亚声速低密度风洞的现状和发展

张永升，郎卫东

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

0 引言

经过几十年的建设和发展，我国已经基本建立了配套齐全、功能完善的风洞试验设施体系，形成了从低速到高超声速，气动力到气动热的风洞试验能力。随着空天一体化和深空探测的发展，新型飞行器将会遇到低密度低雷诺数下的特殊气动问题。目前，我国在亚声速低密度风洞领域还处于空白状态，制约了新型飞行器的开发利用。虽然国外只建立了为数不多的几座亚声速低密度风洞，但是在其国家的飞行器型号研制和科学技术发展中发挥了重要作用，这些风洞的设计方案、运行经验、研究内容及方向都值得我们借鉴。

1 国外亚声速低密度风洞的现状

国外拥有的亚声速低密度风洞数量并不多，其中有代表性的主要有美国 NASA Ames中心的MARSWIT风洞、日本东北大学MWT风洞、美国NASA Lewis中心的AWT风洞。

1.1 MARSWIT风洞

美国NASA Ames中心于1976年在废弃的航天高空低密度环境模拟测试塔内建造了一座直流式边界层低密度风洞——MARSWIT（Mars Surface Wind Tunnel）风洞[1-2]，其工作原理是高压空气引射的驱动方式。该测试塔为五角形的混凝土塔，位于N-242建筑内，体积为4058 m3，风洞放置于塔底层区域的中心。由N-234建筑内的五级喷射泵通过一个直径60 cm的管道对测试塔抽真空，抽真空到300 Pa需要约45 min。驱动风洞的高压空气由辅助空气供应系统提供，如图1和图2所示。

图1 MARSWIT风洞的建筑布局Fig. 1 Aerial photo of MARSWIT buildings

MARSWIT风洞总长13 m，由等长度（2.4 m）的5段组成，外加1个1 m长的锥形入口。第3段为试验段，其横截面尺寸为1.2 m×0.9 m。第 1段前端安装有整流装置，第4段和第5段为扩散段，第4段末端安装有高压空气引射装置，见图3所示。引射装置上有72个等距分布的小孔喷管，每个喷管有 82°的圆锥扩散角，高压空气通过这些喷管进行引射驱动。风洞工作气体为空气和二氧化碳，密度范围 0.01～1.24 kg/m3，范围的下限值等于火星表面的大气密度。在风洞工作压力500 Pa时风速最高可达到180 m/s。

图3 MARSWIT风洞示意图Fig. 3 Schematic diagram of MARSWIT

NASA建立MARSWIT风洞的目的是为了通过地面模拟试验去解释“水手号”（Mariner）和“海盗号”（Viking）火星探测器接收到的数据。风洞建成后开展的研究工作主要有：模拟“火星探路者”（Mars Pathfinder）着陆器降落伞减速过程[3]；模拟火星尘暴和尘卷风条件下的耐压太空服评估试验；模拟火星地面尘暴；模拟火星地面风对探测器表面沙尘的聚集和吹除作用。

1.2 MWT风洞

日本东北大学在2007年建造了模拟火星大气环境的直流式低密度MWT（Mars Wind Tunnel）风洞[4-5]，主要由真空箱、吸入式风洞、缓冲罐和连接管上的蝶形阀等组成。见图4和图5所示。

MWT风洞被放置于一个长5 m、内径1.8 m的圆柱形真空容器中。风洞采用铝合金材料制造，总长度3.49 m，由稳定段、收缩段、试验段、第一扩散段、混合段和第二扩散段共6段组成。试验段截面尺寸仅为100 mm×150 mm，长400 mm。风洞工作气体为空气和二氧化碳，通过喷射液态的二氧化碳来冷却气体以模拟火星上真实的大气温度。风洞的引射装置的原理与 MARSWIT风洞一样，其上面有30个等距分布的喷管，位于第一扩散段的末端。风洞工作压力范围1～20 kPa，工作气体温度 200～300 K，雷诺数范围 104～105，马赫数最高可达0.71，风洞湍流度小于0.5%。

图4 MWT风洞示意图Fig. 4 General arrangement of MWT

图5 MWT风洞照片Fig. 5 Photo of MWT

MWT风洞的试验段尺寸较小，主要用于开展基础科研工作。风洞建成后开展了日本 JAXA火星探测飞机的低雷诺数翼型试验研究[6]。

1.3 AWT风洞

美国NASA Lewis中心的AWT（Altitude Wind Tunnel）风洞建造于20世纪40年代，是一座用于开展推进系统研究的低速风洞，具有模拟高空低压低密度低温环境的能力。80年代又对它进行改造，使其成为一个用于全尺寸推进系统高空性能测试和不利天气条件下飞机操纵性能研究的风洞[7-11]。

AWT风洞为闭口试验段回流式风洞，南北向长263ft（80.2 m），东西向长121ft（36.9 m）。改造前试验段截面为圆形，直径 20 ft（6.1 m），改造后的试验段截面为八边形，其平行边的间距为20ft，试验段长度由 40ft（12.2 m）延伸为55ft（16.8 m）；稳定段直径51ft（15.6 m），收缩比6.5；洞体采用钢制壳体设计，壳体钢板厚度1inch（25.4 mm）。附属建筑包括动力系统厂房、冷却系统厂房和真空抽气厂房等，如图6所示。

图6 AWT风洞鸟瞰图Fig. 6 Aerial photo of AWT

原来的AWT风洞配置了一个由云杉木制成的直径31ft（9.5 m）、12叶片的风扇，驱动电机功率18 000马力（13 MW）。改造后的风洞驱动动力由2台30 000马力（共45 MW）的电机提供。驱动风扇采用两级转子（每级17个叶片）的高效率设计。定子叶片数量选择的原则是实现定子和转子之间的干扰最小化，即使风洞内的噪声最小化。在热交换器的下游安装有消音器，在试验段末端有可插入的吸音板，以阻止下游的噪声前传。通过这些措施能使试验段的噪声水平低于 120 dB。抽气系统采用4个1750马力（共计3.3 MW）的离心泵。热交换器与一个 21 000 t容量的氟利昂制冷系统连接，用来冷却驱动风扇的热量和模拟高空的温度。整流装置包括蜂窝器和可移动的阻尼网，阻尼网在进行不利天气试验时可以移除。试验段被一个真空舱体包围，抽真空到低压状态时能够吸除试验段边界层，使风洞壁面干扰效应最小化，以容许进行大尺寸模型的试验。AWT风洞改造后的情况见图 7所示。

将试验段改为八边形是为了在 8个拐角处进行边界层吸除，以便于进行大阻塞比（10%～12%）模型的试验。八边形的设计便于安装高质量的平板光学玻璃，用于结冰试验和安装激光测量系统，八边形的侧壁可以用于安装和拆除吸音板。试验段的底板安装在一个螺旋式起重机上，可以控制底板的起降。模型入口位于试验段的底部，便于模型从厂房的地板平面高度推入到底板上，然后由起重机提升到试验段位置。AWT风洞试验段剖面如图8所示。

图7 AWT风洞改造示意图Fig. 7 Modified AWT

图8 AWT风洞试验段剖面图Fig. 8 Section of AWT

改造后的AWT风洞拥有较大的试验段尺寸，可以模拟高空的大气压力、密度、温度和流场环境。风洞马赫数 0～0.9、高空模拟范围从海平面到55 000英尺（16.8 km）高空、温度范围-40～60 ℉（-40～15.6 ℃）。可以进行空气动力学试验、气体热力学试验、气动声学试验、结冰试验、降雨试验、全尺寸推进系统高空环境测试试验等。

2 空天一体化和深空探测发展对亚声速低密度风洞的需求

2.1 空天一体化发展的需求

未来战争中的空天一体化力量将成为国家战略威慑力量的重要组成部分，对打赢全局战争具有十分重要的意义。除了传统的航空和航天领域外，临近空间由于其特殊的战略价值成为组建空天一体化力量的重要空域。临近空间是指距地面 20～100 km的空域，处于现有飞机的最高飞行高度和卫星的最低轨道高度之间，大致包括大气平流层、中间层和部分电离层区域。从航空航天范畴来讲，临近空间区域的归属目前尚无定论，但它对于情报收集、侦察监视、通信保障以及对空对地作战等意义重大，是当前世界各国发展的热点区域。

临近空间低速飞行器主要利用低层临近空间空气的浮力和飞行器运动产生的升力作长久持续的飞行，包括高空长航时无人机、平流层飞艇等。这类飞行器一般无人驾驶、飞行速度较慢、续航能力强、信息获取处理能力强，机动性和定点能力优于在轨卫星，系统成本相对较低，生存能力强，可以承担部分传统航天装备和航空装备不能完成的作战任务。另外临近空间低速飞行器和有人航空器、卫星等配合使用，共同构成高分辨率对地观测的信息网络，可以实现平时和战时任务区域全方位、全时段的综合侦察监视。

由于低速飞行器要在临近空间低密度环境下长时间飞行，会遇到低密度低雷诺数条件下特殊的气动问题[12-15]，因而对亚声速低密度风洞的建设提出了需求。这些特殊气动问题主要体现在以下方面：

1）低雷诺数的复杂绕流问题。翼型和柔性飞艇机身等在低雷诺数条件下的绕流处于非常敏感的区域，流动极不稳定，分离、再附及转捩等问题非常突出，使气动特性呈现出非线性效应和非定常效应。

2）大尺寸柔性结构的流-固耦合问题。临近空间低速飞行器通常采用大尺度柔性结构设计，在低雷诺数条件下，像平流层飞艇艇身的柔性变形与气动力相互耦合的问题，高空长航时无人机由柔性结构与气动力耦合引起的以颤振、抖振为核心的气动弹性问题等非常突出。

3）推进系统综合性能问题。在低密度低雷诺数条件下，螺旋桨工作效率大大降低，同时空气对流变得较弱，推进系统对流传热效率也大大降低。这给推进系统的工作效率、电机散热、高空工作可靠性、空间环境适应性等都带来新的技术问题。

以上特殊气动问题依靠目前的研究手段都难以完全解决，因此发展建设相应的亚声速低密度风洞，提供低密度流场环境的模拟条件，对开展低密度低雷诺数条件下特殊气动问题研究是非常必要的。

2.2 深空探测发展的需求

在深空探测方面，由于火星与地球在诸多方面最为接近，火星探测一直是人类研究的重点。目前已经发射的火星探测器基本上都是轨道器或登陆器：轨道器虽然可以探测很广的范围，但是很难做到对一些细节的测量；登陆器虽然直接与火星接触，但测量范围较为狭窄，而且火星上复杂的地貌更限制了其运动范围。因此近年来火星探测无人机[16]逐渐成为了世界各国研究的热点。火星探测无人机可以对接近火星表面的大气进行科学测量，得到在指定高度范围内火星大气的成分、密度等信息；可以对一个相对较大的范围进行地磁测量，得到火星指定范围内的磁场分布；可以对火星表面下浅层的矿物质及地质结构进行测量，提供更为广泛的火星信息。

由于火星表面的大气密度约为地球表面的1%，火星探测无人机在火星大气层内飞行或火星着陆器进入火星大气着陆过程中都会遇到低密度条件下的特殊气动问题。这些特殊气动问题与临近空间低速飞行器遇到的特殊气动问题类似，因此发展建设相应的亚声速低密度风洞，提供低密度流场环境的模拟条件，可以为火星探测无人机、火星着陆器的气动问题研究提供条件。

3 我国亚声速低密度风洞的发展探讨

我国正在积极开展临近空间和深空领域等探测活动的研究，在飞行器的研制中必然会遇到低密度低雷诺数气动力学问题。但是我国在相关研究领域的技术积累较少，基础研究硬件设施也比较缺乏，极大地制约了相关飞行器的研究和空天技术的开发利用。因此我国应该尽快发展建立相应的亚声速低密度风洞，形成低密度低雷诺数气动力学研究能力，支撑相关技术的跨越式发展，提升我国在相关研究领域的自主创新能力。

NASA的MARSWIT风洞和日本的MWT风洞都是针对火星环境模拟而建立的风洞，风洞的试验段尺寸都比较小，只能进行一些原理性和验证性的试验研究，不适合大规模开展飞行器研制及气动研究工作。它们建成后主要开展了火星探测器和火星飞机的相关研究工作，其试验模拟能力和研究项目可以为我国深空探测项目的相关试验条件建设和研究项目开展提供很好的参考。NASA的AWT风洞虽然最高模拟高度只有16.8 km，还达不到临近空间下限20 km的高度，但拥有较大的试验段尺寸，并且可以模拟低压、低密度、低温等高空真实飞行环境，可以用于开展气动、气动热、结冰、降雨、声学等多领域的研究，是一座大型综合性多功能风洞，其在大尺寸低密度风洞设计和运行方面的经验对于我国开展临近空间环境模拟和建设大型亚声速低密度风洞具有重要的参考意义。

我国在发展亚声速低密度风洞的过程中要从长远的需求考虑，不仅要开展气动基础研究，还要为型号研制提供硬件支撑，应着眼于建立一个大尺度风洞，在具备模拟低压、低密度环境的基本能力的同时，还要具备低温模拟、结冰、降雨、声学等拓展试验的能力。因此可以参考美国AWT风洞的建设和改造经验，借鉴的重点包括：

1）多级叶片风扇设计。由于低密度条件下风扇效率会降低，采用多级叶片风扇设计可以提高风扇效率，进而提高试验段马赫数。

2）风扇驱动电机外置。驱动风扇的电机不放在风洞内部，而设置于风洞外，驱动电机通过一根长轴伸入到风洞内驱动风扇转动。这样可以避免电机散热对风洞内气流温度的影响；而且避免了电机冷却装置设置在风洞内的诸多不便，同时冷却效率也可大大提高。

3）双层试验段设计。在试验段的外部再包裹一层真空壳体，既便于快速进行模型安装，又便于攻角机构等试验装置的安装布置。

4 结束语

我国在临近空间和深空领域的探测活动还处于起步阶段，这成为相关技术研究及支撑设备建设实现跨越发展的一个重要机遇。应从国家战略发展的需求出发，尽早启动亚声速低密度风洞的论证和建设工作，形成低密度低雷诺数气动力学的研究能力，为临近空间飞行器研制和深空探测技术研发提供技术支撑。

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