航空工業1m量級高超聲速風洞設計與建設進展

高亮杰 ，辛亞楠 ，袁野 ，李強 ，錢戰森 ,

1.中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034

2.高超聲速氣動力/熱技術重點實驗室，沈陽 110034

3.高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

0 引 言

高超聲速飛行器技術在未來航空航天領域將起到至關重要的作用，是國家綜合實力的重要支撐。高超聲速風洞在高超聲速技術研究和飛行器研制中具有重要地位。國外常規高超聲速風洞主要分布在美國、日本、俄羅斯和歐洲等國家和地區，其中最具代表性的生產型風洞主要有：美國馮卡門實驗室（AEDC VKF）Tunnel A/B/C連續式高超聲速風洞和Tunnel 9號風洞，俄羅斯中央流體研究院（TsAGI）T-116高超聲速風洞，日本宇航院（JAXA）0.5 /1.27 m高超聲速風洞以及法國宇航院（ONERA）S4MA高超聲速風洞。

隨著國內高超聲速技術研究對風洞的需求日益迫切，各主要空氣動力學研究機構都發展了高超聲速地面試驗設施，0.5 m量級以上的大型常規高超聲速風洞主要有：中國空氣動力研究與發展中心（CARDC）0.5 m、1.0 m和2.0 m高超聲速風洞，中國航天科技第十一研究院（CAAA）0.5 m、1.2 m高超聲速風洞，以及南京航空航天大學0.5 m高超聲速風洞。表1給出了世界主要1 m量級常規高超聲速氣動力風洞的性能指標。

表1 世界主要1 m量級常規高超聲速氣動力風洞Table 1 The 1 m conventional hypersonic aerodynamic wind tunnel in the world

為了滿足未來高馬赫數飛行器研制對氣動力試驗的需求，中國航空工業空氣動力研究院（以下簡稱航空工業氣動院，AVIC ARI）規劃建設了1.0 m高超聲速氣動力風洞（FL-64），可與現有亞跨超三聲速風洞（FL-60）搭配使用，形成涵蓋馬赫數0.3～8.0的寬速域范圍的氣動力試驗能力。該風洞于2019年底開工建設，2020年底完成洞體施工，現已完成馬赫數4.0、5.0、6.0流場校測與標模試驗，已具備常規氣動力試驗能力。

1 FL-64風洞總體方案及技術指標

FL-64風洞是一座暫沖自由射流式高超聲速風洞，工作介質為純凈無污染空氣，采用吹引/吹吸組合運行模式。風洞主體結構包括：進氣管路及調壓系統、加熱器、高溫高壓截止閥、穩定段、噴管、試驗段、兩級引射系統、亞擴段及消聲塔。為滿足低動壓試驗需求，節約建設成本，同步建有由換熱系統、真空截止閥以及真空球罐構成的真空支路。風洞總體布局輪廓如圖1所示。

圖1 FL-64風洞總體布局輪廓圖Fig.1 General layout of FL-64 wind tunnel

考慮到與FL-60風洞（馬赫數范圍0.3～4.2）的銜接，FL-64風洞運行馬赫數下限為4.0、上限為8.0，目前共設置5副噴管，分別對應馬赫數4.0、5.0、6.0、7.0、8.0。風洞配備統一的高壓氣源系統同時給主路和引射管路供氣，氣源容積為200 m，最高運行壓力為20 MPa。加熱系統采用電蓄熱形式，在蓄熱模塊內安裝電阻管作為發熱源。加熱器下游設置高溫高壓截止閥，用于消除蓄熱過程中對下游部段的輻射影響。風洞設置了兩級引射系統，低馬赫數運行工況下可僅使用單級引射系統工作。同時，試驗段下游引射支路可切換成真空支路，配有容積為10 000 m的真空罐，極限真空度為100 Pa。風洞的具體包線范圍如圖2所示，其主要性能參數如下：

圖2 FL-64風洞模擬能力Fig.2 FL-64 wind tunnel simulation capability

1）噴管直徑：1.0 m；

2）模擬馬赫數：4.0、5.0、6.0、7.0、8.0；

3）模擬高度：20～30 km；

4）單位雷諾數范圍：3.3×10～4.6×10m；

5）總溫范圍：300～900 K；

6）總壓范圍：0.1～8.0 MPa。

2 風洞關鍵部段設計與試驗能力

FL-64風洞跨多個馬赫數范圍，給風洞總體設計帶來了很大的難度。為了滿足寬包線的試驗需求，在借鑒國內外相似設備設計的基礎上，本文對風洞部分關鍵部段進行了獨特設計。

2.1 寬范圍兩級調壓系統

FL-64風洞要求：穩定段壓力調節范圍 0.1～8.0 MPa，工作范圍寬；全工況下穩定段總壓波動不高于0.5%，壓力調節精度高。因此，風洞壓力調節采用兩級調壓方式，根據實際使用需求可采用一級調壓閥粗調、二級調壓閥精確壓力調節，也可采用一級精確壓力調節、二級定開度的工作模式。通過兩級調節實現不同工況調節模式的組合和調壓精度控制的疊加，有利于實現大范圍高精度的壓力調節。兩級調壓系統閥門口徑分別為 DN250和DN400，均采用環縫式軸流調壓閥，其優點是在主要工作狀態下可以獲得線性或接近線性調節特性，氣流對稱性好，調節范圍寬。圖3給出了兩級調壓系統中二級閥的特性曲線，其中，/為閥前后的總壓比，F為閥門開度相對值，Q為閥后的流量系數，Q為閥門喉道處的流量系數（聲速時值取1.000）。在試驗調試中，可根據不同的流量函數和降壓比確定相應的閥門開度。

圖3 兩級調壓系統二級閥的特性曲線Fig.3 Characteristic curve of secondary pressure regulating valves

2.2 大容積寬流量蓄熱式加熱器

高超聲速風洞常用的加熱方式包括直接電加熱、燃燒加熱和蓄熱式等，FL-64風洞加熱系統采用電蓄熱式，可保證試驗氣體潔凈無污染，能夠滿足最大流量180 kg/s、最高溫度900 K的大流量、高溫升加熱需求，滿足馬赫數8.0以內的常規氣動力試驗，也可實現馬赫數4.0的總溫復現試驗。加熱器加熱過程中最大功率可達2.0 MW，全工況范圍內首次預熱不超過6小時，兩次使用間隔補熱時間不超過1.5小時。FL-64風洞電蓄熱式加熱器如圖4所示，該系統主要特點有：

圖4 蓄熱式加熱器示意圖Fig.4 Structural diagram of storage-type heater

1）為了解決大流量高溫升帶來的挑戰，加熱器進口采用獨特的擴散錐結構，可減小大流量沖擊載荷，同時也可起到均流的作用；加熱器采用蜂窩式蓄熱體模塊，模塊中均勻分布近萬個換熱孔，增大了換熱面積，提高了換熱效率；采用高溫合金作為蓄熱體，以獲得900 K以上的蓄熱加熱能力。

2）高溫高壓環境下的保溫隔熱設計。加熱器容器蓄熱段采用三層復合結構，內層隔熱、外層承壓，實現耐溫和承壓的解耦設計；采用低導熱支撐結構，降低蓄熱體到外殼體的傳熱；采用外部水冷卻的方式對承壓容器殼體進行降溫，保證外殼體溫度不高于333 K。

3）高精度溫度控制。電加熱器中所有蓄熱模塊分為8個獨立控制的加熱單元，能夠實現對加熱器蓄熱溫度徑向的分層控制和軸向的分段控制。

2.3 短化噴管設計

傳統超聲速/高超聲速固塊噴管型面設計從喉道開始先后經歷初始膨脹區、二次膨脹區、徑向流區、消波區和第一菱形區達到設計馬赫數，根據馬赫數的不同，噴管長度約為出口高度的6～10倍。短化噴管設計技術可以在保證流場品質的前提下，使噴管長度縮短，減輕固塊噴管重量、節省空間、降低設備成本。

為了滿足大跨度范圍內的噴管設計要求，權衡多種因素，FL-64風洞噴管設計總長度選定為6 m。在具體設計方法上，沿承了Sivells方法中通過設置軸向馬赫數分布計算壁面型線的思想，舍棄傳統泉流區假設，構造軸向馬赫數分布，結合跨聲速理論，得到一種實用的噴管長度可控的設計方法。通過在軸線上設置連續性和光滑性都符合要求的馬赫數分布，噴管最終型線完全由分布函數決定。為了克服傳統理論方法和經驗公式精度低的缺點，在無黏型面的基礎上，采用直接數值模擬求解可壓縮邊界層方程，獲得邊界層厚度的增長量。通過上述原理，本文設計了不同馬赫數下的噴管型面，圖5給出了數值模擬計算得到Ma=6.0的噴管對稱面馬赫數等值線圖和出口馬赫數分布曲線，其中y表示距噴管中心軸線的法向高度。

圖5 Ma=6.0噴管數值結果Fig.5 Ma=6.0 nozzle numerical results

2.4 兩級引射和真空系統的綜合應用

常規高超聲速風洞排氣系統主要有引射排氣和真空排氣兩種方式，引射排氣運行效率高，但低真空度下能耗較大；真空排氣能夠實現較低的真空度，但一般需要配置龐大容積的真空球罐作為負壓源，單次投入較大。FL-64風洞從實際基礎條件和使用需求出發設計了兩級引射系統和總容積10 000 m的真空系統，使風洞兼具吹引和吹吸兩種運行模式。在具體使用中，引射系統主要用于高動壓運行工況，真空系統用于低動壓運行工況，二者協調搭配以獲得寬范圍的風洞運行包線、最經濟的運行方式和較低的建設成本。

FL-64風洞引射器為兩級多噴嘴引射器。多級引射器設計與單級引射器的最大區別就是需要根據串聯工作的引射器級數確定各級之間的引射器工作參數并進行匹配。多級引射器串聯的級數越多，對提高增壓比越有利，但級數過多對匹配設計、工程調試以及多級引射器系統的建設等帶來很大的挑戰。圖6給出了兩級引射器匹配工作條件下，Ma=6.0引射器對稱面壓力和馬赫數云圖，x方向為流向，以噴管出口下游為正、噴管出口截面中心點為原點。

圖6 Ma=6.0引射器對稱面壓力和馬赫數云圖Fig.6 Ma=6.0 Pressure and Mach number contour of ejector symmetry plane

2.5 特種試驗系統

FL-64風洞是面向高超聲速飛行器研制的大型航空試驗設備，規劃了常規氣動力測量、進/排氣試驗、軌跡捕獲試驗（CTS）、氣動熱試驗、低動壓試驗系統等8項主要試驗系統，能夠滿足高超聲速型號研制氣動力/熱、進/排氣、機體/推進一體化、武器投放和級間分離等風洞試驗需求。主要特色如下：

1）CTS試驗系統：主要由6自由度的上彎刀機構和5自由度的下彎刀機構組成，位移定位誤差不高于0.1 mm、角度定位精度小于±3，能滿足武器投放、級間分離等多體運動干擾軌跡模擬試驗需求。因上、下彎刀系統可獨立運動，對于兩級飛行器質量相當的級間分離試驗可同時模擬兩級各自的軌跡。

2）快速插入機構：可在0.2 s內進插入風洞試驗區開展氣動熱試驗測試，機構可承受最大負載40 kg，對在暫沖式風洞中開展氣動熱試驗具有獨特優勢。

3）低動壓試驗系統：采用的真空球系統具備最低100 Pa的真空抽吸能力，可實現6～40 KPa大范圍內動壓環境模擬。

4）Ma=4.0總焓模擬試驗：FL-64風洞最高總溫900 K，能夠復現Ma=4.0總焓，試驗氣體為潔凈空氣，適合開展沖壓及其組合動力發動機點火和穩定工作性能考核，同時也可開展力/熱/聲/振多物理場耦合的綜合環境模擬測試。

3 流場校測和標模試驗

高超聲速風洞噴管出口第一菱形區內的流場（包括速度場、溫度場和方向場等）均勻性是衡量風洞性能的主要指標。FL-64風洞調試過程中利用一字總壓耙對噴管出口速度場進行校測，獲得了噴管第一菱形區內各個截面的馬赫數分布，標定了噴管的實際馬赫數和流場均勻區范圍，并計算獲得了各截面均勻區的平均馬赫數、截面馬赫數最大偏差以及標準差。采用AGARD-B 模型進行標模試驗以綜合評價風洞的性能、流場品質，并對風洞自身數據重復性、與國外風洞的測力試驗結果以及CFD計算結果進行了對比分析。

FL-64風洞現已完成Ma=4.0、5.0、6.0的流場校測和標模試驗，2021年底前將完成全部馬赫數的調試工作。本節重點對Ma=5.0的校測和試驗結果進行介紹。

3.1 流場校測設備與數據處理方法

采用一字總壓耙對噴管自由射流各截面馬赫數分布進行測量。一字耙安裝在風洞彎刀機構上，試驗過程中彎刀可沿風洞軸線移動，移動范圍為距噴管出口 0～1 200 mm。一字耙上共設置 57 個總壓測點，有效測量范圍840 mm。校測試驗中水平和豎直方向分別安裝一字耙以完成各截面的測量，如圖7所示。

圖7 一字總壓耙風洞安裝圖Fig.7 Schematic diagram of total pressure probe structure

根據正激波前后馬赫數關系式進行校測數據處理，假定流動在噴管中壓力損失很小，以穩定段總壓代替波前總壓，以一字耙各測點獲得的總壓為波后總壓，迭代計算得到流場均勻區馬赫數。

3.2 流場校測結果

表2 FL-64風洞Ma=5.0流場校測結果Table 2 Flow field calibration results of Ma=5.0

圖8給出了Ma=5.0，x=50、630 mm，一字總壓耙水平和豎直安裝時，獲得的流場馬赫數分布的比較。從圖中可以看到，流場均勻區同一截面水平和豎直方向上馬赫數分布曲線基本重合，說明兩個方向上流場均勻性良好；在遠離噴管出口的截面，部分測點位于均勻區之外（圖8（b）），馬赫數受射流邊界外膨脹波影響較均勻區偏高。

圖8 Ma=5.0噴管出口不同截面馬赫數分布Fig.8 Mach number distribution of different sections at Ma=5.0 nozzle outlet

表3 FL-64風洞Ma=6.0流場校測結果Table 3 Flow field calibration results of Ma=6.0

根據上述幾個截面均勻區邊界寬度可勾勒出噴管出口試驗區范圍，如圖9所示。由此可以推算風洞在Ma=5.0運行時噴管出口邊界層厚度約為42 mm，噴管出口截面最大有效試驗均勻區直徑約為916 mm，軸向長度約為2 267 mm。

圖9 Ma=5.0噴管出口均勻區范圍Fig.9 Ma=5.0 nozzle outlet uniform area

3.3 標模測力結果

標模試驗是檢驗一座新風洞必不可少的關鍵步驟，以標模試驗結果與已有風洞數據或CFD數據的對比檢驗風洞試驗數據的準確性，以多次標模測力試驗結果的標準差檢驗風洞數據的自洽性和流場穩定性。風洞試驗的標模一般選擇結構相對簡單的典型布局形式，常規高超聲速風洞常用的標模主要有AGARD B、AGARD HB-1和AGARD HB-2等典型構型。

AGARD B模型（圖10）在試驗過程中的典型流場結構如圖11所示。本文重點給出模型Ma=5.0測力試驗結果。標模試驗工況：總壓1.8 MPa，總溫420 K，實際馬赫數采用校測結果，噴管出口均勻區馬赫數5.050，試驗單位長度雷諾數3.04×10m。試驗中風洞流場建立后彎刀機構攜帶模型快速插入試驗區，以降低風洞起動載荷的沖擊，每次試驗測試迎角取8個角度（–4°、–2°、0°、2°、4°、6°、8°和10°），采用六分量桿式天平測量模型氣動力，開展多次試驗以驗證風洞試驗數據重復性，將試驗結果與公開數據及計算數據進行了對比。

圖10 AGARD B 模型Fig.10 AGARD B model

圖11 Ma=6.0試驗紋影圖Fig.11 Ma=6.0 test schlieren diagram

圖12給出了其中兩車試驗數據重復性的比較，圖中升力系數C、 俯仰力矩系數C和阻力系數C在–4°～10°迎角下試驗數據吻合度較高，這表明風洞試驗數據重復性滿足測力試驗要求。

圖12 標模重復性試驗數據對比曲線Fig.12 Comparison curve of repeatability test data

圖13給出了FL-64風洞試驗數據與日本JAXA0.5 m高超聲速風洞試驗結果及CFD計算結果的比較，結果顯示FL-64風洞標模試驗結果與公開試驗數據及CFD計算數據吻合度較好，且FL-64風洞試驗數據與CFD計算結果吻合度更優，證明FL-64風洞試驗數據較為準確可靠。

圖13 標模試驗數據準確度對比驗證曲線Fig.13 Comparison and verification curve of accuracy of test data

4 結論與展望

FL-64風洞是航空工業自主設計的大型常規高超聲速風洞，與FL-60風洞可形成高低馬赫數搭配，涵蓋了高超聲速飛行器在寬速域范圍的試驗需求，形成對AEDC VKF Tunnel A/B的包線覆蓋，一定程度上覆蓋AEDC VKF Tunnel C的低馬赫數包線，特別是Ma=4.0的全焓模擬能力可與真實飛行條件匹配，是國際上同類設備中尺寸最大的，為開展力/熱/聲/振多場耦合及動力系統試驗提供了獨特條件。

FL-64風洞已完成Ma=4.0、5.0和6.0的流場校測與標模試驗，預計2021年底前完成Ma=7.0、8.0常規狀態、Ma=4.0高焓狀態調試工作以及捕獲軌跡等特種試驗能力建設。