跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究

崔晓春，孟凡民，李庆利，张刃，李兴龙

1.北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083 2.中国航空工业空气动力研究院 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究

崔晓春1, 2，孟凡民2, *，李庆利2，张刃2，李兴龙2

1.北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083 2.中国航空工业空气动力研究院 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

新一代先进飞行器的发展，对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道，作为马赫数精确控制系统，可降低试验流场马赫数波动量，提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道，研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先，利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能；其次，通过风洞试验，设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明：加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好，并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。

二喉道；中心体；跨声速风洞；数值模拟；试验验证

对于跨声速风洞来说，为了提高风洞试验的模拟能力和数据的精细化水平，需要尽可能地降低马赫数Ma随时间的波动水平。常规跨声速试验中，试验段Ma由前室总压和驻室静压的比值决定，Ma波动量较大。而利用二喉道进行跨声速试验时，Ma直接取决于试验段和二喉道处的面积比，由于控制参数中不再引入驻室静压，简化了控制流程，仅通过调节二喉道节流面积来控制Ma，可以提高试验Ma控制精度[1-3]。另外，利用二喉道中的可调中心体装置，能够快速精确地改变二喉道段有效节流面积，从而起到快速微调试验段Ma的目的[4-7]。

跨声速试验下，试验段的湍流度及噪声对试验数据影响较大，尤其是与雷诺数Re有关的气动数据。在上述试验中，可以通过可调二喉道堵塞节流对试验段马赫数实施精确控制。另外，由于二喉道处形成声速截面，可以阻止超扩段下游的压力脉动和噪声向试验段前传，能够降低试验段的噪声和湍流度，进而提高风洞试验数据的精准度[8-10]。

笔者在某风洞详细设计阶段，针对调节片加中心体式二喉道，利用数值模拟及试验的手段，研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。通过二喉道设计方法，设计出加长板中心体结构，结合国内外风洞二喉道其他设计形式，给出了4种不同构型的二喉道中心体结构，分别是菱形中心体、单片板中心体、单片板带隔板中心体以及加长板中心体。首先，利用CFD数值模拟手段定性分析4种不同构型的中心体二喉道的气动性能；然后，通过风洞试验，研究不同中心体的流场特性,最后，结合CFD计算结果和试验数据，综合考虑总压损失和流场特性，得到加长板中心体性能最好的结论。

1 国内外研究状况

近年来随着先进飞行器的发展，对跨声速风洞的流场品质提出了更高的要求。为此，国内外跨声速风洞都进行了相关的技术改造。例如，设计使用了控制精度高、响应速度快且结构轻巧的二喉道或微调机构。

目前，应用较多的可调二喉道主要包括3种形式：调节片式、活动堵块式和栅指式。其中，调节片式和活动堵块式中心体结构设计简单，但比较笨重，在气动载荷的作用下，很难实时调节。栅指式二喉道在低亚声速时栅指伸入量较多，导致气流较复杂，不利于气流的平滑流动，损失相对较大。因此，国内外主力跨声速风洞普遍采用调节片加微调中心体的二喉道形式。

比如，欧洲跨声速风洞(ETW)采用了一种调节片加微调中心体式的二喉道，中心体构型为单片板型式，具体气动轮廓见图1[11-12]。

图1 ETW风洞二喉道气动轮廓[11-12]Fig.1 Schematic of ETW wind tunnel second throat[11-12]

中国空气动力研究与发展中心(CARDC)设计的0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞(后文简称为0.6 m风洞)也参考了ETW风洞二喉道型式，使用相似的调节片加微调中心体式二喉道方案，中心体构型为菱形型式，气动轮廓见图2，利用中心体和调节片均能有效地精确调节试验马赫数[13-15]。

图2 CARDC 0.6 m风洞二喉道气动轮廓Fig.2 Schematic of CARDC 0.6 m wind tunnel second throat

2 二喉道设计方法

对于风洞二喉道段的设计，需要综合考虑以下几点要求：二喉道段的总压损失小，气动性能好，结构形式简单，控制容易。对于调节片加中心体式二喉道，调节片可以选取三段式和两段式。三段式调节片中间有一段平喉道，更能确保正激波具有足够的稳定性。但在风洞设计中，若二喉道结构长度有所限制，也可以选取两段式调节片，此时，需要通过详细准确的气动设计，将正激波稳定在尖喉道后部。

针对调节片加中心体式二喉道，本文主要从总压损失和气动性能上进行初步研究，给出加长板中心体的二喉道设计方法。

二喉道段中心体和侧壁的设计型面按照马赫数工况范围对应的喉道尺寸选择，一般选择中间马赫数或中间喉道尺寸对应的型面。如马赫数范围为0.5～0.9时，中心体和侧壁的设计型面选择中间马赫数Ma=0.7对应的型面，Ma=0.7即为设计马赫数。

对于侧壁加中心体的二喉道，见图3。二喉道中心体和侧壁板遵循中心体和侧壁型面几何相似的原则进行设计，即二喉道中心体和侧壁板的收缩角和扩散角角度保持一致。此形式的二喉道段气流对称性好、附面层不易分离、总压损失小、压力回复系数大。

根据一维管流公式[16-17]可以求出二喉道半宽度：

(1)

图3 二喉道段示意图Fig.3 Schematic of second throat section

式中：W0和H0分别为试验段入口半宽度和高度；Ws和Hs分别为二喉道半宽度和高度；Ma为试验段马赫数；P0和P0s分别为试验段和二喉道当地总压；P0s可以根据CFD计算结果和风洞试验结果恰当给出。

根据中心体和侧壁型面几何相似原则，可以得到

L1sinθ1+l1sinα1=W1-Ws-d

(2)

L2sinθ2+l2sinα2=W2-Ws-d

(3)

θ1=α1

(4)

θ2=α2

(5)

l1sinα1=l2sinα2

(6)

式中：L1和L2分别为侧壁第1片板和第2片板长度;l1和l2分别为中心体第1片板和第2片板长度;θ1为侧壁第1片板收缩角;θ2为侧壁第2片板扩张角，θ2=5°是较佳的选择;α1为中心体第1片板收缩角;α2为中心体第2片板扩张角;d为中心隔板半宽度，由试验段支撑尺寸确定，并能保证中心体完全拉平;W1和W2分别为二喉道段入口半宽度和出口半宽度,W1等于试验段出口宽度。

3 中心体数值模拟

3.1 计算模型

针对4种不同中心体构型的二喉道，进行二维建模，分析不同中心体构型对试验段流场的影响。数值计算模型如图4所示。数值计算模型包括试验段、支架段、二喉道段以及等直段，其中中心体位于二喉道段中心位置。

图4 数值计算模型Fig.4 Numerical calculation model

图5 二喉道计算网格Fig.5 Calculation mesh of second throat

3.2 计算网格与边界条件

二喉道计算网格采用二维结构网格，具体形式如图5所示。通过网格加密来模拟风洞内部流场变化剧烈的区域，第1层的边界层网格距离壁面尺寸为1×10-5m。另外，整个计算域内网格数约为2×104个。

计算中，入口给定的边界条件为压力入口边界，出口给定的边界条件为压力出口边界，其他位置均给定为壁面边界条件[18]。

3.3 计算结果及分析

3.3.1Ma=0.7下不同中心体二喉道段数值模拟

对于4种构型的中心体，为了研究其对流场特性的影响，在数值模拟中尽量确保其他条件一致，即中心体第1块板角度和二喉道截面积均保持相同，仅改变中心体的构型。考虑到二喉道段设计工况点是Ma=0.7，本文研究将聚焦在设计工况点。

在设计点Ma=0.7下，4种构型的中心体各有一套网格，湍流模型均采用SSTK-ω[19]，入口总压为105Pa，出口反压从5.5×104Pa变至8×104Pa，研究其流场变化情况，图6给出4种构型中心体二喉道的马赫数云图，表1给出4种构型中心体二喉道的总压损失情况。

3.3.2 数值模拟结果分析

对于菱形中心体和单片伴板无隔板中心体，从计算结果看，两者具有很强的相似性，主要原因是单片板后方形成了气动的第2片板，产生了与菱形中心体相似的气动型面；对于菱形中心体和加长板中心体来说，加长板中心体喉道后扩张角度较小，气流加速比较缓慢，波前马赫数比菱形中心体小，激波损失较小，从而使得加长板中心体压力回复系数较大。而单片板带隔板中心体，在单片板后形成高压区，由于中间带隔板，低速高压气流沿隔板向下游发展，使得主流气流更加不易附壁，严重时甚至产生流道偏斜的情况，可能会影响试验段的流场品质。

图6 Ma=0.7下4种中心体二喉道马赫数分布Fig.6 Flow Mach number distribution of four kinds of second throat center body at Ma=0.7

表1 4种中心体二喉道计算结果

Table 1 Calculation results of four kinds of center body second throat

TypeDiamondcenterbodyExtendedboardcenterbodySingleboardcenterbodySingleboardcenterbodywithpartitionInlettotalpressure/(104Pa)10101010Outletstaticpressure/(104Pa)7777Outlettotalpressure/(104Pa)8．7248．7798．7199．046Maintestsection0．6710．6720．6700．662

通过质量守恒定律可得

(7)

式中：A为当地截面积；下标1代表试验段参数；下标2代表二喉道处参数。在相同的前室总压和二喉道截面积下，试验段Ma越大，表明二喉道处总压也就越大。

结合以上分析，可以得到：

1) 加长板中心体总压损失最小，单片板和菱形中心体二喉道总压损失接近，单片板加隔板中心体总压损失最大。

2) 压比较小时，单片板中心体中间分离区较大，分离损失大；压比较大时，流动附体，流动形态比较类似菱形中心体方案。

4 风洞验证试验

通过数值模拟结果，初步了解4种中心体构型的流场特性。下文将在小型引导风洞中，分别设计加工4套不同构型的中心体，分析其试验结果是否与计算结果相吻合。由于小型引导风洞超扩段尺寸不可调节，为了研究不同二喉道尺寸下中心体特性，选取菱形中心体和加长板中心体，在0.6 m连续式风洞中进行试验验证。

4.1 试验设备

小型风洞是中国航空工业空气动力研究院的FL-3风洞的引导风洞，如图7所示，是一座典型的暂冲下吹式风洞，风洞试验段尺寸为0.214 m×0.228 m(宽×高)，试验Ma为0.4～1.6。

二喉道段安装在风洞试验段下游，中心体位于二喉道段中心位置，试验过程中设计加工了4种构型的中心体，图8给出了二喉道中心体4种构型的示意图。

图7 引导风洞照片Fig.7 Photo of pilot wind tunnel

图8 4种构型中心体示意图Fig.8 Installation sketch map of four center bodies

考虑到引导风洞超扩段侧壁及中心体角度均不可调节，为了系统研究中心体特性，在中国航空工业空气动力研究院新建的0.6 m连续式跨声速风洞中设计了菱形中心体和加长板中心体，其二喉道宽度和中心体角度均可实时调节，图9给出了0.6 m风洞加长板中心体安装图。

图9 0.6 m风洞加长板中心体Fig.9 Extended board center body of 0.6 m wind tunnel

4.2 测控设备

测压系统为PSI 9000电子扫描阀系统，利用它对风洞沿程内壁面测点的静态压力Pi、试验段总压P0和驻室静压PCT进行测量。其中利用压力传感器测量前室总压和驻室静压，量程分别为0～0.2 MPa和-0.1～0.1 MPa，精度均为0.05%。利用扫描阀系统采集风洞沿程内壁面测点的静态压力，量程为±20 PSI，精度为±0.05%。

4.3 试验结果

4.3.1 二喉道段压力损失

在引导风洞中，由于二喉道侧壁和中心体尺寸均已固定，无法调节，只能通过改变风洞前室总压，来测试不同中心体构型下的流场特性。前室总压从1.1×105Pa变至1.5×105Pa，在相同的二喉道截面积下，分别研究4种中心体构型下试验段Ma情况，结果如图10所示。

在相同的前室总压下，假定风洞出口压力为大气压，则试验段到风洞出口的压力损失是一致的。

(8)

式中：k为二喉道损失系数；ρ为二喉道密度；v为二喉道速度。

由式(8)[20]可以得出，假定试验段出口到风洞出口的损失均为二喉道损失，则根据图10中风洞试验段的Ma值，可以计算出4种中心体构型的二喉道处的损失系数。图11给出不同前室总压下，二喉道段的损失系数。

从图11可以看出，在相同的前室总压和二喉道截面积下，加长板中心体损失系数最小，单片板带隔板损失系数最大，而菱形中心体和单片板中心体的损失系数近似一致。

随着前室总压的增大，二喉道段损失系数均增大，这主要是因为压比增大后，激波位置后移，激波强度更强，导致二喉道段损失增大。

图10 不同中心体结构在相同二喉道截面积下的 试验段Ma随前室总压的变化Fig.10 Ma in test section of different total pressure with same second throat size in different center body structures

图11 不同中心体结构在相同二喉道截面积下的 二喉道段损失系数随前室总压的变化Fig.11 Loss coefficient of second throat of different total pressure with same second throat size in different center body structures

图12给出了0.6 m连续式风洞菱形中心体和加长板中心体的试验数据。从结果来看，随着喉道尺寸的变化，在相同的喉道面积和相同的压缩机转速的情况下，加长板中心体的试验段Ma比菱形中心体的试验段Ma大将近0.04。

通过图10和图12试验数据，可以得出加长板中心体和菱形中心体二喉道处总压损失差量。图13给出引导风洞和0.6 m连续式风洞试验数据对比，从图可以看出，引导风洞固定尺寸的试验数据与0.6 m风洞可变尺寸的试验数据吻合较好，均是加长板中心体总压损失小。

对于加长板中心体总压损失最小，这主要是因为加长板中心体二喉道后扩张角度最小，气流通过二喉道后缓慢加速，波前Ma最小，使得激波损失较小；另外二喉道后超声速流动膨胀角度较小时，流动更不易分离，损失更小，这综合导致加长板中心体方案总压损失最小。

图12 0.6 m风洞菱形中心体和加长板中心体试验结果Fig.12 Test results of 0.6 m wind tunnel with diamond center body and extended board center body

图13 0.6 m风洞和引导风洞中，加长板中心体和 菱形中心体二喉道处总压损失差量 Fig.13 Total pressure loss difference between extended center body and diamond center body in 0.6 m wind tunnel and pilot wind tunnel

对于单片板中心体方案，流动通过二喉道后再附体，形成的气动型面，与菱形中心体方案相似，所以其总压损失性能也与菱形中心体方案近似。

对于单片板加隔板中心体方案，二喉道后形成较大的高压区，挤压流道面积，将扩张位置后移，膨胀角度更大，导致总压损失最大。

4.3.2 试验段Ma控制精度

对于引导风洞，试验过程中，针对4种不同构型的中心体，对试验段Ma进行连续采集20次，研究试验段Ma的控制精度。

从表2可以看出，菱形中心体、加长板中心体和单片板中心体均能起到精确控制试验段Ma的作用，其试验段参考点Ma控制精度均能在5×10-4左右，而单片板带隔板的中心体效果最差。

表24种中心体下，试验段参考点Ma控制精度结果

Table2ResultsofreferencepointMacontrolprecisionforfourkindsofcenterbodies

TypeControlprecisionofreferencepointMachnumber/10-4Diamondcenterbody6．4Extendedboardcenterbody3．5Singleboardcenterbody3．1Singleboardcenterbodywithpartition11

5 结 论

通过数值模拟和风洞试验对各构型中心体自身流场特性进行了针对性的研究，得出了以下结论：

1) 从二喉道段总压损失看，加长板中心体总压损失最小，单片板和菱形中心体二喉道总压损失接近，单片板加隔板中心体总压损失最大。

2) 从流动特性看，菱形中心体、单片板中心体和加长板中心体均能起到精确控制试验段Ma的作用。其中单片板无隔板中心体和菱形中心体在压比较大时，性能接近。考虑到单片板无隔板中心体结构设计简单方便，中心体方案尽可能用单片板无隔板方案代替菱形中心体方案。

3) 综合考虑二喉道段总压损失以及气动性能，加长板中心体方案最优。

本文研究结论对于跨声速风洞的二喉道中心体设计具有较为重要的指导意义。

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Preliminaryresearchoncenterbodyofadjustingplatesecondthroatintransonicwindtunnel

CUIXiaochun1, 2,MENGFanmin2，*,LIQingli2,ZHANGRen2,LIXinglong2

1.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.AeroScienceKeyLaboratoryofHighReynoldsAerodynamicForceatHighSpeed,AVICChinaAerodynamicsResearchInstitute,Shenyang110034,China

Tomeetthedemandofthedevelopmentofanewgenerationofaircraftprojects,weneedtoimprovethesimulationprecisionofwindtunneltests.Thesecondthroat,astheprecisioncontrolsystemfortheMachnumber,canreducetheMachnumberfluctuationandimprovethestabilityofthetestdata.Atpresent,fromtheperspectiveofstructuralconfigurations,thesecondthroatcanbedividedintoactivitypluggingblocktype,thechokefingerandtheadjustingplatetype.Inthispaper,westudytheadjustingplatesecondthroatwiththecenterbody,andtheeffectofdifferenttypesofthecenterbodyontheperformanceofthesecondthroat.First,weanalyzetheaerodynamicperformanceofthesecondthroatwithdifferentcenterbodyusingnumericalsimulationmethod.Second,wedesignandprocessfourtypesofthesecondthroatforvalidationtestinthepilotwindtunnel.Thenumericalsimulationandtestresultsshowthatthesecondthroatwiththeextendedboardcenterbodycanperformthebestintermsofthetotalpressurelossandflowcontrol,andthisprogramisadoptedinthenewlybuiltlargecontinuouswindtunnel.

secondthroat;centerbody;transonicwindtunnel;CFDsimulation;testverification

2017-04-17；Revised2017-05-24；Accepted2017-07-21；Publishedonline2017-08-021601

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171109.html

.E-mailmoonnuaa@126.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121327

V211.754

A

1000-6893(2017)11-121327-09

2017-04-17；退修日期2017-05-24；录用日期2017-07-21；< class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2017-08-021601

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171109.html

.E-mailmoonnuaa@126.com

崔晓春，孟凡民，李庆利，等．跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究J．航空学报,2017,38(11):121327.CUIXC,MENGFM,LIQL,etal.PreliminaryresearchoncenterbodyofadjustingplatesecondthroatintransonicwindtunnelJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(11):121327.

(责任编辑：鲍亚平，蔡斐)