōu)化葉型發(fā)展[14]，發(fā)動(dòng)機(jī)的高空適應(yīng)性已經(jīng)要求葉輪機(jī)葉型具備高空低雷諾數(shù)適應(yīng)性[15-17]，這需要依靠先進(jìn)的風(fēng)洞試驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行技術(shù)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證。

平面葉柵風(fēng)洞是研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)葉輪機(jī)部件葉型/葉柵空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)問(wèn)題的主要手段之一，是與發(fā)展以試驗(yàn)為基礎(chǔ)的航空葉輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)體系嚴(yán)密契合的基礎(chǔ)研究型試驗(yàn)平臺(tái)，在先進(jìn)航空葉輪機(jī)葉型/葉柵氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法驗(yàn)證、基礎(chǔ)試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)建設(shè)、設(shè)計(jì)體系模型發(fā)展與完善、先進(jìn)CFD技術(shù)驗(yàn)證等方面發(fā)揮著重要作用。國(guó)內(nèi)目前具有一定規(guī)模的平面葉柵試驗(yàn)?zāi)芰?，可通過(guò)低速模擬[18]、減小特征尺寸以及一定的抽吸節(jié)流[19]降低雷諾數(shù)，但亞/跨聲速試驗(yàn)的低雷諾數(shù)模擬能力不足，具備超聲速試驗(yàn)?zāi)芰Φ脑O(shè)備少，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍窄，且存在背壓調(diào)節(jié)能力不足的問(wèn)題，難以滿(mǎn)足未來(lái)高空工作環(huán)境中高效率、高負(fù)荷航空葉輪機(jī)葉型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證需求。為補(bǔ)足能力短板、完善我國(guó)平面葉柵試驗(yàn)設(shè)備體系，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）建設(shè)了一座能夠獨(dú)立調(diào)節(jié)雷諾數(shù)和馬赫數(shù)的變密度平面葉柵風(fēng)洞，其試驗(yàn)馬赫數(shù)在0.3～1.8 范圍內(nèi)可調(diào)，試驗(yàn)段尺寸為190 mm（高）×445 mm（寬），具備開(kāi)展亞/跨/超聲速航空葉輪機(jī)葉型/葉柵雷諾數(shù)效應(yīng)基礎(chǔ)研究、葉型設(shè)計(jì)方法試驗(yàn)驗(yàn)證、葉輪機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)體系經(jīng)驗(yàn)損失模型研究等試驗(yàn)?zāi)芰?，可為先進(jìn)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研制提供重要試驗(yàn)平臺(tái)和技術(shù)支撐。

1 總體氣動(dòng)方案

1.1 變雷諾數(shù)試驗(yàn)原理

由空氣動(dòng)力學(xué)相似理論可知，若物體繞流運(yùn)動(dòng)中兩個(gè)物體上任何相似點(diǎn)處的速度比、壓強(qiáng)比、溫度比等參數(shù)在任意時(shí)刻保持相同，則兩個(gè)流場(chǎng)的流動(dòng)是相似的。平面葉柵試驗(yàn)建立在相似理論的基礎(chǔ)上。在滿(mǎn)足幾何相似、運(yùn)動(dòng)相似和動(dòng)力相似的情況下，若需試驗(yàn)?zāi)M流動(dòng)與真實(shí)流動(dòng)處于相似狀態(tài)，就要保證幾何相似、流場(chǎng)對(duì)應(yīng)點(diǎn)速度三角形一致、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)相等。在高雷諾數(shù)流動(dòng)范圍內(nèi)，黏性力相對(duì)于慣性力太弱，流動(dòng)受黏性力影響很小，雷諾數(shù)相等不再成為一個(gè)相似準(zhǔn)則，流動(dòng)被認(rèn)為進(jìn)入“自?；眳^(qū)；在低雷諾數(shù)范圍內(nèi)，氣流黏性增強(qiáng)，雷諾數(shù)影響不可忽略。

雷諾數(shù)由氣流密度ρ、速度v、動(dòng)力黏度μ和特征尺寸l 決定。雷諾數(shù)受氣流密度影響較大，而飛行高度是影響氣流密度的重要參數(shù)。大型民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行高度在10 km 左右時(shí)，氣流壓力僅為海平面大氣壓力的26.1%，密度為海平面大氣的33.7%；美國(guó)“全球鷹”無(wú)人偵察機(jī)飛行高度為20 km[20]時(shí)，氣流壓力僅為海平面大氣壓力的5.4%，密度為海平面大氣的7.2%?？梢?jiàn)飛行高度增加導(dǎo)致的大氣密度降低是引起發(fā)動(dòng)機(jī)雷諾數(shù)降低的主要原因之一。其他降低雷諾數(shù)的方法如提高氣流溫度、減小特征尺寸、降低氣流速度、減小動(dòng)力黏度等，則會(huì)面臨風(fēng)洞熱管理及維護(hù)成本急劇增加、接觸式測(cè)量流動(dòng)干擾大以及氣流壓縮性模擬不足等問(wèn)題。因此，本風(fēng)洞主要以降低試驗(yàn)段內(nèi)氣流密度（壓力）的方式進(jìn)行變雷諾數(shù)試驗(yàn)?？紤]到氣動(dòng)探針對(duì)流場(chǎng)堵塞的影響，高葉片展弦比更容易建立中間截面的近似二維流動(dòng)，風(fēng)洞設(shè)計(jì)時(shí)有意提高了雷諾數(shù)特征尺寸，風(fēng)洞試驗(yàn)件葉片高度達(dá)190 mm，葉片弦長(zhǎng)可在75～120 mm 范圍內(nèi)變化，以提高平面葉柵試驗(yàn)的有效性。

1.2 風(fēng)洞主要功能及實(shí)現(xiàn)途徑

變密度平面葉柵風(fēng)洞主要具備下列4 項(xiàng)特性：

1）亞/跨/超聲速高效變換的變馬赫數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰?/p>

為了實(shí)現(xiàn)該目標(biāo)，風(fēng)洞采用了半柔壁噴管技術(shù)，這是該技術(shù)在國(guó)內(nèi)平面葉柵風(fēng)洞中的首次應(yīng)用。半柔壁噴管技術(shù)可使用電動(dòng)推桿推動(dòng)噴管型面形變至目標(biāo)噴管型面，通過(guò)在停車(chē)狀態(tài)的快速型面變化實(shí)現(xiàn)超聲速試驗(yàn)所需的噴管型面，滿(mǎn)足0.3～1.8 的試驗(yàn)馬赫數(shù)對(duì)不同噴管型面的試驗(yàn)需求，省去了以往超聲速試驗(yàn)固壁噴管的更換安裝時(shí)間，避免了噴管重復(fù)安裝導(dǎo)致的內(nèi)型面階差問(wèn)題，提高了超聲速試驗(yàn)運(yùn)行效率。

2）雷諾數(shù)和馬赫數(shù)獨(dú)立調(diào)節(jié)能力

要在調(diào)節(jié)馬赫數(shù)的基礎(chǔ)上同時(shí)實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)的獨(dú)立調(diào)節(jié)，關(guān)鍵在于試驗(yàn)段不同壓力水平的獨(dú)立調(diào)節(jié)。風(fēng)洞采用三級(jí)引射器技術(shù)抽吸試驗(yàn)艙內(nèi)氣流，在CARDC 30000 m3、2 Mpa 的中壓氣源保障下，可有效降低試驗(yàn)艙內(nèi)氣流壓力，在來(lái)流總溫恒定的情況下降低氣流雷諾數(shù)。在控制策略上，亞聲速試驗(yàn)采用閉環(huán)馬赫數(shù)控制，超聲速試驗(yàn)采用可變型面的噴管進(jìn)行馬赫數(shù)控制。

3）壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵試驗(yàn)?zāi)芰?/p>

壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵試驗(yàn)件的葉片弦長(zhǎng)、葉片安裝角覆蓋范圍非常廣，氣流方向與試驗(yàn)件額線(xiàn)方向夾角可達(dá)0°～180°。其下限值對(duì)應(yīng)部分特殊超聲速壓氣機(jī)葉型，上限值對(duì)應(yīng)某些地面燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉型，要求上、下壁板必須具備調(diào)節(jié)功能才能做到模型狀態(tài)下柵前流場(chǎng)均勻性的有效調(diào)節(jié)；同時(shí)，部分渦輪換熱冷卻試驗(yàn)要求試驗(yàn)來(lái)流質(zhì)量流量全部通過(guò)葉柵通道。滿(mǎn)足以上要求的關(guān)鍵在于使壁板具備高度和水平方向的調(diào)節(jié)功能?；谝陨峡紤]，風(fēng)洞共設(shè)計(jì)了2 個(gè)試驗(yàn)段：一個(gè)為亞聲速來(lái)流試驗(yàn)段，壁板水平、高度方向均可調(diào)節(jié)，以滿(mǎn)足亞跨聲速壓氣機(jī)、渦輪平面葉柵試驗(yàn)需求；另一個(gè)為超聲速來(lái)流試驗(yàn)段，主要用于超聲速壓氣機(jī)平面葉柵試驗(yàn)。2 個(gè)試驗(yàn)段共用一套進(jìn)、排氣系統(tǒng)，通過(guò)導(dǎo)軌進(jìn)行移動(dòng)更換，可實(shí)現(xiàn)不同壓氣機(jī)和渦輪平面葉柵幾何參數(shù)變換。

4）換熱和冷卻試驗(yàn)?zāi)芰?/p>

風(fēng)洞主氣流為中壓氣源供氣，氣流溫度為大氣溫度。為模擬換熱或冷卻試驗(yàn)的溫度比，風(fēng)洞設(shè)計(jì)了次流加熱、冷卻支路，可通過(guò)更換次流介質(zhì)、調(diào)節(jié)液氮流量實(shí)現(xiàn)對(duì)次流冷卻溫度的調(diào)控，也可通過(guò)次流加熱系統(tǒng)對(duì)次流進(jìn)行加熱。

1.3 風(fēng)洞總體方案及技術(shù)參數(shù)

變密度平面葉柵風(fēng)洞示意如圖1 所示。風(fēng)洞為下吹引射式總體布局，由主進(jìn)氣管路、進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)、穩(wěn)定段、收縮段、1#亞聲速試驗(yàn)段、2#超聲速試驗(yàn)段、排氣收集器、三級(jí)引射器、小孔排氣段（圖中未畫(huà)出）、抽吸系統(tǒng)、次流系統(tǒng)等組成。試驗(yàn)前，通過(guò)改變?nèi)~柵試驗(yàn)件額線(xiàn)與風(fēng)洞來(lái)流軸線(xiàn)之間的夾角實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)件進(jìn)口氣流角的調(diào)節(jié)。試驗(yàn)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過(guò)干燥處理的中壓氣源空氣經(jīng)進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)、穩(wěn)定段、噴管段進(jìn)入試驗(yàn)區(qū)域，通過(guò)三級(jí)引射系統(tǒng)、小孔排氣段進(jìn)入排氣消聲塔排入大氣。試驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)三級(jí)引射器系統(tǒng)和進(jìn)口調(diào)壓系統(tǒng)來(lái)調(diào)節(jié)葉柵試驗(yàn)的來(lái)流總壓和出口背壓，進(jìn)而改變?cè)囼?yàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)。

圖1 變密度平面葉柵風(fēng)洞輪廓圖Fig. 1 Sketch of the various density plane cascade wind tunnel

本文設(shè)計(jì)的變密度平面葉柵風(fēng)洞是目前國(guó)內(nèi)尺寸最大的平面葉柵試驗(yàn)設(shè)備，葉柵展弦比調(diào)節(jié)范圍寬，可在不開(kāi)展端壁抽吸的情況下有效減少擴(kuò)壓葉柵端壁角區(qū)的分離流動(dòng)，提高中間測(cè)試截面流動(dòng)的二維性，其主要技術(shù)參數(shù)如表1 所示。風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)?雷諾數(shù)包線(xiàn)如圖2 所示，其中pt為穩(wěn)定段總壓。由圖可見(jiàn)，風(fēng)洞具備較強(qiáng)的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)調(diào)節(jié)能力。風(fēng)洞試驗(yàn)段截面高度達(dá)445 mm，可充分利用高度優(yōu)勢(shì)在試驗(yàn)件上排布足夠數(shù)量的葉片，有利于提高柵前流場(chǎng)的周期性[21]。風(fēng)洞圓盤(pán)可在0°～180°范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，可覆蓋航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)葉輪機(jī)常用氣流角。

表1 風(fēng)洞主要技術(shù)參數(shù)Table 1 Main technical parameters of the wind tunnel

圖2 風(fēng)洞馬赫數(shù)–雷諾數(shù)試驗(yàn)包線(xiàn)Fig. 2 Ma-Re test envelope of the wind tunnel

2 風(fēng)洞主要部段設(shè)計(jì)

2.1 進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)

風(fēng)洞總壓在5～300 kPa 范圍內(nèi)可調(diào)，試驗(yàn)雷諾數(shù)模擬范圍橫跨兩個(gè)數(shù)量級(jí)。風(fēng)洞流量調(diào)節(jié)范圍廣，空風(fēng)洞條件下主流最小流量可低至0.48 kg/s，最大可達(dá)57 kg/s。模型狀態(tài)下，受試驗(yàn)件堵塞影響，最小流量會(huì)進(jìn)一步降低，這對(duì)進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和調(diào)節(jié)精度提出了苛刻的要求。為兼顧高低流量工況調(diào)節(jié)的試驗(yàn)需求，進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)采用了雙調(diào)壓閥并行結(jié)構(gòu)（圖3），配備一個(gè)大口徑主調(diào)壓閥和一個(gè)小口徑輔助調(diào)壓閥。其中，主調(diào)壓閥采用環(huán)狀縫隙閥，閥門(mén)特性曲線(xiàn)線(xiàn)性分布較好，可預(yù)測(cè)性強(qiáng)，主要用于高雷諾數(shù)、大流量試驗(yàn)工況；輔助調(diào)壓閥采用Fisher 套筒閥，主要用于低雷諾數(shù)、小流量試驗(yàn)工況。雙閥組合可實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)全試驗(yàn)工況連續(xù)調(diào)節(jié)，總壓控制精度達(dá)到0.3%的國(guó)軍標(biāo)要求。

圖3 進(jìn)氣調(diào)壓系統(tǒng)簡(jiǎn)圖Fig. 3 Sketch of the inlet pressure regulating system

2.2 半柔壁噴管

半柔壁噴管是實(shí)現(xiàn)變密度平面葉柵風(fēng)洞超聲速流場(chǎng)快速更換的重要保障。與以往超聲速固壁噴管相比，半柔壁噴管的更換效率更高，同時(shí)避免了噴管頻繁更換造成的階差問(wèn)題。與全柔壁噴管相比，半柔壁噴管的長(zhǎng)度更短、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、控制簡(jiǎn)潔[22]，可實(shí)現(xiàn)最大試驗(yàn)馬赫數(shù)以?xún)?nèi)的連續(xù)變化。

半柔壁噴管在變密度平面葉柵風(fēng)洞上的應(yīng)用主要解決了以下3 個(gè)問(wèn)題：1）在不同試驗(yàn)馬赫數(shù)工況下，柔性壁板與噴管固定喉道塊不會(huì)產(chǎn)生集中彎矩，保證了型面曲率的連續(xù)性；2）通過(guò)合理設(shè)計(jì)支撐位置和數(shù)量，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)型面與彈性曲線(xiàn)的良好匹配，獲得了優(yōu)良的流場(chǎng)品質(zhì)；3）采用全密封設(shè)計(jì)方案，增設(shè)密封腔室，減小流道內(nèi)外氣流壓差，提高了柔性壁板運(yùn)動(dòng)密封性，實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)艙內(nèi)低壓試驗(yàn)運(yùn)行。噴管型面采用連續(xù)曲率半撓性壁設(shè)計(jì)方法，采用附面層修正進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，并在成型過(guò)程中開(kāi)展剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)分析，優(yōu)化噴管型面參數(shù)，最后形成如圖4 所示的二元多支點(diǎn)半柔壁噴管及型線(xiàn)分布。圖中Ln表示噴管長(zhǎng)度，x/Ln和y/Ln分別表示無(wú)量綱尺寸。

圖4 半柔壁噴管結(jié)構(gòu)示意圖及型線(xiàn)分布Fig. 4 Sketch of the part flexible nozzle and shaped lines

2.3 試驗(yàn)艙

變密度平面葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)艙主要分為試驗(yàn)艙駐室和內(nèi)部試驗(yàn)段（圖5）。試驗(yàn)艙駐室包裹住內(nèi)部試驗(yàn)段，并與其后方的排氣收集器緊密相連。該設(shè)計(jì)可以隔絕試驗(yàn)段出口氣流和大氣，在確保密封性的條件下提高引射器引射效率，快速降低試驗(yàn)段壓力；同時(shí)，可減小試驗(yàn)段內(nèi)流道與駐室的壓差，降低探針移測(cè)機(jī)構(gòu)密封結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)難度。

圖5 試驗(yàn)艙三維結(jié)構(gòu)圖Fig. 5 Sketch of the test chamber

在氣動(dòng)設(shè)計(jì)上，為獲得更好的流場(chǎng)品質(zhì)、更高的試驗(yàn)效率和引射效率，將試驗(yàn)段同噴管段、排氣收集器進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，綜合考慮試驗(yàn)段位置與噴管出口距離、試驗(yàn)件葉片數(shù)、展弦比、氣流可排通性、背壓等多個(gè)影響因素，優(yōu)化試驗(yàn)艙及排氣收集器型線(xiàn)分布，獲得試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.6 時(shí)的主要?dú)鈩?dòng)型面及流場(chǎng)馬赫數(shù)（Maf）預(yù)測(cè)，如圖6（a）所示。圖6（b）為超聲速平面葉柵試驗(yàn)段區(qū)域的流場(chǎng)馬赫數(shù)模擬圖，進(jìn)一步驗(yàn)證了試驗(yàn)段的氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果。

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，為實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)段對(duì)絕大部分葉柵的結(jié)構(gòu)適應(yīng)性和氣動(dòng)參數(shù)（如氣流攻角、來(lái)流均勻性、試驗(yàn)馬赫數(shù)、軸向速度密流比等）的調(diào)控功能，采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)圓盤(pán)圓弧齒條轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)段葉柵氣流角的調(diào)節(jié)。采用4 組電動(dòng)推桿驅(qū)動(dòng)噴管和壁板進(jìn)行高度方向的聯(lián)動(dòng)調(diào)節(jié)；采用1 組電動(dòng)推桿實(shí)現(xiàn)壁板水平長(zhǎng)度方向的調(diào)節(jié)，同時(shí)壁板擴(kuò)開(kāi)段可在小角度范圍內(nèi)變化實(shí)現(xiàn)擴(kuò)開(kāi)角調(diào)節(jié)，有利于試驗(yàn)段核心區(qū)域內(nèi)高品質(zhì)氣流偏角的實(shí)現(xiàn)。試驗(yàn)段共設(shè)計(jì)了8 條抽吸支路，可獨(dú)立控制每條抽吸支路的壓力，具備同時(shí)對(duì)柵前附面層、柵板端壁、上/下駐室等位置進(jìn)行抽吸調(diào)節(jié)的能力。風(fēng)洞中設(shè)計(jì)了湍流發(fā)生器的安裝位置，為模擬高湍流度葉輪機(jī)葉柵通道的內(nèi)部流動(dòng)提供了必要條件。

2.4 三級(jí)引射器

引射器通過(guò)高壓氣體流經(jīng)噴嘴后形成的高速流引射另一支路的低壓氣體，并進(jìn)行能量交換和物質(zhì)摻混，使被輸運(yùn)低壓氣體壓力降低。引射器是變密度平面葉柵風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)大范圍獨(dú)立調(diào)節(jié)的關(guān)鍵部件。

為了滿(mǎn)足風(fēng)洞所有運(yùn)行工況的需求并確保風(fēng)洞具有良好的運(yùn)行效率，采用三級(jí)串聯(lián)的多噴嘴等面積混合引射器進(jìn)行氣動(dòng)設(shè)計(jì)，如圖7 所示。該引射器在常壓風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)并不工作，僅作為試驗(yàn)段氣流的排出通道；在變雷諾數(shù)、低雷諾數(shù)、超聲速葉柵試驗(yàn)時(shí)，引射器啟動(dòng)并提供試驗(yàn)段低壓環(huán)境。三級(jí)引射器的主要技術(shù)參數(shù)如表2 所示，表中py為單級(jí)引射器的引射壓力，m 為單級(jí)引射器流量（文中流量均指質(zhì)量流量），May為單級(jí)引射器引射馬赫數(shù)，pb為單級(jí)引射器啟動(dòng)時(shí)獲得的試驗(yàn)段壁面靜壓。為了獲得更佳的引射性能和效率，氣動(dòng)設(shè)計(jì)過(guò)程中優(yōu)化了引射器各級(jí)的增壓比分配和閥門(mén)空間布局，評(píng)估了主流加熱對(duì)引射器引射效率的影響，開(kāi)展了引射器內(nèi)外壓結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、穩(wěn)定性和共振特性的計(jì)算評(píng)估，并預(yù)先開(kāi)展了多級(jí)閥門(mén)的聯(lián)合控制試驗(yàn)策略研究，確保引射器系統(tǒng)安全穩(wěn)定運(yùn)行。

圖7 三級(jí)引射器輪廓圖Fig. 7 Sketch of the three stages injector

表2 三級(jí)引射器主要技術(shù)參數(shù)Table 2 Main technical parameters of the three stages injector

3 流場(chǎng)調(diào)試及典型葉柵試驗(yàn)結(jié)果

對(duì)變密度平面葉柵風(fēng)洞進(jìn)行了詳細(xì)的流場(chǎng)調(diào)試，包栝風(fēng)洞分系統(tǒng)調(diào)試、空風(fēng)洞流場(chǎng)調(diào)試以及變雷諾數(shù)平面葉柵性能試驗(yàn)。

3.1 風(fēng)洞性能及流場(chǎng)調(diào)試結(jié)果

風(fēng)洞密封性和壓力調(diào)節(jié)能力是開(kāi)展變雷諾數(shù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)。在空風(fēng)洞流場(chǎng)情況下，關(guān)閉主氣流調(diào)壓閥進(jìn)行引射抽吸密封性試驗(yàn)，試驗(yàn)艙壓力可低至1 kPa 以下，表明風(fēng)洞穩(wěn)定段、試驗(yàn)艙、噴管段、排氣收集器等部段密封性良好。進(jìn)一步測(cè)試主流閥門(mén)開(kāi)啟情況下的三級(jí)引射器抽吸能力，結(jié)果表明試驗(yàn)馬赫數(shù)在1.8 以下時(shí)均可實(shí)現(xiàn)5 kPa 靜壓，馬赫數(shù)為0.5 時(shí)靜壓可低于2 kPa。

圖8、9 分別為采用氣動(dòng)探針測(cè)量地面壓力（96 kPa）和高空壓力（10 kPa）下的流場(chǎng)馬赫數(shù)和氣流角分布，試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.8。風(fēng)洞試驗(yàn)段高445 mm、寬190 mm。圖中H 為風(fēng)洞高度方向，L 為風(fēng)洞寬度方向，ps為靜壓。統(tǒng)計(jì)流場(chǎng)核心區(qū)域的馬赫數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差和平均氣流角可知，地面和高空壓力狀態(tài)下的流場(chǎng)馬赫數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差不超過(guò)0.005，平均氣流角不大于0.3°，滿(mǎn)足國(guó)軍標(biāo)《低速風(fēng)洞和高速風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)要求》（GJB 1179A—2012），可用于風(fēng)洞試驗(yàn)[23]。

圖8 試驗(yàn)段不同寬度位置流場(chǎng)馬赫數(shù)分布（Ma=0.8）Fig. 8 Flow field mach number distributions in different width positions

圖9 不同寬度位置流場(chǎng)氣流角分布（Ma=0.8）Fig. 9 Flow field flow angle distributions in different width positions

3.2 典型平面葉柵試驗(yàn)結(jié)果

變密度平面葉柵風(fēng)洞模型狀態(tài)下的試驗(yàn)驗(yàn)證采用UKG030.3 壓氣機(jī)葉柵[24]和VKI?RG 渦輪葉柵[25]，重點(diǎn)介紹與試驗(yàn)流場(chǎng)品質(zhì)相關(guān)的柵前來(lái)流均勻性、尾跡周期性和典型工況葉片表面壓力分布情況，驗(yàn)證變密度平面葉柵風(fēng)洞開(kāi)展平面葉柵試驗(yàn)的能力。

圖10（a）為UKG030.3 壓氣機(jī)葉柵在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為0.6 時(shí)，不同弦長(zhǎng)雷諾數(shù)狀態(tài)下的柵前壁面等熵馬赫數(shù)Ma1is（壁面等熵馬赫數(shù)計(jì)算如式（1）所示）分布；圖10（b）為VKI?RG 渦輪葉柵在出口平均馬赫數(shù)為0.8 左右時(shí)，不同弦長(zhǎng)雷諾數(shù)狀態(tài)下的柵前壁面等熵馬赫數(shù)分布。圖10 中S 表示柵距比例，為葉柵柵距的倍數(shù)。由圖10 可知：無(wú)論是壓氣機(jī)葉柵還是渦輪葉柵，均能在至少4 個(gè)葉柵通道范圍內(nèi)維持比較均勻的來(lái)流壁面靜壓，表明在不同雷諾數(shù)狀態(tài)下葉柵進(jìn)口流場(chǎng)均勻性良好。

圖10 柵前壁面等熵馬赫數(shù)分布Fig. 10 Isentropic mach number distributions among the front pitch

式中：pt為總壓，ps為靜壓，k 為比熱比；當(dāng)靜壓選取為柵前壁面靜壓ps1時(shí)，對(duì)應(yīng)壁面等熵馬赫數(shù)即為柵前壁面等熵馬赫數(shù)Ma1is；當(dāng)ps選取為葉片表面靜壓時(shí)，對(duì)應(yīng)壁面等熵馬赫數(shù)即為葉片表面的等熵馬赫數(shù)Mais。

圖11 為UKG030.3 壓氣機(jī)葉柵地面狀態(tài)試驗(yàn)（Ma=0.6 工況）和VKI?RG 渦輪葉柵不同雷諾數(shù)狀態(tài)2 個(gè)柵距方向的尾跡區(qū)域氣流角分布情況，圖中β2為出口氣流與葉型軸向方向夾角，i 為氣流攻角。由圖11 可知：壓氣機(jī)和渦輪葉柵柵后尾跡周期性明顯；壓氣機(jī)葉柵在較大正攻角和較大負(fù)攻角時(shí)均能維持較好的參數(shù)周期性；渦輪葉柵尾跡參數(shù)在弦長(zhǎng)雷諾數(shù)小于1.0×105時(shí)依然能維持較好的周期性，體現(xiàn)出風(fēng)洞對(duì)流場(chǎng)的良好調(diào)控能力。同時(shí)，隨著雷諾數(shù)的降低，葉柵尾跡深度、尾跡寬度均在增加，表明葉片表面附面層在發(fā)生較大變化，甚至已產(chǎn)生了流動(dòng)分離現(xiàn)象，可見(jiàn)雷諾數(shù)是影響葉柵性能的一個(gè)重要參數(shù)，需要進(jìn)一步研究。

圖11 柵后氣流角分布Fig. 11 Flow angle distributions among the rear pitch

圖12 為UKG030.3 壓氣機(jī)葉柵、VKI?RG 渦輪葉柵表面等熵馬赫數(shù)與國(guó)外試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比情況。由于缺少?lài)?guó)外高空試驗(yàn)數(shù)據(jù)，圖12 均為地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)。圖中AVDR表示軸向密流比，B 表示弦長(zhǎng)，x/B 表示弦長(zhǎng)比例；DLR 表示德國(guó)宇航院，RG 表示馮·卡門(mén)流體力學(xué)研究所；GO 表示德國(guó)宇航院哥廷根葉片風(fēng)洞，BS 表示德國(guó)宇航院布倫瑞克葉片風(fēng)洞。由圖12 可知，變密度平面葉片風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與國(guó)外風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)總體吻合較好。壓氣機(jī)葉柵表面等熵馬赫數(shù)數(shù)據(jù)與國(guó)外試驗(yàn)數(shù)據(jù)差異很小，軸向密流比數(shù)據(jù)差異處于可接受范圍內(nèi)（由于UKG030.3葉柵設(shè)計(jì)點(diǎn)未開(kāi)展端壁抽吸試驗(yàn)，該差異主要由試驗(yàn)件展弦比不同導(dǎo)致）。VKI?RG 葉柵表面等熵馬赫數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)均在各風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)范圍內(nèi)，數(shù)據(jù)可靠性高。

圖12 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布Fig. 12 Isentropic mach distributions of the blade surfaces

4 結(jié) 論

為滿(mǎn)足先進(jìn)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)葉輪機(jī)部件設(shè)計(jì)和研制過(guò)程中對(duì)變雷諾數(shù)平面葉柵試驗(yàn)的需求，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心采用三級(jí)引射器、半柔壁噴管技術(shù)以及獨(dú)創(chuàng)的試驗(yàn)艙設(shè)計(jì)技術(shù)完成了變密度平面葉柵風(fēng)洞的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，并開(kāi)展了流場(chǎng)調(diào)試等工作，獲得主要結(jié)論如下：

1）變密度平面葉柵風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)了寬范圍內(nèi)的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)獨(dú)立調(diào)節(jié)，驗(yàn)證了“下吹引射式”總體設(shè)計(jì)方案的可行性。試驗(yàn)結(jié)果表明：設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍以?xún)?nèi)均可實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)段壁面靜壓5 kPa 壓力水平，試驗(yàn)雷諾數(shù)可低至3.1×105m–1，低雷諾數(shù)試驗(yàn)?zāi)芰?qiáng)。

2）風(fēng)洞流場(chǎng)調(diào)試結(jié)果表明：空風(fēng)洞流場(chǎng)馬赫數(shù)和氣流角參數(shù)滿(mǎn)足葉柵試驗(yàn)需求，地面（96 kPa）和高空（10 kPa）壓力狀態(tài)下流場(chǎng)馬赫數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差不超過(guò)0.005，平均氣流角不超過(guò)0.3°，滿(mǎn)足國(guó)軍標(biāo)流場(chǎng)品質(zhì)要求。模型狀態(tài)下柵前來(lái)流均勻性和柵后尾跡參數(shù)周期性良好，標(biāo)準(zhǔn)模型典型工況葉片表面等熵馬赫數(shù)與國(guó)外試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可靠性高。