高超声速风洞扩压器试验研究与分析

童 华，孙启志，张绍武

（中国空气动力研究与发展中心超高速所，四川绵阳 621000）

0 引 言

扩压器是高超声速风洞的关键部件，位于试验段之后，其作用是将超声速气流减速至亚声速状态，提高扩压器出口静压；另一作用就是隔离扩压器下游不稳定因素的干扰，具备一定的反压承受能力，保证风洞试验段的有效均匀流场［1］。因此，对于暂冲式风洞，较好的扩压器能够降低风洞的启动压比和延长风洞的最大运行时间。扩压器通常由收缩段、等直段和扩张段组成，如图1所示。

图1 扩压器示意图Fig.1 Sketch map of diffuser

扩压器中流动的主要特征是超声速流动在强烈的逆压梯度环境下转化为亚声速流动。由于存在激波与边界层流动分离之间的相互作用，扩压器内流场结构呈现出复杂、多样的特点。激波串的出现伴随着边界层的多次分离，而激波串后是超声速气流通过粘性剪切过渡到亚声速流动的混合区域。图2为利用商业软件在来流总压P0＝142500Pa、T0＝450K，选用Spalart－Allmaras模型，喷管出口马赫数6的工况下数值模拟扩压器内流动的马赫数云图。

图2 扩压器内流马赫数云图Fig.2 The velocity distribution of flow field in diffuser

20世纪50年代，Neumann和Lustwerk等人探索了超声速风洞管道中的激波串现象［2－3］；美国海军地面武器试验中心的Wegener、Lobb等人针对NOL 4号风洞的扩压器开展了不同长径比、扩张角、结构形式的对比试验［4］；20世纪70年代初美国耶鲁大学的Peter E.Merkli针对不同运行马赫数、雷诺数、边界层、长径比开展了试验研究［5］。在国内，国防科技大学的李桦以及中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所陈吉明等开展了扩压器的数值模拟工作［6－7］，但常规高超声速风洞扩压器的内流动实验研究较少。

针对高压下吹—真空抽吸式常规高超声速风洞的扩压器开展研究，可为今后风洞运行和扩压器设计提供数据支持，具有重要意义。

1 试验方案设计

采用流场显示的方法探索扩压器内流场较难实现，通常通过测量流场局部位置的压力、温度等特征参数来反映流场特征。显然，静压、总压能够基本反映扩压器的内流动特征。通过风洞运行时各点压力来反映此点的流场，得到该点马赫数，对扩压器内部流场结构进行分析。

在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力，并在出口布置尖劈测量气流参数，分析扩压器内流场和评估扩压器性能。

压力测量选用M5840系列压阻式压力传感器；静压和来流总压传感器的量程分别为60kPa和6MPa，静态校准精度优于0.5%。

该扩压器等直段直径D＝900mm，总长10.5m，第一收缩角α1＝15°，第二收缩角α2＝8°，长径比L／D＝6.19，扩压段扩张角β＝3°。

通过扩压器出口压力数据计算扩压器效率，评估扩压器性能，扩压器测点布置由图3（a）给出。其中1～19点直接在上壁面打孔测量静压，1点距离试验段壁500mm，除14点与15点的距离为700mm以及15点与16点距离600mm外，其余各点均相距500mm；在1、3、6、8、10、12、14、15和18点布置皮托压力管，其深入壁面30mm，截面周向分布由图3（b）给出；16点侧面位置布置尖劈伸入核心流，由图3（c）给出；图3（d）和3（e）给出了扩压器内压力布点和尖劈布置的实物，选取的试验车次工况如表1所示。

图3 扩压器的压力布点测量Fig.3 Disposal of the pressure measurement points in the diffuser

表1 风洞来流参数Table 1 External flow conditions

2 试验结果及分析

2.1 扩压器流场

由皮托压力管测量扩压器近壁面激波后压力P02和壁面静压P1，按正激波前后关系求出该点的M数：

图4给出喷管出口气流马赫数7，不同来流总压工况下风洞启动6s后，距壁面30mm处马赫数分布。可见，气流在扩压器内出现“减速→加速→再减速→再加速……”的流动特性。显然，扩压器内的压力恢复过程并不是通过一道正激波来完成的，而是通过一系列的激波－膨胀波串来减速增压的；扩压器内近壁面的马赫数在1.5和3之间波动，扩压器出口18点位置近壁面马赫数急剧下降（约0.4～1.2），这主要是由激波以及激波与边界层相互干扰造成的。

图4 M＝7启动后6s扩压器近壁面马赫数分布图Fig.4 Nearwall Mach number along the diffuser at the runtime of 6s

图5给出前室总压P0＝1120kPa，总温T0＝500K，试验气流马赫数6工况下扩压器上1，6，8，10，15，18点位置的壁面静压随时间的变化曲线。可见，风洞正常运行时，等直段各点的静压基本没有波动，随着时间的推移，压力扰动由后往前传。图6（a）和（b）给出试验气流马赫数6、不同前室总压，各点壁面静压随时间的变化图；图6（c）和（d）给出试验气流马赫数7、不同前室总压，各点壁面静压随时间的变化。

图5 马赫数6壁面静压变化曲线图Fig.5 The variation of wall static pressures at Mach number 6

从图6看出，试验气流马赫数为6和7，随着风洞运行时间的推移，真空球罐内气体压力增加，压力向前扰动，但有效运行时间里等直段内各点的压力基本没有变化；随着风洞运行时间增加，等直段内靠后点的壁面压力开始出现上升，逐点向前扰动，这主要是由于压力扰动通过边界层由后往前传所致。总的来说，扩压器等直段内流场没有发生明显脉动，从而保证了试验段内流场品质不受背压影响，风洞能正常运行。

图6 不同来流工况下扩压器各点压力随时间的变化Fig.6 The variation of wall static pressures along the diffuser in different work conditions

2.2 扩压器的效率

扩压器效率是扩压器压力恢复性能的重要指标，其定义为：

其中Prec为实际压力恢复值，P0′为通过波前马赫数等于扩压器入口气流马赫数的一道正激波的理想压力恢复值，P01为扩压器的入口总压。表2和3是试验气流马赫数为6和7，风洞启动6s后尖劈测点数据，图7是试验气流马赫数为6和7，不同前室压力下扩压器效率随时间的变化。

从表2、3和图7可以看出：扩压器出口的气流马赫数较高；随着前室总压的增加，扩压器出口气流马赫数将会增加；同一截面，扩压器越靠近中心轴，静压越低，马赫数越高，静压的径向梯度较小；扩压器的效率随着风洞运行时间的增加而增加；前室总压较高时，扩压器的效率较低。

表2 M＝6尖劈数据分析表Table 2 Data analyse of the measurement rake at M6

表3 M＝7尖劈数据分析表Table 3 Data analyse of the measurement rake at M7

图7 扩压器效率随时间的变化Fig.7 The variation of the diffuser efficiency with the runtime

前室总压为3000～5000kPa时，扩压器效率为5%～30%；前室总压为100～250kPa时，扩压器效率在20%～70%之间。美国VKF／AEDC－B风洞扩压器前室压力32%～56%；日本RTJF发动机试车台，运行马赫数4、6、8，扩压器效率在20%～50%［8－9］。显然，该高超声速风洞扩压器效率与国外类似风洞相当。

3 结 论

在某高超声速风洞的开展扩压器试验研究，测得扩压器各点压力数据，计算出扩压器效率，主要有以下几点结论：

（1）扩压器内的压力恢复过程并不是通过一道正激波来完成的，而是通过一系列的激波－膨胀波系来减速增压的，由于激波与边界层的相互作用，形成有效截面的“收缩→扩张→再收缩→再扩张……”，从而形成的气流的“减速→加速→再减速→再加速……”的流动特性。

（2）该高超声速风洞运行时，扩压器等直段内没有明显脉动，保证了试验段内流场品质不受背压影响，风洞能正常启动和运行。

（3）该高超声速风洞扩压器效率与国外类似风洞相当。前室总压较高时，扩压器增压效果不是很明显，扩压器出口气流马赫数偏高。

（4）结合本文研究的内容和参阅国内外相关风洞扩压器参数，对于高压下吹—真空抽吸式常规高超声速风洞，提出以下两点设计建议：

（1）为了满足风洞在较宽马赫数范围内运行和某些特种试验要求，通常一座高超声速风洞可采用两套扩压器，有利于风洞的启动、均匀流场建立以及满足风洞最大运行时间的要求。

（2）等直段的长径比可在现有风洞设计经验（约5～10）基础上适当增加，可提高扩压器的效率。

［1］ ［美］A.博普，K.L.戈因著，邓振瀛等译.高速风洞试验［M］.北京：科学出版社，1980.

［2］ Nenmann E P，Lustwerk F.Supersonic diffusers for wind tunnels［J］.J Appl Mech，1949，16（2）：195－202.

［3］ Nenmann E P，Lustwerk F.High efficiency supersonic diffusers［J］.J Aeronaut Sci，1951，18（6）：369－374.

［4］ Peter P W（w）egener，R Kenneth Lobb.Nol hypersonic tunnel No.4II：Diffuser Investigation［R］.NAVORD Report 2376，May 1952.

［5］ Peter E Merkli.Pressure recovery in constant area supersonic diffusers［R］.Yale University，1974.

［6］ 李桦，范晓樯，丁猛.超声速扩压器中激波串结构的数值模拟［J］.国防科技大学学报，2002，24（1）：18－21.Li Hua，FAN Xiaoqiang，Ding Meng.Numerical simulatiom of the shock train structure in the supersonic diffuser［J］.Journal of National University of Defense Technology，2002，24（1）：18－21.

［7］ 陈吉明，任玉新.超声速风洞扩压器激波串现象的数值模拟［J］.清华大学学报，2007，47（2）：264－267.Chen Jiming，Ren Yuxin.Numerical simulations of the shock train in the diffuser of a supersonic wind tunnel［J］.Journal of Tsinghua University（Science and Technology），2007，47（2）：264－267.

［8］ J.卢卡西维茨.高超音速试验方法［M］.国防工业出版社，1980：103－104.

［9］ 陈延辉.日本的高超声速吸气式发动机试验设备及试验技术［J］.飞航导弹，2006，（2）：41－48.