航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展

高亮杰 ，辛亚楠 ，袁野 ，李强 ，钱战森 ,

1.中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034

2.高超声速气动力/热技术重点实验室，沈阳 110034

3.高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

0 引 言

高超声速飞行器技术在未来航空航天领域将起到至关重要的作用，是国家综合实力的重要支撑。高超声速风洞在高超声速技术研究和飞行器研制中具有重要地位。国外常规高超声速风洞主要分布在美国、日本、俄罗斯和欧洲等国家和地区，其中最具代表性的生产型风洞主要有：美国冯卡门实验室（AEDC VKF）Tunnel A/B/C连续式高超声速风洞和Tunnel 9号风洞，俄罗斯中央流体研究院（TsAGI）T-116高超声速风洞，日本宇航院（JAXA）0.5 /1.27 m高超声速风洞以及法国宇航院（ONERA）S4MA高超声速风洞。

随着国内高超声速技术研究对风洞的需求日益迫切，各主要空气动力学研究机构都发展了高超声速地面试验设施，0.5 m量级以上的大型常规高超声速风洞主要有：中国空气动力研究与发展中心（CARDC）0.5 m、1.0 m和2.0 m高超声速风洞，中国航天科技第十一研究院（CAAA）0.5 m、1.2 m高超声速风洞，以及南京航空航天大学0.5 m高超声速风洞。表1给出了世界主要1 m量级常规高超声速气动力风洞的性能指标。

表1 世界主要1 m量级常规高超声速气动力风洞Table 1 The 1 m conventional hypersonic aerodynamic wind tunnel in the world

为了满足未来高马赫数飞行器研制对气动力试验的需求，中国航空工业空气动力研究院（以下简称航空工业气动院，AVIC ARI）规划建设了1.0 m高超声速气动力风洞（FL-64），可与现有亚跨超三声速风洞（FL-60）搭配使用，形成涵盖马赫数0.3～8.0的宽速域范围的气动力试验能力。该风洞于2019年底开工建设，2020年底完成洞体施工，现已完成马赫数4.0、5.0、6.0流场校测与标模试验，已具备常规气动力试验能力。

1 FL-64风洞总体方案及技术指标

FL-64风洞是一座暂冲自由射流式高超声速风洞，工作介质为纯净无污染空气，采用吹引/吹吸组合运行模式。风洞主体结构包括：进气管路及调压系统、加热器、高温高压截止阀、稳定段、喷管、试验段、两级引射系统、亚扩段及消声塔。为满足低动压试验需求，节约建设成本，同步建有由换热系统、真空截止阀以及真空球罐构成的真空支路。风洞总体布局轮廓如图1所示。

图1 FL-64风洞总体布局轮廓图Fig.1 General layout of FL-64 wind tunnel

考虑到与FL-60风洞（马赫数范围0.3～4.2）的衔接，FL-64风洞运行马赫数下限为4.0、上限为8.0，目前共设置5副喷管，分别对应马赫数4.0、5.0、6.0、7.0、8.0。风洞配备统一的高压气源系统同时给主路和引射管路供气，气源容积为200 m，最高运行压力为20 MPa。加热系统采用电蓄热形式，在蓄热模块内安装电阻管作为发热源。加热器下游设置高温高压截止阀，用于消除蓄热过程中对下游部段的辐射影响。风洞设置了两级引射系统，低马赫数运行工况下可仅使用单级引射系统工作。同时，试验段下游引射支路可切换成真空支路，配有容积为10 000 m的真空罐，极限真空度为100 Pa。风洞的具体包线范围如图2所示，其主要性能参数如下：

图2 FL-64风洞模拟能力Fig.2 FL-64 wind tunnel simulation capability

1）喷管直径：1.0 m；

2）模拟马赫数：4.0、5.0、6.0、7.0、8.0；

3）模拟高度：20～30 km；

4）单位雷诺数范围：3.3×10～4.6×10m；

5）总温范围：300～900 K；

6）总压范围：0.1～8.0 MPa。

2 风洞关键部段设计与试验能力

FL-64风洞跨多个马赫数范围，给风洞总体设计带来了很大的难度。为了满足宽包线的试验需求，在借鉴国内外相似设备设计的基础上，本文对风洞部分关键部段进行了独特设计。

2.1 宽范围两级调压系统

FL-64风洞要求：稳定段压力调节范围 0.1～8.0 MPa，工作范围宽；全工况下稳定段总压波动不高于0.5%，压力调节精度高。因此，风洞压力调节采用两级调压方式，根据实际使用需求可采用一级调压阀粗调、二级调压阀精确压力调节，也可采用一级精确压力调节、二级定开度的工作模式。通过两级调节实现不同工况调节模式的组合和调压精度控制的叠加，有利于实现大范围高精度的压力调节。两级调压系统阀门口径分别为 DN250和DN400，均采用环缝式轴流调压阀，其优点是在主要工作状态下可以获得线性或接近线性调节特性，气流对称性好，调节范围宽。图3给出了两级调压系统中二级阀的特性曲线，其中，/为阀前后的总压比，F为阀门开度相对值，Q为阀后的流量系数，Q为阀门喉道处的流量系数（声速时值取1.000）。在试验调试中，可根据不同的流量函数和降压比确定相应的阀门开度。

图3 两级调压系统二级阀的特性曲线Fig.3 Characteristic curve of secondary pressure regulating valves

2.2 大容积宽流量蓄热式加热器

高超声速风洞常用的加热方式包括直接电加热、燃烧加热和蓄热式等，FL-64风洞加热系统采用电蓄热式，可保证试验气体洁净无污染，能够满足最大流量180 kg/s、最高温度900 K的大流量、高温升加热需求，满足马赫数8.0以内的常规气动力试验，也可实现马赫数4.0的总温复现试验。加热器加热过程中最大功率可达2.0 MW，全工况范围内首次预热不超过6小时，两次使用间隔补热时间不超过1.5小时。FL-64风洞电蓄热式加热器如图4所示，该系统主要特点有：

图4 蓄热式加热器示意图Fig.4 Structural diagram of storage-type heater

1）为了解决大流量高温升带来的挑战，加热器进口采用独特的扩散锥结构，可减小大流量冲击载荷，同时也可起到均流的作用；加热器采用蜂窝式蓄热体模块，模块中均匀分布近万个换热孔，增大了换热面积，提高了换热效率；采用高温合金作为蓄热体，以获得900 K以上的蓄热加热能力。

2）高温高压环境下的保温隔热设计。加热器容器蓄热段采用三层复合结构，内层隔热、外层承压，实现耐温和承压的解耦设计；采用低导热支撑结构，降低蓄热体到外壳体的传热；采用外部水冷却的方式对承压容器壳体进行降温，保证外壳体温度不高于333 K。

3）高精度温度控制。电加热器中所有蓄热模块分为8个独立控制的加热单元，能够实现对加热器蓄热温度径向的分层控制和轴向的分段控制。

2.3 短化喷管设计

传统超声速/高超声速固块喷管型面设计从喉道开始先后经历初始膨胀区、二次膨胀区、径向流区、消波区和第一菱形区达到设计马赫数，根据马赫数的不同，喷管长度约为出口高度的6～10倍。短化喷管设计技术可以在保证流场品质的前提下，使喷管长度缩短，减轻固块喷管重量、节省空间、降低设备成本。

为了满足大跨度范围内的喷管设计要求，权衡多种因素，FL-64风洞喷管设计总长度选定为6 m。在具体设计方法上，沿承了Sivells方法中通过设置轴向马赫数分布计算壁面型线的思想，舍弃传统泉流区假设，构造轴向马赫数分布，结合跨声速理论，得到一种实用的喷管长度可控的设计方法。通过在轴线上设置连续性和光滑性都符合要求的马赫数分布，喷管最终型线完全由分布函数决定。为了克服传统理论方法和经验公式精度低的缺点，在无黏型面的基础上，采用直接数值模拟求解可压缩边界层方程，获得边界层厚度的增长量。通过上述原理，本文设计了不同马赫数下的喷管型面，图5给出了数值模拟计算得到Ma=6.0的喷管对称面马赫数等值线图和出口马赫数分布曲线，其中y表示距喷管中心轴线的法向高度。

图5 Ma=6.0喷管数值结果Fig.5 Ma=6.0 nozzle numerical results

2.4 两级引射和真空系统的综合应用

常规高超声速风洞排气系统主要有引射排气和真空排气两种方式，引射排气运行效率高，但低真空度下能耗较大；真空排气能够实现较低的真空度，但一般需要配置庞大容积的真空球罐作为负压源，单次投入较大。FL-64风洞从实际基础条件和使用需求出发设计了两级引射系统和总容积10 000 m的真空系统，使风洞兼具吹引和吹吸两种运行模式。在具体使用中，引射系统主要用于高动压运行工况，真空系统用于低动压运行工况，二者协调搭配以获得宽范围的风洞运行包线、最经济的运行方式和较低的建设成本。

FL-64风洞引射器为两级多喷嘴引射器。多级引射器设计与单级引射器的最大区别就是需要根据串联工作的引射器级数确定各级之间的引射器工作参数并进行匹配。多级引射器串联的级数越多，对提高增压比越有利，但级数过多对匹配设计、工程调试以及多级引射器系统的建设等带来很大的挑战。图6给出了两级引射器匹配工作条件下，Ma=6.0引射器对称面压力和马赫数云图，x方向为流向，以喷管出口下游为正、喷管出口截面中心点为原点。

图6 Ma=6.0引射器对称面压力和马赫数云图Fig.6 Ma=6.0 Pressure and Mach number contour of ejector symmetry plane

2.5 特种试验系统

FL-64风洞是面向高超声速飞行器研制的大型航空试验设备，规划了常规气动力测量、进/排气试验、轨迹捕获试验（CTS）、气动热试验、低动压试验系统等8项主要试验系统，能够满足高超声速型号研制气动力/热、进/排气、机体/推进一体化、武器投放和级间分离等风洞试验需求。主要特色如下：

1）CTS试验系统：主要由6自由度的上弯刀机构和5自由度的下弯刀机构组成，位移定位误差不高于0.1 mm、角度定位精度小于±3，能满足武器投放、级间分离等多体运动干扰轨迹模拟试验需求。因上、下弯刀系统可独立运动，对于两级飞行器质量相当的级间分离试验可同时模拟两级各自的轨迹。

2）快速插入机构：可在0.2 s内进插入风洞试验区开展气动热试验测试，机构可承受最大负载40 kg，对在暂冲式风洞中开展气动热试验具有独特优势。

3）低动压试验系统：采用的真空球系统具备最低100 Pa的真空抽吸能力，可实现6～40 KPa大范围内动压环境模拟。

4）Ma=4.0总焓模拟试验：FL-64风洞最高总温900 K，能够复现Ma=4.0总焓，试验气体为洁净空气，适合开展冲压及其组合动力发动机点火和稳定工作性能考核，同时也可开展力/热/声/振多物理场耦合的综合环境模拟测试。

3 流场校测和标模试验

高超声速风洞喷管出口第一菱形区内的流场（包括速度场、温度场和方向场等）均匀性是衡量风洞性能的主要指标。FL-64风洞调试过程中利用一字总压耙对喷管出口速度场进行校测，获得了喷管第一菱形区内各个截面的马赫数分布，标定了喷管的实际马赫数和流场均匀区范围，并计算获得了各截面均匀区的平均马赫数、截面马赫数最大偏差以及标准差。采用AGARD-B 模型进行标模试验以综合评价风洞的性能、流场品质，并对风洞自身数据重复性、与国外风洞的测力试验结果以及CFD计算结果进行了对比分析。

FL-64风洞现已完成Ma=4.0、5.0、6.0的流场校测和标模试验，2021年底前将完成全部马赫数的调试工作。本节重点对Ma=5.0的校测和试验结果进行介绍。

3.1 流场校测设备与数据处理方法

采用一字总压耙对喷管自由射流各截面马赫数分布进行测量。一字耙安装在风洞弯刀机构上，试验过程中弯刀可沿风洞轴线移动，移动范围为距喷管出口 0～1 200 mm。一字耙上共设置 57 个总压测点，有效测量范围840 mm。校测试验中水平和竖直方向分别安装一字耙以完成各截面的测量，如图7所示。

图7 一字总压耙风洞安装图Fig.7 Schematic diagram of total pressure probe structure

根据正激波前后马赫数关系式进行校测数据处理，假定流动在喷管中压力损失很小，以稳定段总压代替波前总压，以一字耙各测点获得的总压为波后总压，迭代计算得到流场均匀区马赫数。

3.2 流场校测结果

表2 FL-64风洞Ma=5.0流场校测结果Table 2 Flow field calibration results of Ma=5.0

图8给出了Ma=5.0，x=50、630 mm，一字总压耙水平和竖直安装时，获得的流场马赫数分布的比较。从图中可以看到，流场均匀区同一截面水平和竖直方向上马赫数分布曲线基本重合，说明两个方向上流场均匀性良好；在远离喷管出口的截面，部分测点位于均匀区之外（图8（b）），马赫数受射流边界外膨胀波影响较均匀区偏高。

图8 Ma=5.0喷管出口不同截面马赫数分布Fig.8 Mach number distribution of different sections at Ma=5.0 nozzle outlet

表3 FL-64风洞Ma=6.0流场校测结果Table 3 Flow field calibration results of Ma=6.0

根据上述几个截面均匀区边界宽度可勾勒出喷管出口试验区范围，如图9所示。由此可以推算风洞在Ma=5.0运行时喷管出口边界层厚度约为42 mm，喷管出口截面最大有效试验均匀区直径约为916 mm，轴向长度约为2 267 mm。

图9 Ma=5.0喷管出口均匀区范围Fig.9 Ma=5.0 nozzle outlet uniform area

3.3 标模测力结果

标模试验是检验一座新风洞必不可少的关键步骤，以标模试验结果与已有风洞数据或CFD数据的对比检验风洞试验数据的准确性，以多次标模测力试验结果的标准差检验风洞数据的自洽性和流场稳定性。风洞试验的标模一般选择结构相对简单的典型布局形式，常规高超声速风洞常用的标模主要有AGARD B、AGARD HB-1和AGARD HB-2等典型构型。

AGARD B模型（图10）在试验过程中的典型流场结构如图11所示。本文重点给出模型Ma=5.0测力试验结果。标模试验工况：总压1.8 MPa，总温420 K，实际马赫数采用校测结果，喷管出口均匀区马赫数5.050，试验单位长度雷诺数3.04×10m。试验中风洞流场建立后弯刀机构携带模型快速插入试验区，以降低风洞起动载荷的冲击，每次试验测试迎角取8个角度（–4°、–2°、0°、2°、4°、6°、8°和10°），采用六分量杆式天平测量模型气动力，开展多次试验以验证风洞试验数据重复性，将试验结果与公开数据及计算数据进行了对比。

图10 AGARD B 模型Fig.10 AGARD B model

图11 Ma=6.0试验纹影图Fig.11 Ma=6.0 test schlieren diagram

图12给出了其中两车试验数据重复性的比较，图中升力系数C、 俯仰力矩系数C和阻力系数C在–4°～10°迎角下试验数据吻合度较高，这表明风洞试验数据重复性满足测力试验要求。

图12 标模重复性试验数据对比曲线Fig.12 Comparison curve of repeatability test data

图13给出了FL-64风洞试验数据与日本JAXA0.5 m高超声速风洞试验结果及CFD计算结果的比较，结果显示FL-64风洞标模试验结果与公开试验数据及CFD计算数据吻合度较好，且FL-64风洞试验数据与CFD计算结果吻合度更优，证明FL-64风洞试验数据较为准确可靠。

图13 标模试验数据准确度对比验证曲线Fig.13 Comparison and verification curve of accuracy of test data

4 结论与展望

FL-64风洞是航空工业自主设计的大型常规高超声速风洞，与FL-60风洞可形成高低马赫数搭配，涵盖了高超声速飞行器在宽速域范围的试验需求，形成对AEDC VKF Tunnel A/B的包线覆盖，一定程度上覆盖AEDC VKF Tunnel C的低马赫数包线，特别是Ma=4.0的全焓模拟能力可与真实飞行条件匹配，是国际上同类设备中尺寸最大的，为开展力/热/声/振多场耦合及动力系统试验提供了独特条件。

FL-64风洞已完成Ma=4.0、5.0和6.0的流场校测与标模试验，预计2021年底前完成Ma=7.0、8.0常规状态、Ma=4.0高焓状态调试工作以及捕获轨迹等特种试验能力建设。