基于可壓縮流體的熱線探針校準風洞研制

馬護生，劉會龍，秦天超，杜 煒，時培杰，任思源

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

基于可壓縮流體的熱線探針校準風洞研制

馬護生＊，劉會龍，秦天超，杜 煒，時培杰，任思源

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

在可壓縮流體中利用熱線技術(shù)進行湍流度測量時，其輸出不僅與脈動速度有關(guān)，也和流體溫度、密度緊密相關(guān)。因此，需要建立與高速可壓縮流體特征相似的校準裝置，在使用前對熱線探針進行準確校準。基于亞跨聲速可壓縮流體，對熱線探針校準風洞的氣動總體方案、關(guān)鍵結(jié)構(gòu)設計、測控處系統(tǒng)研制等做了介紹和說明。風洞流場校測結(jié)果表明，模型區(qū)Ma最大偏差0.002，風洞速壓可以降低至常規(guī)速壓的50%以下，也可增至常規(guī)速壓的1.7倍以上，溫度和密度調(diào)節(jié)范圍寬，流場均勻性好，滿足熱線探針校準需求。

可壓縮流體；熱線探針；校準風洞；流場校測

0 引 言

眾所周知，速度脈動或湍流度作為風洞流場品質(zhì)的重要指標，不僅對非定常實驗（如抖振、顫振、動導和模型表面脈動壓力測量）有顯著影響，而且對定常實驗數(shù)據(jù)的結(jié)果也影響較大，直接關(guān)系到風洞試驗數(shù)據(jù)的準確可靠。尤其在高速風洞中，湍流度對試驗數(shù)據(jù)的影響更為明顯。熱線技術(shù)用于測量風洞定常和非定常流場湍流特性至今已有60多年的歷史，其為流體速度測量做出了巨大貢獻，即使在激光測速技術(shù)迅速發(fā)展的今天，也仍然發(fā)揮著重要作用。從國外經(jīng)驗看，由于熱線探針具有尺寸小（直徑大約1～10μm，長度大約0.2～2mm）、響應頻率高（大于100kHz）、測速范圍大（由低速到超聲速）、測量精度高等特點，依然是風洞中測量湍流度的最佳手段。國內(nèi)在低速流體中用熱線測量湍流度比較普遍［1-4］，原因是低速流體湍流度測量比較容易，熱線探針只需在與熱線風速儀配套的簡易校準裝置（無密度、溫度調(diào)節(jié)）中進行校準，利用金氏（King）定理建立起校準方程就可用于湍流度測量。但對于高速風洞，盡管在GJB 1179《高速風洞和低速風洞流場品質(zhì)規(guī)范》中，早就提出了風洞試驗段湍流度及其頻譜特性指標要求，但是由于利用熱線測量可壓縮流體的速度比測量不可壓縮流的速度要復雜得多，目前國內(nèi)高速風洞中幾乎都還沒有建立起湍流度測量技術(shù)。

國外對于可壓縮流體的熱線特性及其應用進行了大量研究［5-10］，P.C.Stainback，G.S.Jones等通過研究發(fā)現(xiàn)［5-6］，在可壓縮流體中的熱線探針，其輸出電壓E不僅是流體速度u的函數(shù)，而且與流體密度ρ、溫度T0以及熱線工作溫度TW緊密相關(guān)，其函數(shù)關(guān)系式可用下式表示：

對于恒溫式風速儀（如IFA3000）來講，過熱比確定后（一般選取ψ＝1.5），即確定了TW。因此，在一定過熱比條件下，式（1）可改寫為：

盡管如此，在理論上研究這個問題仍比較困難。因此，為了獲得準確的測量結(jié)果，熱線探針必須在與測量流體特征參數(shù)相似的條件下進行精確校準，獲得確定的校準方程后方可用于流體測量。基于上述理論，NASA蘭利（Langley）研究中心為了實現(xiàn)可壓縮流體條件下對熱線探針的準確校準，專門建造了探針校準風洞［6］（PCT），并把PCT風洞作為蘭利主要風洞的支撐設備。歐道明大學（Old Dominion University）不但建立了專門的熱線探針校準實驗設備，而且利用表面響應法（RSM），發(fā)展了一套新的熱線校準方法［8］。

國內(nèi)專門用于可壓縮流體的熱線探針校準裝置目前還是空白。如果直接利用生產(chǎn)型高速風洞校準，尚存在如下問題：一是目前無論哪座高速風洞均無法同時實現(xiàn)總溫和密度的調(diào)節(jié)控制；二是相對于熱線來講，現(xiàn)有風洞試驗段口徑過大、流量高，用于熱線校準既不經(jīng)濟，也會造成能源的極大浪費。

為適應當前和今后航空航天高速風洞試驗對流場品質(zhì)愈來愈精細化的測量要求，面對熱線技術(shù)在可壓縮流體中的應用，中國空氣動力研究與發(fā)展中心研制了一套小流量、微口徑、操作簡便的可變速度、溫度和密度的熱線校準風洞，滿足了熱線探針可壓縮流體的校準需求。

1 校準風洞氣動總體設計

1.1 基本氣動參數(shù)確定

由于熱線比較脆弱，在高速流體條件下，氣流的持續(xù)沖刷和微小顆粒的雜質(zhì)或塵埃都可能導致絲線斷裂。因此，為了研究工作的方便性，首先，校準風洞馬赫數(shù)范圍不宜過寬；其次，噴管出口截面尺寸，參考PTC風洞，并為今后其他探針校準留有空間；第三，校準風洞密度、總溫調(diào)節(jié)能力應能覆蓋現(xiàn)有連續(xù)和暫沖高速風洞大部分工作區(qū)域并留有余量。根據(jù)可壓縮流體熱線探針的校準需求，結(jié)合中國空氣動力研究與發(fā)展中心和國內(nèi)高速風洞實際情況，確立的校準風洞基本氣動參數(shù)如下：

（1）先期實現(xiàn)馬赫數(shù)：0.3～0.95，后期實現(xiàn)擴展馬赫數(shù)：1.1～2.0；

（2）噴管出口橫截面尺寸：Φ50mm；

（3）模型試驗區(qū)馬赫數(shù)均方根偏差：0.005；

（4）前室總壓限制值：p0≤250kPa，控制精度：優(yōu)于0.3%；

（5）引射總壓：150～400kPa，控制精度：3%～5%；

（6）前室氣流總溫：常溫～330K，溫度控制精度：!1K；

（7）試驗段靜壓調(diào)節(jié)范圍：50～180kPa（絕對壓力）；

（8）試驗段速壓調(diào)節(jié)范圍：2／3倍常規(guī)速壓～1.5倍常規(guī)速壓；

（9）迎角調(diào)整范圍：-30°～30°。

1.2 氣動布局方案

結(jié)合中國空氣動力研究與發(fā)展中心大容積中壓氣源的實際情況，熱線校準風洞氣動布局采用如下型式：

（1）直吹射流式布局；

（2）調(diào)壓閥后安裝加熱器實現(xiàn)總溫可調(diào)，試驗段氣流總溫在前室測量；

（3）采用高度可調(diào)的超擴段實現(xiàn)增速壓，超擴段后環(huán)縫式引射器實現(xiàn)降速壓；

（4）為今后方便進行風洞性能擴充，噴管設計為可更換式，先期設計聲速噴管，實現(xiàn)亞聲速熱線校準，后期換裝相應跨、超聲速噴管，實現(xiàn)跨、超聲速校準功能（Ma≤2.0）。

1.3 氣動輪廓設計

熱線校準風洞氣動輪廓如圖1所示，主要由進氣管路、球閥、主調(diào)壓閥、引射器調(diào)壓閥、大開角段、加熱器、穩(wěn)定段、收縮段、噴管、試驗段、收集器、超擴段、引射器、混合段、亞擴段和消聲器組成。閥后總長大約7.4m。采用中壓氣源供氣，氣源壓力為0.7～2.0MPa，通過引射降速壓、調(diào)節(jié)超擴段增速壓，可以實現(xiàn)試驗段速壓調(diào)節(jié)［11］。

圖1 熱線校準風洞氣動輪廓圖Fig.1 Aerodynamic Scheme of hot-wire calibration wind tunnel

1.4 關(guān)鍵部段要求和氣動分析計算

1.4.1 調(diào)壓閥

為獲得良好的壓力調(diào)節(jié)特性和較小的壓力損失，管道流速限制在λ＝0.05～0.4之間。閥門行程為0.15倍到0.7倍閥后管道直徑。最大開度取0.5～0.6，根據(jù)閥門特性和氣源終止壓力決定。最小開度取0.005～0.03，由最高氣源壓力和最小流量決定。

主調(diào)壓閥通徑為DN100mm，最大流量2.0kg／s，最小流量0.05kg／s，控制精度優(yōu)于0.3%。引射器調(diào)壓閥通徑為DN65mm，最大流量0.75kg／s，最小流量0.2kg／s，控制精度1%～3%之間。

1.4.2 加熱器

加熱器采用直熱式電阻加熱器，入口管道直徑和出口管道直徑均為Φ150mm，出口管道通過膨脹節(jié)直接與校準裝置穩(wěn)定段相接；在Ma≤2.0的情況下，最大流量2kg／s，最高總溫330K，入口最大流速30m／s；采用立式安裝，最大設計功率100kW。

1.4.3 整流段

整流段位于穩(wěn)定段前部，主要由腔體管道、燒結(jié)絲網(wǎng)、蜂窩器、阻尼網(wǎng)等組成。燒結(jié)絲網(wǎng)采用26層160目，可以起到整流作用并阻擋來流中的雜質(zhì)，避免損壞熱線探針。蜂窩器規(guī)格為：長度L＝50mm，蜂窩格對邊寬度D＝5mm，同軸度要求0.06°，L／D＝10。蜂窩器距阻尼網(wǎng)400mm。阻尼網(wǎng)規(guī)格為：3層，間距Δl＝150mm，開孔率60%，網(wǎng)絲直徑0.2mm。

1.4.4 收縮段及噴管

采用亞聲速噴管與收縮段型面一體化設計，為更換噴管方便，采用分段加工配裝。噴管與收縮段型面設計采用雙三次優(yōu)化曲線（n＝9），收縮比約12∶1。圖2為Ma＝0.8收縮段內(nèi)流線分布，圖3為噴管出口速度分布，由圖中可看出，氣流無分離并在噴管出口分布均勻。

1.4.5 射流試驗段與收集器

射流試驗段駐室大小根據(jù)熱線探針支桿長度及模型迎角范圍確定為600mm×600mm×600mm。試驗段下游設置收集器，以穩(wěn)定射流流場。圖4為收縮段至亞擴段馬赫數(shù)總體分布圖（Ma＝0.8）。從圖中可以看出，試驗段射流均勻區(qū)從噴管出口逐漸變窄直至消失。熱線探針校準時，其敏感部位（熱絲）位于噴管出口截面流場均勻區(qū)附近，見圖5，此處流場均勻性好，完全可以滿足熱線探針的校準需求［9］。

圖2 收縮段和亞聲速噴管流線圖（Ma＝0.8）Fig.2 Streamlines pattern of contraction section and subsonic nozzle（Ma＝0.8）

圖3 亞聲速噴管出口速度分布（Ma＝0.8）Fig.3 Velocity distribution of subsonic nozzle outlet（Ma＝0.8）

圖4 收縮段至亞擴段流場馬赫數(shù)總體分布（Ma＝0.8）Fig.4 Flow Mach number population distribution from contraction section to sub segment（Ma＝0.8）

圖5 校準熱線在試驗段中的位置Fig.5 Position of calibrated hot-wire in test section

收集器的主要作用是穩(wěn)定射流。設計原則是射流不發(fā)生分離。收集器距噴管出口150mm，由于熱線支桿與收集器可能存在干涉，應在其豎直對稱面開槽。

1.4.6 引射器

引射器主要用于降速壓，采用周邊環(huán)縫式超聲速引射器，引射Ma＝2.0，高速氣流近壁面不易發(fā)生分離，混合段長度為管道直徑的10倍。

1.4.7 超聲速擴散段

超擴段主要功能為：超聲速時，平衡射流內(nèi)外靜壓；亞跨聲速時，堵塞節(jié)流實現(xiàn)增速壓。形狀為矩形460mm（長）×50mm（寬）×75mm（高），調(diào)節(jié)范圍75～25mm，可以滿足Ma0.4以上增壓需求。

1.4.8 亞擴段及消聲器

亞擴段主要作用為減速，降低排氣口流速（V≤30m／s），亞擴段面積比約為4，擴散角度為6°以內(nèi)，出口加50%孔板及大角度擴開段。

消聲器采用阻性消聲器，置于亞擴段之后，流速不高于30m／s，由亞擴段設計實現(xiàn)。

2 洞體主要部段結(jié)構(gòu)設計

2.1 洞體構(gòu)成

校準風洞軸線標高1.1m，總長約9.3m，總高度1.85m，總寬度1.3m，總重量約4t。主要結(jié)構(gòu)設備包括：主氣流與引射氣流閥門管路系統(tǒng)、電加熱器、膨脹節(jié)、穩(wěn)定段、噴管、試驗段、迎角機構(gòu)、超聲速擴散段裝置（含收集器）、引射排氣段、消聲器。

2.2 主要部段設計

2.2.1 主氣流及引射氣流管路閥門系統(tǒng)

管路系統(tǒng)設計最高壓力2.5MPa，由主氣流管路和引射氣流管路組成。主氣流管路通徑DN100mm，采用Φ108×4無縫碳鋼管，配置PN25DN100電動球閥1臺，PN40DN100定制氣動調(diào)節(jié)閥1臺（可調(diào)比1∶100）。引射氣流管路通徑DN65mm，采用Φ76 ×3.5無縫碳鋼管，配置PN25DN100電動球閥1臺、PN40DN65電動調(diào)節(jié)閥1臺（可調(diào)比1∶50）。

2.2.2 電加熱器設計

電加熱器由鎮(zhèn)江東方電熱有限公司制造，采用頂部抽芯的立式結(jié)構(gòu)，空氣低進高出，承壓殼體內(nèi)設有電熱管列陣和多道折流板，殼體外側(cè)包裹保溫層，設有進口溫度、出口溫度和超溫保護監(jiān)測熱電偶。最高工作壓力2.0MPa，空氣流量0.1～2kg／s，額定功率100kW，額定電壓380V。進口短管軸線高度430mm，出口短管軸線高度與風洞軸線標高一致。

2.2.3 穩(wěn)定段

穩(wěn)定段結(jié)構(gòu)示意圖如圖6所示。設計壓力2.0MPa，設計溫度100℃，氣流通道入口直徑Φ150mm、出口直徑Φ170mm，長度1650mm。穩(wěn)定段由分段式承壓殼體和可拆卸的內(nèi)部組件構(gòu)成，內(nèi)部組件包括燒結(jié)絲網(wǎng)裝置、襯筒、蜂窩器、阻尼網(wǎng)裝置，在靜流段內(nèi)（E-E截面）設置有總壓探針和Pt100總溫探針。燒結(jié)絲網(wǎng)裝置、蜂窩器和阻尼網(wǎng)裝置可以從穩(wěn)定段中整體拆出，分解后即可進行燒結(jié)絲網(wǎng)清洗、蜂窩器和阻尼網(wǎng)更換等維修維護。承壓殼體采用20鋼鍛件，內(nèi)部組件采用不銹鋼材料。

圖6 穩(wěn)定段結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Scheme of settling chamber structure

2.2.4 噴管

噴管段將收縮段和聲速噴管合為一體，采用固塊軸對稱型面結(jié)構(gòu)，不銹鋼鍛件整體加工。設計壓力2.0MPa，設計溫度100℃，入口直徑170mm，出口直徑50mm，長度600mm，型面加工精度0.02mm，表面粗糙度Ra0.8，如圖6所示。

2.2.5 試驗段與迎角機構(gòu)

試驗段設計壓力0.3MPa，駐室尺寸0.9m× 0.6m×0.6m，分為試驗區(qū)和迎角機構(gòu)安裝區(qū)，試驗區(qū)尺寸0.6m×0.6m×0.6m。試驗段采用橫向箱式結(jié)構(gòu)，兩側(cè)設有可開啟的活動艙門，試驗區(qū)一側(cè)的艙門和試驗段頂部各設置一個光學窗口，尺寸為270mm×200mm。

圖7 噴管段結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Scheme of nozzle section structure

迎角機構(gòu)具備α和x共2個自由度，積木式結(jié)構(gòu)，α旋心位于校準裝置軸線上。α機構(gòu)包括中部支架及彎刀、旋轉(zhuǎn)支臂、高精度減速器和伺服電機，中部支架、旋轉(zhuǎn)支臂與減速器輸出軸固定連接，可實現(xiàn)在-30°～30°范圍的迎角自動調(diào)節(jié)。為方便校準探針位置調(diào)整，設置x位移機構(gòu)，其由直線導軌和安裝基座組成，通過手動調(diào)節(jié)，可實現(xiàn)探針位置在距噴管出口0～80mm的軸向位移調(diào)節(jié)。圖8為迎角機構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖8 迎角機構(gòu)示意圖Fig.8 Scheme of angle of attack mechanism

2.2.6 超聲速擴散段裝置

超聲速擴散段裝置由收集器和可調(diào)節(jié)二元流道擴散段組成，設計壓力0.3MPa，入口尺寸135mm× 135mm，出口尺寸50mm×75mm。擴散段配置有上、下2套手動調(diào)節(jié)機構(gòu)和4塊調(diào)節(jié)板，以實現(xiàn)平直流道和收斂——擴張流道的轉(zhuǎn)換。擴散段殼體采用20鋼鍛件，調(diào)節(jié)板采用45鋼。圖9為超聲速擴散段裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖9 超聲速擴散段裝置示意圖Fig.9 Scheme of supersonic diffuser device

2.2.7 引射排氣段

引射排氣段包括環(huán)縫引射器、混合室和亞擴段，設計壓力1.0MPa。引射器入口尺寸50mm×75mm，出口直徑Φ86mm，進氣管道通徑65mm。亞擴段出口直徑Φ156mm。引射器與支座之間為滑動連接，利用聚四氟乙烯墊板減振。

3 測控處系統(tǒng)研制

測控處系統(tǒng)總體原理框圖如圖10所示，通過控制總壓、總溫、靜壓、電加熱器和伺服電機，從而實現(xiàn)流場速度、密度、溫度和探針迎角（偏航角）的調(diào)整控制。系統(tǒng)需要測量的參數(shù)有總壓、總溫、靜壓等；需要控制的電氣元件有調(diào)壓閥、電動球閥（閘閥）、電加熱器和迎角交流伺服電機。整個測控處系統(tǒng)主要由流場參數(shù)測量控制（閥門）系統(tǒng)、電加熱器控制系統(tǒng)、迎角控制系統(tǒng)及風洞運行管理軟件系統(tǒng)等構(gòu)成，系統(tǒng)采用分層式架構(gòu)，將全部測量控制分為上位機控制層、PLC控制層和現(xiàn)場控制層，在上位計算機控制下，依托西門子CPU226CN（PLC）控制器為中心的邏輯控制單元，通過PLC可以實現(xiàn)對風洞運行控制所需的功能。測控系統(tǒng)控制柜上設有西門子Smart-100觸摸屏，所有子系統(tǒng)之間通過RS485和以太網(wǎng)相連并采用TCP／IP協(xié)議進行信息傳遞和交換。

圖10 熱線探針校準風洞測控處系統(tǒng)原理框圖Fig.10 Scheme of measurement，control and processing system of hot-wire calibration wind tunnel

風洞運行采用Honeywell（霍尼韋爾）PPT高精度壓力傳感器測量前室總壓、下駐室第一點靜壓和引射總壓，總溫測量采用Pt100高精度鉑電阻溫度傳感器，其他監(jiān)控壓力采用DSP-16電子掃描閥進行測量。

風洞運行管理軟件系統(tǒng)開發(fā)采用KingView V6.53監(jiān)控組態(tài)軟件平臺。在風洞開車運行主界面，可選擇常規(guī)、增壓、引射、加溫運行模式。

4 流場校測及結(jié)果分析

4.1 流校裝置

為滿足校準風洞速度場和溫度的校準和測量要求，根據(jù)其風洞特點和堵塞度要求，專門研制了軸向探測管和總溫排架。

4.1.1 軸向探測管

軸向探測管結(jié)構(gòu)詳見圖11。由于受堵塞度影響，軸向探測管直徑必須限制在6mm，僅限5根測壓管通過，其頭錐角為20°，直徑為6mm，長321.6mm，在風洞中堵塞度為1.44%。探測管上沿螺旋狀環(huán)繞一周共分布5個測壓孔，孔間距12.5mm，孔徑為0.5mm，尾部通過夾緊的方式與迎角機構(gòu)連接。

圖11 軸向探測管測壓點分布Fig.11 Pressure tap distribution of axial detection tube

4.1.2 總溫排管

總溫排管結(jié)構(gòu)排架寬45mm，厚6mm，在風洞中堵塞度為13.75%，如圖12所示。排架上共有5個T型熱電偶測溫探頭，探頭直徑3mm，間距8.5mm，對稱分布。排架尾部通過夾緊的方式與迎角機構(gòu)連接。

圖12 總溫排管測溫點分布示意圖Fig.12 Scheme of measuring temperature point distribution on the total temperature exhaust pipe

4.2 流場校測

4.2.1 流場校測方法

由于受堵塞度影響，軸向探測管僅沿螺旋狀環(huán)繞一周共分布5個測壓孔，孔間距12.5mm，如果不借助其他辦法，就無法獲得整個流場均勻區(qū)的馬赫數(shù)分布情況。為此，借助中部支架軸向位移機構(gòu)，采用了移測并疊加的流校方案。具體實施時，安裝軸向探測管于初始位置使第一靜壓測點位于噴管出口，再在0～12.5mm之間均勻測量9個位置，最終將50個測點按位置前后進行排列，從而實現(xiàn)了全流場均勻的馬赫數(shù)分布測量。

4.2.2 常速壓下速度場校測結(jié)果分析

圖13給出了無加熱常規(guī)速壓條件下核心流軸向Ma數(shù)分布曲線。從流場校測結(jié)果來看，當0.3≤Ma≤0.95時，模型區(qū)Ma最大標準偏差0.002，流場指標合格［12］。根據(jù)試驗所測得的核心流軸向Ma分布Mi～Xi曲線，可以看出，在距出口60mm范圍內(nèi)均可進行探針校準試驗，流場均勻性滿足校準需求。

圖13 無加熱常規(guī)速壓條件下流校結(jié)果Fig.13 Flow calibration result under conventional dynamic pressure condition without heating

圖14給出了風洞變速壓能力曲線。可見，風洞速壓可以降低至常規(guī)速壓的50%以下。隨著引射器總壓的增大，試驗段靜壓降低，前室總壓也隨之降低，但馬赫數(shù)修正量會不斷變化。風洞速壓可以增至常規(guī)速壓的1.7倍以上。流校數(shù)據(jù)顯示，變速壓對流場均勻性影響很小。

圖14 風洞變速壓能力曲線圖Fig.14 Curve graph of adjusting dynamical pressure in wind tunne

4.2.4 溫度場校測結(jié)果分析

表1給出了典型Ma下溫度測量結(jié)果。流場校測數(shù)據(jù)顯示，溫度場均勻，加熱對流場均勻性影響小。

表1 典型馬赫數(shù)下的溫度測量結(jié)果Table 1 The result of temperature measurement under topic Mach numbers conditions

5 結(jié) 論

（1）當0.3≤Ma≤0.95時，熱線校準風洞模型區(qū)Ma最大標準偏差0.002，滿足GJB1179A-2012要求，流場指標合格。在距噴管出口60mm范圍內(nèi)均可進行熱線探針校準試驗，流場均勻度能滿足探針校準的要求。

（2）校準風洞可以準確實現(xiàn)對流場速度、溫度和密度的調(diào)節(jié)控制，風洞速壓可以降低至常規(guī)速壓的50%以下，也可增至常規(guī)速壓的1.7倍以上，溫度和密度調(diào)節(jié)范圍寬，完全滿足熱線校準的單變量獨立控制需要。

（3）熱線校準風洞的成功研制，不但解決了可壓縮流體熱線探針的準確校準問題，也為高速風洞湍流度測量技術(shù)的建立和完善提供了研究平臺。

［1］朱博，湯更生.聲學風洞流場低湍流度及頻譜測量研究［J］.實驗流體力學，2015，29（4）：58-64.Zhu B，Tang G S.Low turbulence intensity and spectrum measurement research in aeroacoustic wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2015，29（4）：58-64.

［2］賈青，楊志剛，李啟良.汽車風洞試驗段流場的試驗研究［J］.實驗流體力學，2011，25（6）：33-37.Jia Q，Yang Z G，Li Q L.Test research of the flow filed inside the test section of the automative wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2011，25（6）：33-37.

［3］田于逵，江宏.利用熱線風速儀在風洞中研究艦艇尾部流動特性［J］.船舶力學，1998，2（2）：13-21.Tian Y K，Jiang H.Study on the wake characteristics naval vessels using a hot-wire anemometer in a wind tunnel［J］.Ship Mechanics，1998，2（2）：13-21.

［4］高麗敏，席光，王尚錦，等.用熱線風速儀測量葉輪后葉片擴壓器流場［J］.工程熱物理學報，2005，26（4）：559-601.Gao L M，Xi G，Wang S J，et al.Experiment investigation on a vaned diffuser flow filed behind a centrifugal impeller using constant temperature anemometer［J］.Journal of Engineering Thermophysics，2005，26（4）：559-601.

［5］De Souza F，Tavoularis S.Hot-wire response in high-subsonic flow［R］.AIAA-99-0310，1999.

［6］Jones G S.Wind tunnel requirements for hot-wire calibration（Invited）［R］.AIAA-94-2534，1994.

［7］Amber L Favaregh.A new approach for calibration of hot-wires for use in uncertain environments［R］.AIAA-2006-2809，2006.

［8］Zinoviev V，Lebiga V，Chung K M，et al.Application of hotwire technology in a slowdown type transonic wind tunnel［R］.AIAA-2001-0308，2001.

［9］Nagabushana K A，Stainback P C.A rational technique for calibrating hot-wire probe in subsonic to supersonic speed［R］.AIAA-94-2536，1994.

［10］Stainback P C.Some influences of approximate values for velocity，density，and toal temperature sensitivities on hot-wire anemometer results［R］.AIAA-86-0506，1986.

［11］劉政崇.高低速風洞氣動與結(jié)構(gòu)設計［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2003.

［12］中國人民解放軍總裝備部.GJB 1179A-2012高速風洞和低速風洞流場品質(zhì)要求［S］.北京：總裝備部軍標出版發(fā)行部，2013.

Development of hot-wire probe calibration wind tunnel based on compressible fluid

Ma Husheng＊，Liu Huilong，Qin Tianchao，Du Wei，Shi Peijie，Ren Siyuan
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The output of the hot-wire is related not only to the fluctuation velocity，but also to the fluid temperature and density when the hot-wire technology is used to measure the turbulence intensity in a compressible fluid.Therefore，it is necessary to establish a calibration facility with similar characteristics to a high speed compressible fluid so that the accurate calibration of the hot-wire probe can be done before its usage.In this paper，the aerodynamic overall scheme，structural design and development of measurement and control system of the hot-wire probe calibration wind tunnel are introduced and illustrated based on subsonic and transonic compressible fluids.According to the results of the wind tunnel flow field calibration tests，the maximum deviation of the Mach number in the model area is 0.002；the dynamic pressure can be adjusted from 0.5to 1.7times of the normal dynamic pressure；the variation range of temperature and density is wide；the uniformity of the flow field are good.All the requirements for the hot-wire probe calibration are satisfied.

compressible fluid；hot-wire probe；calibration wind tunnel；flow field calibration

V211.74

A

（編輯：李金勇）

2016-07-08；

2016-09-18

＊通信作者E-mail：husheng＿ma＠163.com

MaHS，LiuHL，QinTC，etal.Developmentofhot-wireprobecalibrationwindtunnelbasedoncompressiblefluid.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2017，31（1）：93-99.馬護生，劉會龍，秦天超，等.基于可壓縮流體的熱線探針校準風洞研制.實驗流體力學，2017，31（1）：93-99.

1672-9897（2017）01-0093-07

10.11729／syltlx20160108

馬護生（1968-），男，陜西西安人，高級工程師。研究方向：流動顯示與測量技術(shù)。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號12201信箱（621000）。E-mail：husheng＿ma＠163.com