脈沖燃燒風洞與常規高超聲速風洞數據相關性研究

賀元元, 吳穎川, 張小慶, 林 其

(中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

目前，要求地面試驗設備完全模擬高超聲速飛行環境是非常困難的，在一個試驗設備上進行所有環境的模擬試驗更是不可能的。因此，需要研制多種試驗設備，以滿足高超聲速試驗需求5〗。

常規高超聲速風洞主要模擬參數是馬赫數和雷諾數，其他一些參數則主要通過高焓試驗設備來模擬8〗。

在高超聲速風洞運行中，氣源不僅要維持風洞所必須達到的壓力比，還需要滿足雷諾數模擬的要求。一般來說，風洞的總壓要足夠高。如果風洞連續工作，高的壓力比和高總壓將使風洞消耗很大的動力，因而高超聲速風洞多為暫沖式。

暫沖式常規高超聲速風洞的運行方式是：氣罐中的壓縮空氣經過加熱系統達到所需溫度，然后通過型面噴管，在試驗段形成所需的高超聲速流場，最后經由超聲速擴散段升壓后進入引射排氣系統，排入大氣，或經過冷卻器進入真空系統，由真空泵系統排入大氣。常規高超聲速風洞一般加熱溫度在800K以

下，主要是為了防止氣流冷凝，不能真實模擬實際總溫(馬赫數6時達到1800K)，因此，開展發動機及飛行器一體化帶動力試驗還需要滿足總溫要求的高焓設備。

燃燒加熱風洞是目前高超聲速飛行器地面模擬試驗尤其是帶動力試驗的主要設備。在過去的十幾年間，中國空氣動力研究與發展中心研制了不同尺度的脈沖燃燒風洞，探索了一體化飛行器設計、計算與試驗技術[7-9]。在此基礎上，發展了基于脈沖燃燒風洞的大尺度飛行器帶動力一體化試驗技術[10-11]，提出了一種基于一體化試驗直接測力結果的飛行器和發動機性能評估方法。

由于采用燃燒加熱方式，無論是采用氫燃料還是碳氫燃料，都會產生水蒸氣(H2O)、二氧化碳(CO2)等燃燒產物，即形成所謂“污染”。污染組分將造成風洞試驗氣體物理化學屬性與真實空氣存在一定差異，導致地面試驗難以完全模擬真實飛行狀態下的所有來流參數，且給地面試驗結果向真實飛行狀態的外推帶來不確定性。為了盡可能降低這種不確定性，地面試驗一般需要慎重考慮試驗來流與模擬對象環境之間的參數匹配問題：即通過有選擇地調整污染來流的某些狀態參數，使之逼近對應的真實飛行環境，同時放棄一些無法兼顧的非關鍵參數，以盡可能達到飛行器氣動與推進性能的可靠模擬。

目前主要有兩種模擬方式：對于氣動力試驗，一般采用靜溫、靜壓、馬赫數模擬；對于發動機性能試驗，也可以采用總焓、動壓、馬赫數模擬。

中國科技大學楊基明、羅喜勝等[12-13]通過典型升力體飛行器的試驗和計算研究，證明污染組分使得斜激波波后參數相對純凈空氣有一定變化，從而造成模型表面壓力及模型的氣動力有一定變化，但變化量較小。相對于純凈空氣來流，污染空氣來流時發動機推力、單位推力、比沖均有所下降。脈沖燃燒風洞采用氫氧燃燒加熱，污染空氣來流時推力性能下降相對較小，與純凈空氣來流時較為接近。

西北工業大學宋文艷等[14]研究了H2O/CO2污染煤油燃料對超聲速燃燒室的影響，認為污染對點火和超聲速燃燒具有一定的抑制作用，污染組分的存在會導致燃燒室模態轉換點發生變化。

譚宇等[15]在酒精燃燒和氫氣燃燒兩種加熱方式的風洞設備上開展了匹配方案對超燃沖壓發動機性能影響的試驗研究，比較了兩種目前較常用的氣流參數匹配方案，結果表明：對于采用氫氣燃燒加熱方式的風洞設備，總焓動壓馬赫數(h0QM)匹配比靜溫靜壓馬赫數(TPM)匹配能夠獲得更高的壁面靜壓和推力收益；對于采用酒精燃燒加熱方式的風洞設備，兩種匹配方案表現相當。

壁溫比通常定義為模型壁面溫度與恢復溫度的比值。常規高超聲速風洞來流溫度較低，氣流壁面恢復溫度與壁面溫度相差不大，接近于絕熱狀態；而燃燒加熱脈沖風洞來流溫度較高，風洞試驗時間很短(300～600ms)，壁面溫度基本保持常溫，接近于等溫狀態，氣流壁面恢復溫度與試驗模型表面溫差較大，氣流對壁面的加熱效應明顯。壁面溫度條件會影響到高超聲速邊界層內的流動參數，進而影響到流場的波系結構和氣動性能。壁溫降低引起摩擦系數的增加和邊界層厚度減小，使得激波邊界層作用區域變小；同時，冷壁使得邊界層內亞聲速部分聲速較低，馬赫數更高。

為了評估真實飛行條件下的飛行器氣動性能，需重點考慮壁溫對燃燒加熱脈沖風洞試驗結果的影響。

本文采用不通氣標模，在常規高超聲速風洞以及兩個不同尺度(Φ2.4m和Φ600mm)的脈沖燃燒風洞中開展對比測力試驗，結合數值計算，研究脈沖燃燒風洞水凝結、雷諾數及壁溫比對模型氣動性能的影響規律。

1 試驗模型

試驗模型采用不通氣標模。對應Φ2.4m脈沖燃燒風洞，試驗模型為大不通氣標模，采用背部支撐，如圖1所示；對應常規高超聲速風洞和Φ600mm脈沖燃燒風洞，試驗模型為1/5縮比的小不通氣標模，采用尾部支撐，如圖2所示。

圖1 大不通氣標模

圖2 小不通氣標模

2 脈沖燃燒風洞水凝結影響研究

為了獲得水凝結對脈沖燃燒風洞試驗數據的影響，采用小不通氣標模，在Φ600mm脈沖燃燒風洞開展不同總溫條件下的對比試驗研究，分析測力結果。

2.1 對比試驗參數

對Φ600mm脈沖燃燒風洞噴管進行了試驗配套改造，在來流總溫、組分不同的條件下，保持風洞出口馬赫數一致。以現有的Ma6噴管為基礎(總溫1500K)，設計制造總溫為1200和1800K的喉道段，噴管出口馬赫數與現有噴管一致。表1為不通氣高超標模試驗參數(p0、T0分別為總壓、總溫，p、T分別為靜壓、靜溫)。

表1 不同總溫高超標模試驗參數Table 1 Flow parameters of different T0 tests

2.2 試驗結果

圖3、4給出了不通氣高超標模的軸向力系數CA、法向力系數CN隨迎角α變化的試驗結果曲線。

試驗表明：在總溫1200～1800K試驗狀態下，最大軸向力系數差別為5.4%，說明水凝結對不通氣高超標模的軸向力影響很小，約為5%左右。在-2°迎角時，總溫1200K(有水凝結)試驗狀態的法向力系數較總溫1500K減小了約40%；在0°～6°迎角下，法向力系數減小12%～5%，說明隨著迎角的增加，模型下表面的凝結水蒸發，導致水凝結對法向力的影響減小。在-2°迎角時，總溫1800K試驗狀態的法向力系數較總溫1500K增加了約30%，說明總溫1500K、-2°迎角狀態在模型的下表面也發生了水凝結，導致模型下表面流場壓力升高，法向力系數減小；而在其他迎角狀態，總溫1500K時并沒有發生水凝結現象，因此法向力系數差別較小。

圖3 高超標模不同總溫試驗CA～α曲線

Fig.3CA～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

圖4 高超標模不同總溫試驗CN～α曲線

Fig.4CN～αgraphofdifferentT0testsforthetypicalhypersonicmodel

3 脈沖燃燒風洞雷諾數影響研究

3.1 對比試驗參數

為了獲得雷諾數對試驗結果的影響，用不同尺度的不通氣標模在Φ2.4m脈沖燃燒風洞和Φ600mm脈沖燃燒風洞進行對比試驗，試驗參數見表2(CHIF：脈沖燃燒風洞)。

表2 試驗參數Table 2 Test parameters

3.2 試驗和計算結果

圖5和6給出了大、小不通氣標模在兩個脈沖燃燒風洞的軸向力系數CA、法向力系數CN試驗結果，同時也給出了兩個模型按照對應風洞來流條件計算獲得的氣動力系數結果。

圖5 不通氣標模軸向力系數計算和試驗結果

Fig.5Numericalandexperimentalaxisforcecoefficientsofthetestmodel

圖6 不通氣標模法向力系數計算和試驗結果

Fig.6Numericalandexperimentalnormalforcecoefficientsofthetestmodel

計算結果表明：模型尺度對不通氣標模的軸向力有一定影響，小不通氣標模的軸向力略大于大不通氣標模，相差約2%～5%。由于兩個脈沖燃燒風洞模擬條件基本相同，試驗時間也接近，因此這個差異可以解釋為模型尺度(雷諾數)造成的：小不通氣標模的雷諾數小于大不通氣標模，因此軸向力略大。試驗并未能夠反映出雷諾數的影響，這可能是由于兩個模型支撐方式不同以及試驗測量誤差掩蓋了差異。

兩個模型的法向力結果不一致，主要是由于支撐方式不同造成的。前期研究表明，腹部支撐對軸向力影響不大，但對法向力影響顯著。

計算與試驗結果符合較好，使計算和試驗得到了相互驗證。

4 脈沖燃燒風洞壁溫比影響研究

采用小不通氣標模，通過Φ600mm脈沖燃燒風洞及常規高超聲速風洞的試驗對比，結合數值計算，研究壁溫比對脈沖燃燒風洞試驗結果的影響。

4.1 對比試驗參數

Φ600mm脈沖燃燒風洞與Φ1m常規高超聲速風洞的試驗流場存在總溫、雷諾數、壁溫比等方面的差異。假設壁溫300K，風洞流場參數對比如表3所示(HWT：常規高超聲速風洞；Tratio為壁溫比)。

表3 Φ1m常規高超聲速風洞與Φ600mm脈沖燃燒風洞流場參數Table 3 Test parameters of Φ1m hypersonic wind tunnel and Φ600mm combustion heated impulse facility

4.2 試驗和計算結果

脈沖燃燒風洞試驗與計算結果表明：采用等溫壁300K條件計算獲得的阻力系數與試驗數據比較接近，誤差在6%以內；絕熱壁計算阻力系數較等溫壁300K計算小5%(迎角6°)～15%(迎角-2°)；不同壁溫條件對升力系數的計算結果影響不大，與試驗結果的誤差分別在6%和8%以內；采用等溫壁300K條件計算獲得的結果與試驗基本一致。圖7和8給出了脈沖燃燒風洞試驗和計算的阻力系數CD及升力系數CL的對比曲線。

常規高超聲速風洞試驗和計算結果表明：不同壁溫條件對計算結果影響不大，計算結果與試驗符合較好，阻力誤差在4%以內，升力誤差在3%以內。圖9和10給出了相應的阻力系數和升力系數比較曲線。

圖7 CD～α試驗與計算結果對比(脈沖風洞，總溫1500K)

Fig.7CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖8 CL～α試驗與計算結果對比(脈沖風洞，總溫1500K)

Fig.8CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ600mmcombustionheatedimpulsefacility

圖9 CD～α試驗與計算結果對比(常規高超聲速風洞)

Fig.9CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

圖10 CL～α試驗與計算結果對比(常規高超聲速風洞)

Fig.10CL～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromΦ1mhypersonicwindtunnel

通過試驗驗證，表明數值計算具有較高的可信度。為了進一步分析規律，采用數值計算分析了脈沖燃燒風洞與常規高超聲速風洞阻力系數的數據相關性，如圖11所示。

(1) 脈沖燃燒風洞等溫壁計算得到的阻力系數比常規高超聲速風洞大7%(迎角6°)～17%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。這個差異由多方面因素導致，主要有雷諾數、比熱比、壁溫比等。

(2) 針對同一個模型，分別采用脈沖燃燒風洞和常規高超聲速風洞的模擬參數計算(壁面都取絕熱壁條件)，此時得到的結果差異應該排除了壁溫比的影響，而反映了兩個風洞模擬條件(如雷諾數、比熱比)不同引起的變化量，計算獲得的這一部分的影響量約為3%(迎角6°)～6%(迎角-2°)。

圖11CD～α計算與試驗結果對比(脈沖燃燒風洞和常規高超聲速風洞)

Fig.11CD～αcomparisonofnumericalandexperimentalresultsfromcombustionheatedimpulsefacilityandhypersonicwindtunnel

(3) 除去兩個風洞模擬條件(如雷諾數、比熱比)不同引起的阻力變化量，可得到壁溫比的影響量約為4%(迎角6°)～12%(迎角-2°)，迎角越小，差異越大。

5 結 論

通過脈沖燃燒風洞與常規高超聲速風洞不通氣高超標模對比試驗和計算，得到如下結論：

(1) 脈沖燃燒風洞獲得的氣動力系數變化規律與常規高超聲速風洞一致；

(2) 雷諾數、壁溫比對阻力系數均有影響，其中壁溫比影響顯著，脈沖燃燒風洞獲得的阻力系數明顯大于常規高超聲速風洞；

(3) 水凝結對不通氣高超標模的軸向力影響較小，對法向力影響較大，且不同迎角狀態影響量不同。