0.6 m连续式跨声速风洞轴流压缩机布局方案研究

陈吉明, 雷鹏飞, 廖达雄, 郑 娟, 丛成华, 王仪田

(1. 南京航空航天大学航空学院 非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室, 南京 210016; 2. 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, 四川 绵阳 621000; 3. 西安陕鼓动力股份有限公司, 西安 710075)

0 引 言

风洞试验是飞行器设计过程中不可缺少的一部分。随着飞行器的发展，未来先进飞行器对高速风洞提出了新的要求。总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、单次稳定运行时间长、试验运行效率高、速压变化范围宽、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术特别是涉及大飞机飞行安全和飞行品质的动态试验技术配套等。因此，为解决我国急需发展的先进飞行器研制问题，除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外，还须建立大型连续式跨超声速风洞试验设备，以解决飞行器风洞试验模拟能力和精细化模拟等问题[1-3]。

连续式跨声速风洞主要依靠轴流式压缩机进行驱动，而风洞主要性能和流场指标需要先进的风洞压缩机才能实现，因此风洞压缩机的设计是风洞研制的关键技术之一。国外先进的大型跨声速风洞有美国NASA兰利16英尺跨声速风洞、TDT风洞、NTF风洞、AEDC-16T风洞、BTWT风洞、欧洲ETW风洞、日本2 m×2 m跨声速风洞及法国S1风洞等。由于各风洞设计参数不同，其压缩机布局和方案也不一样，其中TDT、NTF、BTWT、ETW等风洞主压缩机布置于风洞第二拐角段之后;美国NASA兰利16英尺跨声速风洞、日本2 m×2 m跨声速风洞及法国S1风洞等压缩机布置于风洞第一、二拐角段之间。压缩机的位置布局和方案布局需要根据风洞的实际需要来综合考虑。

中国空气动力研究与发展中心的0.6 m连续式跨声速风洞(以下简称0.6 m风洞)设计方案为采用干燥空气作为试验介质的低噪声变密度的连续式跨声速风洞(如图1所示)。试验段截面尺寸为0.6 m×0.6 m，马赫数范围为0.2～1.6，稳定段总压pt为(0.05～2.50)×105Pa，总温为273～323 K,设计流场指标优于国内跨超声速风洞，与目前国际上公认的流场品质最好的欧洲ETW风洞相当[4]。

0.6 m风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞，其研制的主要目的是解决大型连续式风洞设计与运行等关键技术问题，验证风洞总体及轴流压缩机等关键系统的设计方案，针对该目的已进行了多项关键技术研究[5-8]。该风洞动力系统配置主、辅2个压缩机系统。主压缩机用于驱动风洞主回路气流流动，具有压比高、变工况范围广和调节精度高等特点，采用轴流压缩机进行驱动；辅压缩机用于驱动驻室抽气系统气流流动，由于驻室抽气系统回路对压缩机调节精度和调节范围等要求相对较宽松，故辅压缩机设计采取了较为常规的离心式压缩机方案[9]。主压缩机总体布局、压缩机性能和风洞运行特性的匹配是0.6 m风洞压缩机设计的关键。本文基于0.6 m连续式跨声速风洞的研制，对大型跨声速风洞主压缩机的位置布局和方案布局进行研究。

图1 0.6 m连续式跨声速风洞轮廓图

1 压缩机位置布局

根据连续式高速风洞的整体布局，设计中通常将压缩机段放置于第二拐角段下游。一方面，压缩机无论从上游还是下游均距试验段较远，可以减小压缩机噪声对试验段流场品质的影响；另一方面，压缩机段来流速度适中，且来流截面速度分布也可以设计得比较均匀，有利于压缩机设计。0.6 m风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞，需要与大型风洞压缩机布局方案具有一致性和相似性。

从气动上来看，压缩机布置于第二拐角段之后，上游距试验段较远，压缩机前传噪声(对试验段流场品质影响较大)能够得到较好的控制，因此对压缩机噪声的要求较低；驱动轴仅穿过第二拐角，流动损失相对较小。当压缩机布置于第一、二拐角段之间时，上游距试验段较近，噪声对试验段影响较大，需要对压缩机噪声进行严格控制；另外，第一、二拐角段均有驱动轴穿过，且压缩机尾锥必须穿过第二拐角段，2个拐角段的流动损失均有不同程度的增大。

从结构上来看，一方面，大型连续式跨声速风洞驱动系统功率很大，对电机的要求较高，单台大功率电机研制难度很大，需要多台电机并联或串联设计；另一方面，压缩机主轴需要传递的扭矩很大。对于跨声速风洞，随着试验段尺寸的增大，压缩机的尺寸也会等比例增大，在保证压缩机叶尖圆周速度不变的前提下，压缩机的转速将逐渐减小，而压缩机流通的质量流量与试验段尺寸的平方成正比，相应的功率也与试验段尺寸的平方成正比，因此压缩机扭矩将与试验段尺寸的三次方成正比。如美国AEDC-16T风洞最大功率达到210 MW，由4个电机串联驱动，压缩机转速为600 r/min，主轴传递的最大扭矩至少在3000 kN·m以上。当压缩机布置在第二拐角段后时，需要多个电机串联，由一端驱动，压缩机主轴与电机主轴之间的联轴器需要传递所有的扭矩，提高了联轴器的研制难度和成本。而把压缩机布置在第一、二拐角段之间时，可以将电机分布于压缩机段两端，由两端对拖驱动，压缩机两端分别与电机连接，降低了联轴器的研制难度和成本。例如，NASA兰利16英尺跨声速风洞、日本2 m×2 m跨声速风洞及法国S1风洞(图2)等均采用了这种布局方案。

图2 法国S1连续式跨声速风洞示意图

综上所述，压缩机放置在第二拐角段后，有利于风洞的气动性能，但需考虑结构设计的难度和研制成本。鉴于大型连续式跨声速风洞超大型电机、驱动长轴和联轴器等研制中可能存在的技术风险，确定压缩机布局于第一、二拐角段之间的方案，因此在0.6 m风洞设计中也将压缩机放置于第一、二拐角段之间。该方案在国内首次采用，对压缩机方案设计、压缩机与风洞一体化设计、电机布局及同步控制等技术提出了严格的要求。

2 压缩机方案布局

当压缩机选择布置于风洞的第一和第二拐角段之间、驱动电机采取两端对拖方案时，压缩机布局可以采用双轴驱动和单轴驱动2种布置方案，如图3所示。单轴方案设计采取2个电机同时驱动同一台3级轴流压缩机(图3(a))；双轴方案设计将压缩机分为2段，由2台电机分别驱动，为了平衡2台压缩机功率，需要将每段压缩机设计为2级轴流压缩机(图3(b))。2种布局在气动、结构和控制上各有利弊。

(a) 单轴方案示意图

(b) 双轴方案示意图

2.1 气动性能

风洞压缩机的气动性能包括3部分：压缩机转子段的气动性能、非旋转部件的气动性能、压缩机对前后洞体气动性能的影响。非旋转部件一般包括压缩机入口段、出口扩压段(和可能存在的平直段)，以及支撑片和压缩机防护装置等；压缩机对前后洞体气动性能的影响主要体现在拐角段的损失和流场的不均匀性。

单轴方案与常规的轴流压缩机类似，压缩机一般布置于第一、二拐角段之间的中间位置，保证结构上的对称。但从气动性能来看，需要将压缩机向第一拐角段靠近，保证压缩机最后一级叶片出口至第二拐角段入口具有足够长的距离，使流道逐渐扩张，从而减小穿过第二拐角的尾锥直径，降低第二拐角段的流动损失。

双轴方案类似于航空发动机中的高、低压压气机，合理匹配2段压缩机的转速有利于气动性能的提高。然而，由于风洞压缩机压比较低，单级压比一般不高于1.2，2段压缩机转速匹配对气动性能的提高作用并不明显，同时还增大了压缩机设计的难度，因此双轴方案一般采用2段压缩机同步驱动。从图3(b)可以看出，2段压缩机之间具有较长的平直段及支撑片，主要是为了给支撑轴承保留空间，这导致了流动损失的增大。2段压缩机之间支撑轴承的存在，增大了压缩机段的长度。在保持第一、二拐角段距离不变的情况下，压缩机出口至第二拐角段入口的扩压段长度较短，尾锥穿过第二拐角时的直径较大，增大了第二拐角段的损失。

从压缩机级数上来看，双轴方案要求2段压缩机级数相同，以保持2个电机输出功率平衡，因此总级数应为偶数。若总级数为4级，则级数较多，应用于跨声速风洞时(最大压比超过了1.6，根据试验段最大马赫数确定)，单级最大压比过低，不利于压缩机气动性能的提高，气动性能相对于单轴3级方案没有优势。若总级数设计为2级，则每段压缩机仅有1级，单级压比高，压缩机段长度短，气动性能相对于单轴3级方案具有一定的优势。跨声速风洞设计点一般位于高亚声速区域(Ma=0.8～1.0)，设计点的效率和最高马赫数的喘振裕度是相互矛盾的2个参数，设计中需要折中考虑，对压缩机的稳定工况范围要求较高。然而，轴流压缩机稳定工况范围随着单级压比的增大而逐渐减小，因此采用2级方案无形中提高了压缩机设计的难度。

2.2 结构设计

结构上主要考虑轴系稳定性、可维护性、建造经济性等方面。单轴方案与双轴方案的综合性能比较见表1。单轴方案转子结构较为紧凑，支撑轴承数和整体零件数等较少，有利于减小风洞短轴尺寸，降低建造成本，提高可维护性；双轴方案具有2个转子，需要的支撑数量较多，零部件也较多，建造成本较高，可维护性较差。

表1 0.6 m风洞主压缩机双轴方案与单轴方案比较

2.3 控制精度

单轴方案对2台电机的同步性要求较高，双轴方案可不要求电机的同步性，但考虑到降低气动设计难度和提高可操作性，一般也要求电机同步控制。电机同步控制的主要难点在于实现同一转速精度控制和主从控制的运行模式，以及转速控制精度达到静态偏差小于0.03%的目标[10]。

在0.6 m风洞压缩机的控制系统方案设计中，为满足输出转矩高、频率分辨率高、转速的静态偏差小和2台电机同步运行等需求，设计了具备电流矢量控制及速度闭环控制的变频方案，采取由完全独立的2台变频器通过主、从机的同步通讯来保证双电机的转速及功率平衡的措施，以及利用全数字化电机矢量控制技术，解决了电机的同步控制，并保证了0.03%的转速控制精度。

3 压缩机与风洞的一体化设计

在连续式跨声速风洞中，电机功率较大，必须将电机置于风洞外，这样电机长轴需要穿过拐角导流片，带来了长轴与拐角、整流罩与拐角的气流干扰，导致拐角损失增加、压缩机入口流场畸变度增大、气动性能降低，严重时可能诱发拐角段流动分离和压缩机喘振，对风洞流场品质造成不利影响。因此，压缩机和拐角一体化设计问题在风洞设计中十分重要。一方面，需要对非旋转部段进行气动优化设计，如电机轴的整流、尾锥设计等；另一方面，需要在压缩机设计时考虑入口的非均匀来流特点并进行优化，使压缩机适应特定的畸变进气条件。

美国兰利中心的NTF风洞和16英尺跨声速风洞压缩机整流罩采用“L”型布局设计，欧洲ETW风洞压缩机采用了长轴轴套和压缩机尾部进行整流的方案，均很好地兼顾了风洞与压缩机性能的匹配，同时还通过对压缩机轮毂直径、桨毂比、整流罩型面以及风洞拐角导流片性能的研究，成功解决了压缩机轴套整流、整流部件减阻、压缩机与风洞性能匹配等关键问题。这些研究对跨声速风洞建设起到了重要的推动作用。

0.6 m风洞主压缩机设计布置于第一、二拐角段之间，压缩机驱动长轴必须穿过第一、二拐角段及其导流片，这对压缩机通道优化及其内流部件整流减阻技术均提出了较大挑战。另外，为缩短风洞短轴尺寸，降低风洞建设成本，同时也为缩短压缩机驱动长轴尺寸以避开驱动轴临界转速，0.6 m风洞主压缩机及其整流罩布局形式参照美国NASA兰利16英尺跨声速风洞压缩机整流罩，即采用“L”型布局方案使压缩机尾罩延伸至第二拐角段下游位置(见图3(a))。

另外，对压缩机长轴轴套也做了必要的整流处理，图4所示为0.6 m风洞第一拐角段压缩机轴套整流装置示意图。经数值模拟计算，在常压试验Ma=0.9工况，当第一拐角段没有电机长轴穿过时气流总压损失约为1300 Pa；增加长轴而不设置整流装置时压力损失约为1800 Pa；设置整流装置后压力损失约为1600 Pa。可见，增加长轴对压力损失影响较大，对其做一定整流处理后压力损失明显降低，随后在风洞试验调试过程中也证实了这一结论。

图4 0.6 m风洞第一拐角段轴套整流装置示意图

图5为第一拐角段处压缩机轴套整流时对称面总压分布云图。由图可知在拐角段外侧总压(pt)损失较大，内侧与整流前几乎保持一致，说明压缩机入口流场不仅存在径向的不均匀性，还存在较为严重的周向不均匀性；同时，在轴套整流入口处存在较小的驻涡，该驻涡位于轴套前部，对后部的影响不大。通过多种工况的数值模拟比较，可知第一、二拐角段通过轴套整流装置与拐角导流片的配合设计，有效降低了拐角气流分离程度，验证了0.6 m风洞压缩机长轴整流装置设计的可行性和合理性。

图5 压缩机轴套整流时对称面总压分布云图

4 压缩机性能调试

压缩机性能调试目的是获取压缩机防喘振边界和安全运行区间，同时测试压缩机压升、流量、功率、温升、噪声、多变效率和转速控制精度等[11-15]。0.6 m风洞主压缩机具有二维工况调节手段，即同时具有变转速调节和变静叶角度调节2种方式。

首先，进行了不同静叶角调试。为保证安全和简化操作，压缩机调试选取了46°、60°、66°、72°和76°共5个静叶角度。试验结果发现，随着压缩机静叶角度的增大，压缩机的气流流量逐渐增大，相同转速下的压比也显著增加，特别是2500 r/min以上高转速区，趋势更为明显，这与压缩机气动设计结果吻合良好。

图6给出了主压缩机静叶角为66°时的实测性能曲线。由图可知，最高压比超过1.7，设计点(Ma=0.9，进气压力0.25 MPa，进口状态容积流量4760 m3/min，进出口压比1.17)位置落在压缩机转速2000～2500 r/min的范围内，不超过2500 r/min转速时，设计点的进口流量和压比完全满足设计技术要求。

图6 主压缩机测试性能曲线(静叶角66°)

压缩机在同一转速下的多变效率，自最佳效率点到阻塞点呈逐渐下降的趋势。由图6可知，设计点多变效率应在A和B点之间。经A、B点多变效率及设计点的多变效率插值，可知在增压情况和66°静叶角状态，转速2500 r/min测试点及设计点的多变效率约为81.5%，满足不低于80.79%的设计要求。

其次，开展了不同进气压力和不同进气温度T0时的压缩机性能调试试验。试验数据表明，在相同转速和静叶角下，主压缩机常压、增压、降速压状态下喘振点几乎重合，可见在该压缩机工作进气压力范围内，其气动性能受进气压力变化的影响可忽略不计；不同进气温度对压缩机喘振边界的影响符合多变过程的温度修正规律(ε=ε0×(T0/T)0.3333)。此外，经调试，主压缩机转速控制精度满足0.03%的设计要求。

通过压缩机与风洞的联合调试，实现了主压缩机2台电机同步控制；风洞总体性能达到了预期设计技术要求，主要指标参数达到国际先进水平。压缩机性能与风洞总体性能的匹配性良好，验证了0.6 m风洞压缩机与风洞一体化设计方案的可行性。

5 结 论

0.6 m风洞轴流压缩机设计综合考虑了大型连续式跨声速风洞建设可能存在的技术问题，所采取的将压缩机布置于第一和第二拐角段之间的方案、电机外置和单轴两端驱动方案、多台电机同步控制方案以及压缩机内流道整流技术方案，经调试结果证明是科学可行的。压缩机运行性能良好，各项指标均满足设计技术要求，不仅为0.6 m连续式跨声速风洞实现总体性能指标奠定了基础，而且为我国大型连续式跨声速风洞的压缩机研制提供了指导和依据。