高超聲速風洞兩級引射器氣動性能試驗研究

郭孝國, 江澤鵬, 陳 星, 王鐵進

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

0 引 言

常規高超聲速風洞是高超聲速飛行器研制的主要地面試驗設備。目前，國內參與型號任務的主要常規高超聲速風洞有中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)高速空氣動力研究所的FL-31Φ0.5m高超聲速風洞、中國航天空氣動力技術研究院(CAAA)的FD-07Φ0.5m高超聲速風洞，南京航空航天大學NHWΦ0.5m高超聲速風洞、CARDC超高速空氣動力研究所的FD-20AΦ1m高超聲速風洞以及CAAA在建的FD-16Φ1.2m高超聲速風洞。隨著高超聲速飛行器型號研制越來越密集，國內主力大口徑高超聲速風洞基本處于滿負荷運轉狀態，提升高超聲速風洞設備的能力和運行效率，對高質量按時完成型號研制任務具有重要意義。

達到并保持風洞啟動和運行壓比是常規高超聲速風洞運行的關鍵，其由風洞主氣流和引射氣流在擴壓器中產生的低壓共同維持。常規高超聲速風洞一般都采用超聲速引射[1-3]，運行時混合室內部流場復雜，往往難以進行準確的理論計算以確定適當的運行參數。引射器運行參數過低，可能造成風洞堵塞或者壓比不夠，導致啟動失敗無法進行試驗，而過高的運行參數又會造成資源浪費，增加風洞運行成本。

國防科技大學對超聲速引射器進行了大量的研究工作，得出了許多重要的結論。徐萬武等[4]通過試驗研究了超聲速環形引射器的啟動特性，發現環形引射器的啟動壓強高于運行壓強，引射馬赫數越高，啟動壓強越高;鄒建軍等[5]研究了管道馬赫數、混合室收縮比等對環形引射器啟動性能的影響。中國空氣動力研究與發展中心的劉宗政[6]對等壓混合引射器參數匹配進行了研究，王宗浩等[7]對兩級超聲速引射器的流動機理進行了深入研究，劉化勇[8]則對超聲速引射器的數值模擬方法進行了研究。上述研究都是通過搭建試驗平臺或數值模擬的方式進行。目前國內高超聲速風洞引射器實際運行狀況沒有公開的詳細數據文獻可供參考。

本文以CAAA的 FD-07Φ0.5m高超聲速風洞為研究對象，針對Ma5～6試驗時風洞引射器氣動性能進行測試和分析。

1 FD-07風洞

FD-07風洞系暫沖、吹引式高超聲速風洞，采用兩級環形引射器方式，帶封閉室自由射流試驗段，噴管出口直徑Φ0.5m，有效工作時間90～120s，試驗馬赫數5～8。本文采集系統如圖1所示，該系統基于虛擬儀器和PXI總線采集控制技術建立。其中壓力傳感器準確度等級0.5級，工作溫度-10～60℃，各傳感器復檢回程誤差、線性誤差、重復性誤差、基本誤差均滿足本文試驗要求。本文重點關注風洞運行總溫、總壓、駐室壓力、一級引射器入口壓力、二級引射器入口壓力、中壓氣源壓力、一級引射器運行壓力、二級引射器運行壓力等參數。風洞引射系統各參數如表1所示，其中：Ma為引射馬赫數，R為引射面積比，D1為引射器管道直徑，D2、L2為引射器混合室直徑和長度，D3、L3為擴壓段入口直徑和長度，D4、L4為擴壓段等直段直徑和長度，D5、L5為擴壓段出口直徑和長度，參數示意圖如圖2所示。

圖1 FD-07風洞數據采集系統

MaR/mmD1/mmD2,L2/mmD3,L3/mmD4,L4/mmD5,L5/mmFirst-stageSecond-stage3.53.00.330.30Φ219Φ325Φ700/4185Φ804/395Φ800/812Φ550/2187Φ700/955

圖2 參數示意圖

2 試驗總體方案

試驗在保持引射器環形噴管喉道不變的前提下(引射Ma不變)，通過引射器單級調試、引射器聯調、主-次流聯合調試等3種試驗方案進行。具體試驗步驟如下：

步驟1：單開二級引射器，閥后壓力調節值為0.5、0.6、0.7、0.8、0.9、1.0、1.1和1.2MPa，每個壓力狀態穩定運行5～10s，記錄二級引射器抽真空數據，選出抽吸能力最強時的運行壓力，記為ps2；

步驟2：二級引射器閥后壓力設定為步驟1中壓力ps2，調節一級引射器閥后壓力為0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9和1.0MPa，每個壓力狀態穩定運行5～10s，記錄引射器抽真空數據，選出抽吸能力最強時的一級引射器運行壓力，記為ps1；

步驟3：設定一級引射器運行壓力為ps1，二級引射器運行壓力為ps2，進行Ma5～6試驗，獲取各個參數數據，判斷該運行壓力能否滿足試驗要求：若能，則該運行壓力為FD-07風洞Ma5～6試驗時最佳引射器運行壓力；若不能，則調整兩級引射器運行壓力值，進一步試驗研究。

3 試驗結果與分析

圖3～6中，p0為駐室壓力，p1為風洞排氣管道上一級引射器入口壓力，p2為風洞排氣管道上二級引射器入口壓力。

步驟1：二級引射器單獨調試。閥后壓力為0.5～1.2MPa，待測數據p0、p1、p2，試驗結果如圖3所示。

圖3 二級引射器單調試驗數據

圖3中，方框標注圖例為時間80～110s之間駐室壓力的放大圖。圖中3條曲線下方標注的壓力數值為試驗過程中二級引射器運行壓力，可以看出：當二級引射器運行壓力為1.0MPa時，駐室壓力不再明顯下降，由此判定引射器啟動，此時抽吸能力達到最大值；當二級引射器運行壓力小于1.0MPa時，引射氣流在后續的管道中沒有達到超聲速滿流，隨著壓力的增加，抽吸能力接近線性變化，引射器沒有啟動；當運行壓力大于1.0MPa并繼續增加時，引射器已啟動，但駐室壓力不降反而有輕微增加，說明引射器抽吸能力并沒有增加。因此，二級引射器引射能力最高時的運行壓力為ps2=1.0MPa。

步驟2：兩級引射器聯調。設定二級引射器運行壓力為ps2=1.0MPa，一級引射器閥后壓力調節為0.4～1.0MPa，待測數據p0、p1、p2，試驗結果如圖4所示。

圖4(a)中，虛線間隔代表試驗中一級引射器調壓變化情況，上方數值代表一級引射器運行壓力。由圖中數據可以看出:二級引射器運行壓力為1.0MPa固定不變，當一級引射器運行壓力為0.7～0.8MPa時，二級引射器入口氣流壓力激烈波動，這是由測壓探頭前部產生的超聲速滿流逐步減速增壓所致，表明一級引射器啟動；當一級引射器運行壓力為0.8MPa時，駐室壓力最小，引射器抽吸能力達到最大值；而當一級引射器運行壓力大于0.8MPa且繼續增大時，駐室壓力不降反增，說明引射器抽吸能力并沒有增強，反而有所降低，因此，一級引射器啟動壓力為0.7～0.8MPa。當二級引射器運行壓力維持在ps2=1.0MPa、一級引射器運行壓力調節到ps1=0.8MPa時，引射器的抽真空能力最強。由于ps1和ps2均為兩級引射器臨界啟動壓力，因此ps1=0.8MPa和ps2=1.0MPa符合引射壓力低、耗氣量小的情況。

步驟3：設定一級引射器運行壓力ps1=0.8MPa，二級引射器運行壓力ps2=1.0MPa，進行Ma5～6風洞試驗，待測數據p0、p1、p2。試驗結果如圖5和6所示。其中Ma5試驗前室總壓為1.0MPa，總溫為90℃，Ma6試驗前室總壓為2.0MPa，總溫為191℃。

(a) 試驗數據全局圖

(b) 60～100s局部放大圖

圖5 Ma5(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)試驗數據

在圖5和6中：(1) 二級引射器入口總壓p2高于一級引射器入口總壓p1，原因在于一級引射器的增壓作用；一級引射器入口總壓p1在有主氣流存在時，測量數據變化平穩，說明主氣流在超聲速擴壓段中減速增壓，逐步變為亞聲速氣流，與理論情況相符[9-10]。(2) 由于風洞主氣流啟動沖波的影響，圖5和6中一級引射器壓力p1在風洞主氣流通入瞬間突然增加，隨著試驗流場的建立該值迅速下降，而駐室壓力p0和二級引射器入口壓力p2受主氣流沖波的影響較小。(3) 由于引射器啟動沖波的影響，二級引射器入口壓力p2在引射器啟動時瞬間增加，隨著引射流動波系的建立而下降并趨于平穩，一級引射器入口壓力p1及駐室壓力p0受引射器啟動沖波的影響不大。(4) 由試驗數據可得，引射器啟動后駐室壓力p0最小值約為4.5kPa，隨著風洞主氣流通入，試驗段建立流場，駐室壓力存在最小值，Ma5時為0.94kPa，Ma6時為1.38kPa，完全滿足風洞啟動壓比，噴管出口為略微膨脹的射流邊界，風洞流場面積大。在既定風洞主流工況下，引射器結構和引射Ma不變，引射器運行總壓越低，引射流量越小，則相應的引射效率越高，引射成本越低。由此可得，對于FD-07風洞Ma5～6試驗，采用ps1=0.8MPa、ps2=1.0MPa方案運行效率較高，成本較低。

圖6 Ma6(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)試驗數據

需要指出的是，引射器啟動壓強一般高于運行壓強[4]，在風洞試驗過程中，理論上可以通過調節控制系統參數來適當降低引射器運行壓力，這樣可以獲得更高的引射效率，但是考慮到實際吹風試驗操作難度、適應不同模型的堵塞程度和風洞運行安全，本文對此不作考慮，認為風洞試驗時引射器啟動壓力即運行壓力。

4 結 論

本文主要研究了FD-07風洞Ma5～6試驗時引射器氣動性能，解決了FD-07風洞引射器多年來運行狀態不明的問題，優化了引射器運行壓力方案，減少了能源浪費。研究結果表明：(1) 在現有既定引射Ma數和固定噴管喉道下，FD-07風洞一級引射器的啟動壓力在0.7～0.8MPa之間，二級引射器的啟動壓力為1.0MPa；(2) FD-07風洞引射器Ma5～6試驗時，一級引射器運行壓力確定為0.8MPa，二級引射器運行壓力確定為1.0MPa時，引射器的引射效率較高； (3) 風洞運行時，駐室低壓環境主要由主氣流決定，只要引射器運行參數能夠滿足風洞啟動壓比，引射器性能變化對駐室壓力(即試驗模擬高度)影響不大；(4) 風洞主氣流啟動沖波對一級引射器入口壓力的影響較大，對駐室及二級引射器入口壓力的影響不明顯；引射器啟動沖波對二級引射器入口壓力影響較大，對駐室及一級引射器入口壓力的影響不明顯。

后續對FD-07風洞引射器氣動性能的試驗研究將繼續從以下幾個方面展開，希望從實際工程應用的角度出發，對常規高超聲速風洞引射器氣動性能有更加全面的認識：

(1) FD-07風洞引射器為可調環形噴管結構，喉道大小變化將改變引射氣流馬赫數，從而改變引射能力。本文研究結果是基于既定噴管喉道大小條件下得出的，事實上，如果改變引射器噴管喉道大小，研究由此所引起的引射器氣動性能變化，引射器啟動壓力還能進一步降低，進行Ma5～6試驗時，引射器運行的耗氣量有望能進一步減少，降低風洞運行成本。

(2) FD-07風洞試驗馬赫數為5～8，本文只針對Ma5～6進行了研究。由于風洞各馬赫數共用一個擴壓段，擴壓段結構可以滿足Ma5～6試驗時的亞-超引射條件，但在Ma7～8試驗時,主氣流并不一定能通過擴壓段全部減速為亞聲速，還會有部分流動以超聲速狀態進入引射器，流動情況更為復雜[11-14]。因此，上述引射器運行壓力在Ma5～6試驗工況下引射效率較高，但并不一定能達到Ma7～8試驗時的風洞運行壓比，即使滿足運行壓比，也很難確定引射器參數是否處在效率較高的狀態下，因此對試驗馬赫數7～8時的風洞引射器氣動性能還需要作進一步研究。