大型低溫高雷諾數風洞及其關鍵技術綜述

廖達雄, 黃知龍, 陳振華, 湯更生

(中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

風洞試驗要遵循一系列相似準則，其中雷諾數是最主要的相似參數之一。雷諾數表征氣體慣性力與粘性力之比，是流動分型與演化的關鍵參數，理論上風洞試驗應該準確模擬飛行器的飛行雷諾數。

雷諾數的變化主要影響邊界層發展和轉捩、邊界層分離、旋渦流動、激波/邊界層干擾、激波/旋渦干擾、底部流動與尾跡和粘性橫流等粘性起支配作用的流動(見圖1)。風洞試驗的雷諾數模擬不足，將會使上述流動現象發生變化，與真實飛行存在差異，導致飛機焦點、最大升力系數和阻力系數等氣動參數預測不準，尤其是影響飛機經濟性的阻力特性和影響飛機安全性的最大升力系數會發生很大偏差(見圖2)。美國的C-141就是因為風洞試驗雷諾數太低，試驗的焦點位置與飛行相差很大，險些出現機毀人亡的重大事故，不得不投入巨資和花費相當長的時間對飛機進行改進。現代大型客機為了追求更高的經濟性，普遍采用超臨界機翼，其氣動特性對雷諾數尤為敏感。同時，現代大型飛機尺寸也越來越大，雷諾數效應問題更為突出。雷諾數模擬能力的不足,使得基于常規風洞試驗結果的飛行器氣動設計和性能預測會出現偏差，可能導致飛行器設計方案更改，造成經濟損失，延誤研制周期。C-5A飛機風洞與飛行阻力發散馬赫數相差0.02，改裝77架飛機的機翼，耗費大量時間和經費(約10億美元)[1]。

圖1 雷諾數對翼型激波誘導分離的影響

圖2 最大升力系數隨雷諾數的非單調變化

由于雷諾數效應具有廣泛性、非線性和復雜性等特點，目前CFD方法模型還不夠完善，計算硬件能力不足，還難以準確預測飛行雷諾數下的氣動特性；另外，飛行器試飛只能用于事后驗證，風險大、成本高、周期長，對于現代越來越復雜的飛行器，一旦試飛之后才發現設計問題將造成不可挽回的損失。因此，在高雷諾數風洞中進行飛行雷諾數試驗，是實現飛行器氣動力精細設計和飛行性能準確預測的前提和保證。

目前，我國跨聲速風洞雷諾數模擬能力嚴重不足，已經成為制約我國飛行器研制與發展的關鍵技術瓶頸之一。在我國最大的跨聲速風洞(中國空氣動力研究與發展中心的2.4m暫沖式跨聲速風洞)中，試驗雷諾數比飛行雷諾數低得多。如大型客機C919在2.4m暫沖式跨聲速風洞中的全模常速壓試驗雷諾數約為3×106，而飛行雷諾數達20×106左右。今后，我國將陸續發展C919系列化、雙通道客機、大型運輸機等大型飛機，亟待突破飛行雷諾數下的氣動特性準確預測問題，依賴國外低溫高雷諾數風洞將難以適應這些飛行器自主研制的需要。發展我國自己的大型高雷諾數風洞，一直是我國飛機設計師和空氣動力學工作者的追求和夢想，更是我國民機產業成功發展和航空航天工業創新發展的迫切要求。

1 高雷諾數實現途徑和風洞型式

1.1提高風洞試驗雷諾數的方式

雷諾數定義為一個微小流體單元所受的慣性力與粘性力的比值:

(1)

式中：Re為雷諾數，ρ為密度，V為速度，μ為粘性系數，l為參考長度。

由雷諾數的定義可知，在氣流速度一定的情況下，提高風洞試驗雷諾數的方法主要有以下4種：

(1) 采用重氣體作為風洞的試驗介質[2-6]

采用重氣體為試驗介質的方法通過增加氣流密度ρ和降低粘性系數μ來提高風洞試驗雷諾數，同時模型載荷和風洞運行功率還可以降低。因此，采用重氣體為試驗介質來提高雷諾數是一種不錯的方法。美國NASA對此也開展了大量的研究工作，1959年改造的跨聲速動力學風洞(簡稱為TDT)就是使用二氯二氟甲烷(即R12)和空氣作為試驗介質，試驗雷諾數分別可以達到27.9×106和9.2×106，大大提高了試驗雷諾數。根據TDT的運行過程來看，所用重氣體也一直處于發展之中，從最初的R12，考慮過SF6，最終采用了R134a。根據世界制冷劑的發展看，R134a也逐漸處于淘汰過程中。

由于重氣體的比熱比(γ)值與空氣不同，當試驗馬赫數較高，氣體壓縮性效應比較明顯，特別是當模型上出現激波時，重氣體中得到的試驗數據與空氣中的數據會有較大的差異，且目前對試驗數據的精確修正還很困難，試驗數據的置信度將大大降低。另外還需要配置氣體回收裝置、氣體分析裝置、氣體報警系統等，將導致設備較為復雜。

(2) 增大風洞尺寸和運行壓力

利用增加風洞尺寸從而增加模型尺寸是提高雷諾數最直接的方法之一，風洞雷諾數隨著試驗段尺寸增大而線性提高。工程建設經驗表明風洞造價約以風洞尺寸的2.5次方增加，而且驅動功率也和試驗段尺寸的2次方成正比。如果純粹依靠增大試驗段尺寸來提高雷諾數，那么雷諾數要達到飛行雷諾數50×106，試驗段尺寸需要達到40m以上，如此大尺寸的風洞，其造價和驅動功率都難以接受。

提高風洞運行總壓的方法也就是提高氣流密度，該方法存在的局限是：風洞雷諾數模擬能力隨著壓力增大線性增加的同時，風洞的殼體強度、造價和運行功率也隨著壓力的增大線性增加，而且運行壓力太大會導致飛行器模型因為載荷過大產生嚴重變形，且不能將雷諾數效應與模型變形的影響分離，同時模型支撐系統和天平也因為載荷太大難以設計。目前常規風洞設計準則要求風洞的運行壓力不大于5.0×105Pa。

因此，單純依靠增加風洞尺寸和壓力來獲得飛行雷諾數是不現實的。但適當增大風洞尺寸和運行壓力的方式可與其它提高雷諾數的手段綜合運用。

(3) 降低風洞內氣流溫度[7]

氣流的溫度降低時其密度增大，粘性系數降低，從而可提高試驗雷諾數。雷諾數、速壓和風洞運行功率與氣流溫度的關系如下：

(2)

(3)

(4)

式中：P0為氣流總壓，T0為氣流總溫，γ為比熱比，m為氣體分子量。降低氣流溫度不僅能提高雷諾數，還使得風洞的驅動功率降低。在速壓保持不變的前提下，馬赫數為0.9時，當氣流從323K降低到100K時，雷諾數可提高到常溫時的5倍；同時驅動功率僅為常溫時的56%。圖3給出了氣體屬性、試驗條件和驅動功率隨溫度的變化趨勢?？梢娊档蜌饬鳒囟仁翘岣呃字Z數非常有利的方法。

圖3 氣體屬性，試驗條件隨溫度的變化趨勢

表1給出了上述4種提高風洞試驗雷諾數方式下雷諾數、模型載荷和功率與基本類型的比值?？梢钥闯觯档驮囼灲橘|的氣流溫度或采用重氣體為試驗介質實現相同的試驗雷諾數時所需的驅動功率較小，優勢明顯。

表1 幾種增加風洞雷諾數方式的對比

由上述分析可知，高雷諾數風洞的設計建設，需要以降低氣流溫度為主要手段，并綜合運用其它幾種方式進行。

另外，低溫風洞可以在試驗過程中實現氣流速度、總溫和總壓的獨立調節，它具有常規風洞無法比擬的幾個優點：可得到純馬赫數影響而不引入雷諾數變化或模型彈性變形引起的干擾；可得到純雷諾數影響而不引入馬赫數變化和模型彈性變形效應；可得到模型純彈性變形影響而不引入雷諾數和馬赫數效應。

1.2低溫風洞型式的選取[8]

低溫風洞和常規風洞一樣，可以采取各種不同的型式，如路德維希管風洞、埃維斯潔凈風洞、下吹式風洞、引射式風洞和連續式風洞等。下面對上述幾種常用的低溫風洞型式進行簡要的描述和分析。

1955年提出的路德維希管風洞(LT)和1971年提出的埃維斯潔凈風洞(ECT)均是通過氣流的快速膨脹實現降溫運行。路德維希管風洞將高壓氣體儲存在圓形截面的填充管內，填充管下游直接與噴管段和試驗段相連，試驗段后接快速閥和恢復管。開始試驗時，快速閥迅速打開，產生的膨脹波向上游傳播通過填充管，填充管內氣流溫度降低后流過噴管和試驗段，實現提高試驗雷諾數的目的。膨脹波到達填充管前段后返回到噴管時，試驗即結束。為了滿足10s運行時間要求，填充管和恢復管長度均需達到2km。埃維斯潔凈風洞，試驗前工作氣體存儲于與常規風洞截面尺寸相當且非常長的穩定段內，試驗開始時，通過穩定段內的活塞向前運動，推動氣體流過噴管和試驗段，然后經過環形回流管道回到上游活塞段。在適當的時刻，將擴散段尾部的快速閥迅速打開，產生的膨脹波向上游傳播，消除由于活塞加速運動導致的壓縮波，獲得均勻的低溫氣流。對于2m量級的風洞，為了達到10s的運行時間，穩定段直徑約15m，長度約300m。上述兩種風洞均可以提供非常安靜和潔凈的風洞氣流，但都具有運行時間短、設備龐大的缺點。

下吹式低溫風洞以干燥空氣和氮氣的混合物為試驗介質，采用液氮直接噴入洞內與洞中的氣體混合降溫。下吹式低溫風洞與連續式低溫風洞相比結構簡單，建設成本低，且不必考慮低溫壓縮機的設計等關鍵技術。但是由于流過試驗段的流量全部排入大氣，液氮的消耗量將是驚人的。如總溫T0=110K，Ma=1.0，2m量級的風洞試驗段流量達到約9500kg/s，液氮消耗量約為試驗段總流量的一半，長時間運行液氮消耗量巨大。

引射回流式低溫風洞(IDT)同樣以中高壓氣源為驅動，液氮汽化吸熱降溫。如果建設一座2m量級、運行壓力4～5×105Pa的低溫風洞，其跨聲速低溫運行1min即需要20×105Pa的中壓氣源30000m3以上。另外，低溫風洞為了達到低溫運行的結構熱響應、模型非絕熱壁效應和低溫天平的熱平衡等特點，一般要求風洞預冷持續幾小時，也需要大量的干燥空氣，因此該類型風洞對氣源總容積的要求巨大。同時，雖然相對下吹式低溫風洞，其運行的液氮消耗量可降至約1300kg/s，但長時間運行仍是消耗巨大。

采用壓縮機驅動的連續式低溫風洞(CDT)由于氣流在洞體內循環，運行成本低、效率高，目前世界上僅有的兩座大型生產型跨聲速低溫風洞均采用了該型式。其液氮的消耗量遠低于上述下吹式或引射回流式風洞。如對于2m量級的連續式低溫風洞，總溫T0=110K，Ma=1.0，最高雷諾數下液氮消耗量為試驗段總流量的3.65%，約為300kg/s。另外，因為其以壓縮機驅動，不需要配置中高壓氣源，可長時間運行，符合低溫風洞運行的特點。ETW風洞設計建設時，曾專門委托加拿大DSMA公司開展上述幾種低溫風洞型式選取的評估工作。DSMA公司評估后認為，在相當設備尺寸和相同的技術指標下，采用壓縮機驅動的連續式風洞方案的投資最低，運行效率最高(見圖4)。

圖4 不同低溫風洞型式建設投資對比

綜上所述，采用壓縮機驅動的連續式低溫風洞方案，雖然技術難度相對較大，但由于其運行成本相對較低、流場品質好、運行生產率高、技術難度可以克服等因素，目前還是一種相對最優的大型低溫風洞型式。

2 低溫高雷諾數風洞的現狀

鑒于雷諾數模擬對飛行器研制的重要性，空氣動力學家一直試圖在地面實現飛行雷諾數模擬。1920年，法國著名空氣動力學家Margoulis提出了通過冷卻試驗氣體來增加雷諾數的建議，但并未嘗試將風洞試驗氣體冷卻到低于環境溫度。1945年，英國人Smelt在研究提高風洞雷諾數所帶來的風洞尺寸和驅動功率增大問題的解決方法時，再一次提到了降低試驗氣體總溫的好處，當時的技術瓶頸是缺少冷卻試驗氣體的方法以及合適的洞體結構材料。1971年，英國南安普頓大學教授Goodyer提出了使用低溫空氣或氮氣的建議，他和蘭利中心的研究者們合作，建成了世界上第一座研究型低溫風洞[1]。

由于低溫風洞的獨特優勢，許多國家開展了相關低溫技術研究和低溫風洞建設。目前，國外低溫風洞共有20多座，2m以上的大口徑生產型低溫風洞有3座，分別是德國宇航院的KKK低速低溫風洞、美國國家跨聲速設備NTF和歐洲跨聲速風洞ETW(德國、英國、法國及荷蘭4國聯合建造)，其余均為小型研究型低溫風洞。

2.1美國國家跨聲速設備NTF[9]

美國的低溫風洞NTF建成于1982年。該風洞有兩種運行模式：一是以氮氣為試驗介質的低溫運行模式；二是以空氣為試驗介質的常規運行模式。試驗段尺寸2.5m×2.5m×7.62m，總壓范圍(1～9)×105Pa，總溫范圍78～338K，馬赫數范圍0.2～1.2，最高雷諾數120×106(全模，M=1.0)、200×106(半模，M=1.0)，最高液氮噴射流量約420kg/s。試驗段采用開槽壁，收縮段的收縮比15∶1，如圖5所示。建成時生產效率較低，2000年改造之前其低溫試驗生產效率為0.36條極曲線/h，空氣常溫試驗效率為2條極曲線/h。經過改造，生產效率顯著提升。該風洞具備大型軍、民用運輸機的飛行雷諾數試驗能力，可進行全模和半模試驗、動態試驗和顫振試驗等，具有PSP/TSP等多種流動顯示技術。

2.2歐洲跨聲速風洞ETW[8]

ETW是繼NTF之后的又一座連續式低溫高雷諾數跨聲速風洞，建成于1993年。其設計充分借鑒了NTF的經驗教訓，技術指標更加合理，結構布局更加科學，運行更加經濟高效。風洞流場品質好，數據精度高。風洞以氮氣為試驗介質，試驗段尺寸2.0m(高)×2.4m(寬)×9m(長)，總壓范圍(1.15～4.50)×105Pa，總溫范圍110～313K，馬赫數范圍0.15～1.30，最高雷諾數50×106(全模，M=0.90),83×106(半模，M=0.90)，壓縮機功率50MW，液氮噴射流量2～250kg/s(見圖6)。生產效率設計指標為2條極曲線/h。該風洞可進行全機模型測力測壓試驗、半模試驗等，并具有多種非接觸流動觀測技術。該風洞配置有兩個模型運輸車，可以將吹風試驗與模型準備分開，同時可承接兩個以上不同客戶的模型試驗，大大提高了風洞的利用效率。

圖5 美國國家跨聲速設備(NTF)

圖6 歐洲跨聲速風洞(ETW)

2.3我國低溫風洞現狀

中國空氣動力研究與發展中心多年來一直跟蹤國外低溫風洞發展和低溫技術的最前沿。并在20世紀80～90年代，先后設計建成了0.1m×0.1m低速低溫風洞(見圖7)和Φ0.05m原理性高速空氣低溫風洞，并開展了相關低溫技術原理性研究，在制冷方法、液氮噴注和氮氣排出、洞體絕熱、低溫條件下軸承潤滑和軸的動密封、低溫參數測量和低溫運行控制等方面積累了一定的經驗。

圖7 低速低溫風洞

3 低溫風洞的主要關鍵技術及解決措施

大型連續式低溫風洞建設的關鍵技術主要包括液氮供給和氣氮排出系統設計技術、洞體絕熱及熱變形控制技術、低溫壓縮機設計與制造技術和風洞運行多變量控制技術等。

3.1液氮供給和氣氮排出系統

液氮供給及氣氮排出系統是風洞進行溫度和壓力控制的重要組成部分。液氮供給系統需要解決的主要問題是如何在試驗段獲得均勻的溫度場以及實現液氮穩定供應和流量的快速精確調節。主要的解決措施有：(1) 將液氮噴嘴排架安裝于壓縮機前的一拐與二拐之間，利用壓縮機對氣流的加熱和旋轉尾流的摻混效應使經過壓縮機后的氣流溫度趨于均勻；(2) 采用多路可獨立控制的液氮噴嘴組，通過不同的噴射點組合獲得優化的試驗段截面溫度分布；(3) 采用多臺低溫增壓泵穩轉速運轉、設置液氮循環回路、大小流量泵組合、高精度壓力調節閥以及不同流量噴嘴組合等措施實現液氮的穩定供應和流量的快速精確調節。

氣氮排出系統需要解決的問題主要包括：氮氣排出的溫度、含氧量和噪聲的控制，消除排氣對環境的不利影響，防止排氣管道結霜影響排氣系統的正常工作。通常采取的措施包括：(1) 在排氣管路上設置排氣消聲器，減小壓縮機噪聲和排氣閥門噪聲，達到環保要求；(2) 設置排氣引射器和強排風機使低溫氮氣和周圍空氣強制混合、提高排氣的溫度和含氧量，通過高層煙道排入大氣；(3) 在極端天氣情況下采用燃氣加熱器對摻混空氣進行加熱，通過高熱空氣與低溫氣氮的混合升溫，提高排氣溫度，防止排氣管道結霜，以及排出氣體在排氣塔周圍沉積產生的對大氣環境的不利影響。

3.2洞體的絕熱保溫及熱變形控制

風洞回流道內氣流溫度可達到極低，洞體尺寸、洞體表面積、洞體結構重量及洞體結構熱容量等均較大，洞體將承受負壓或正壓作用等，都是大型低溫風洞洞體結構的特點。降低風洞運行時的液氮消耗、保證洞體絕熱結構的絕熱性能和可靠性是洞體絕熱設計的關鍵。通常采取以下措施：(1) 采用承壓殼體內絕熱、內部部段不絕熱的絕熱方案，能大幅度降低風洞運行時的熱容和液氮消耗；(2) 采用具有較低導熱系數的絕熱材料，并開展絕熱材料性能、絕熱結構型式等研究；(3) 在絕熱結構的絕熱單元間設置彈性補償防止其間隙產生熱流并減小熱應力；支撐結構采用低導熱系數的復合材料制造，能有效地降低冷橋的冷量損失。

溫差和溫度變化的不均勻引起的洞體不協調熱變形和溫度附加應力等將影響洞體的階差和同軸度等氣動要求、洞體的結構安全和結構功能等，如何消除其影響是洞體熱變形控制的關鍵。通常采取的主要措施有：(1) 一是采取滑動支座、膨脹節等熱變形釋放措施，消除溫度附加應力，消除熱變形對洞體結構安全和結構功能的影響，同時在高速部段設置定位裝置保證洞體階差和同軸度等氣動要求；(2) 通過洞體結構材料選擇和結構傳熱設計，減少不協調熱變形，控制溫度附加應力，保證洞體結構和設備正常工作。

3.3低溫壓縮機設計與制造技術

大型低溫風洞壓縮機具有流量大、功率高、運轉范圍廣、結構熱變形大、調節精度高等特點，因而其設計、制造都存在很大難度，涉及的主要難點和解決措施包括：一是大流量、寬工況范圍軸流壓縮機的高效可靠氣動性能設計。主要通過先進高效基本級為基礎進行模化設計，并通過靜葉角和壓縮機轉速的組合調節來滿足風洞流量和壓升的要求。二是低溫壓縮機葉片材料及其制作工藝。低溫壓縮機轉子葉片必須滿足重量輕、熱變形小和低溫性能優良等要求。采用適用于深低溫的碳纖維復合材料替代金屬材料將是明智的選擇。NTF和ETW風洞轉子葉片就采用該碳纖維復合材料。三是轉子軸系低溫下的潤滑和密封。低溫條件下壓縮機轉子軸系的軸承潤滑和壓縮機軸與風洞洞體間的動密封困難。為解決這一難題，可在壓縮機整流罩內設置絕熱層，在絕熱層內通入常溫氮氣，對軸承進行加熱，從而保證軸承潤滑系統和壓縮機軸動密封結構均工作在常溫狀態，克服低溫的不利影響。

3.4風洞運行多變量控制技術

大型低溫風洞運行條件復雜，需對前室總壓、試驗段馬赫數、前室總溫等參數精確控制。風洞運行時存在壓縮機控制系統、液氮噴入控制系統、氣氮排出控制系統及二喉道控制系統之間的相互耦合，因而對于前室總壓、試驗段馬赫數及前室總溫的控制而言，是典型的多輸入多輸出(MIMO)多變量控制系統。由于系統的非線性、大時變及大滯后等特性，傳統控制理論無法獲得較好的控制效果[10]。

為解決低溫風洞多變量控制難題，美國NASA的TCT和NTF等低溫風洞以及歐洲ETW，從氣體動力學和熱力學特性出發，建立風洞流場動態數學模型，并結合風洞運行調試，開展多變量控制策略研究，取得了較好控制效果。

為解決低溫風洞多變量控制關鍵技術，一般需從3個方面開展工作：一是從氣體的動力學和熱力學特性出發，建立風洞流場動態數學模型，為控制策略研究提供更真實的研究平臺；二是利用風洞流場動態數學模型，采用現代控制理論和基于專家系統的智能策略進行多變量解耦控制策略研究；三是風洞調試階段，結合修正的風洞動態數學模型和風洞運行調試實際數據，完善控制算法和智能控制器專家數據庫，在風洞運行效率和控制精度方面實現最優。

4 結束語

大型低溫風洞是一項集基礎性、前沿性、創新性和戰略性于一體的特大型試驗設施，對我國大型客機等飛行器發展意義重大。大型低溫風洞技術復雜，設計建設難度大，還存在許多關鍵技術問題有待攻克。目前國內已經初步具備低溫風洞設計建設的技術和工業基礎，還需要調動、發揮國內外相關研究院所和企業的技術實力和生產能力，盡早開展深入的關鍵技術研究，為我國大型低溫高雷諾數風洞成功建設奠定堅實的基礎。

參考文獻:

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[10] Archambaud J P. The cryogenic induction tunnel T2 at toulouse[R]. AGARD-R-774.

作者簡介:

廖達雄(1963-)，男，浙江衢州人，研究員。研究方向：流體力學。通訊地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發展中心(621000)。E-mail: Liaodaxiong@sohu.com