高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究

郭孝国, 江泽鹏, 陈 星, 王铁进

(中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074)

0 引 言

常规高超声速风洞是高超声速飞行器研制的主要地面试验设备。目前，国内参与型号任务的主要常规高超声速风洞有中国空气动力研究与发展中心(CARDC)高速空气动力研究所的FL-31Φ0.5m高超声速风洞、中国航天空气动力技术研究院(CAAA)的FD-07Φ0.5m高超声速风洞，南京航空航天大学NHWΦ0.5m高超声速风洞、CARDC超高速空气动力研究所的FD-20AΦ1m高超声速风洞以及CAAA在建的FD-16Φ1.2m高超声速风洞。随着高超声速飞行器型号研制越来越密集，国内主力大口径高超声速风洞基本处于满负荷运转状态，提升高超声速风洞设备的能力和运行效率，对高质量按时完成型号研制任务具有重要意义。

达到并保持风洞启动和运行压比是常规高超声速风洞运行的关键，其由风洞主气流和引射气流在扩压器中产生的低压共同维持。常规高超声速风洞一般都采用超声速引射[1-3]，运行时混合室内部流场复杂，往往难以进行准确的理论计算以确定适当的运行参数。引射器运行参数过低，可能造成风洞堵塞或者压比不够，导致启动失败无法进行试验，而过高的运行参数又会造成资源浪费，增加风洞运行成本。

国防科技大学对超声速引射器进行了大量的研究工作，得出了许多重要的结论。徐万武等[4]通过试验研究了超声速环形引射器的启动特性，发现环形引射器的启动压强高于运行压强，引射马赫数越高，启动压强越高;邹建军等[5]研究了管道马赫数、混合室收缩比等对环形引射器启动性能的影响。中国空气动力研究与发展中心的刘宗政[6]对等压混合引射器参数匹配进行了研究，王宗浩等[7]对两级超声速引射器的流动机理进行了深入研究，刘化勇[8]则对超声速引射器的数值模拟方法进行了研究。上述研究都是通过搭建试验平台或数值模拟的方式进行。目前国内高超声速风洞引射器实际运行状况没有公开的详细数据文献可供参考。

本文以CAAA的 FD-07Φ0.5m高超声速风洞为研究对象，针对Ma5～6试验时风洞引射器气动性能进行测试和分析。

1 FD-07风洞

FD-07风洞系暂冲、吹引式高超声速风洞，采用两级环形引射器方式，带封闭室自由射流试验段，喷管出口直径Φ0.5m，有效工作时间90～120s，试验马赫数5～8。本文采集系统如图1所示，该系统基于虚拟仪器和PXI总线采集控制技术建立。其中压力传感器准确度等级0.5级，工作温度-10～60℃，各传感器复检回程误差、线性误差、重复性误差、基本误差均满足本文试验要求。本文重点关注风洞运行总温、总压、驻室压力、一级引射器入口压力、二级引射器入口压力、中压气源压力、一级引射器运行压力、二级引射器运行压力等参数。风洞引射系统各参数如表1所示，其中：Ma为引射马赫数，R为引射面积比，D1为引射器管道直径，D2、L2为引射器混合室直径和长度，D3、L3为扩压段入口直径和长度，D4、L4为扩压段等直段直径和长度，D5、L5为扩压段出口直径和长度，参数示意图如图2所示。

图1 FD-07风洞数据采集系统

MaR/mmD1/mmD2,L2/mmD3,L3/mmD4,L4/mmD5,L5/mmFirst-stageSecond-stage3.53.00.330.30Φ219Φ325Φ700/4185Φ804/395Φ800/812Φ550/2187Φ700/955

图2 参数示意图

2 试验总体方案

试验在保持引射器环形喷管喉道不变的前提下(引射Ma不变)，通过引射器单级调试、引射器联调、主-次流联合调试等3种试验方案进行。具体试验步骤如下：

步骤1：单开二级引射器，阀后压力调节值为0.5、0.6、0.7、0.8、0.9、1.0、1.1和1.2MPa，每个压力状态稳定运行5～10s，记录二级引射器抽真空数据，选出抽吸能力最强时的运行压力，记为ps2；

步骤2：二级引射器阀后压力设定为步骤1中压力ps2，调节一级引射器阀后压力为0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9和1.0MPa，每个压力状态稳定运行5～10s，记录引射器抽真空数据，选出抽吸能力最强时的一级引射器运行压力，记为ps1；

步骤3：设定一级引射器运行压力为ps1，二级引射器运行压力为ps2，进行Ma5～6试验，获取各个参数数据，判断该运行压力能否满足试验要求：若能，则该运行压力为FD-07风洞Ma5～6试验时最佳引射器运行压力；若不能，则调整两级引射器运行压力值，进一步试验研究。

3 试验结果与分析

图3～6中，p0为驻室压力，p1为风洞排气管道上一级引射器入口压力，p2为风洞排气管道上二级引射器入口压力。

步骤1：二级引射器单独调试。阀后压力为0.5～1.2MPa，待测数据p0、p1、p2，试验结果如图3所示。

图3 二级引射器单调试验数据

图3中，方框标注图例为时间80～110s之间驻室压力的放大图。图中3条曲线下方标注的压力数值为试验过程中二级引射器运行压力，可以看出：当二级引射器运行压力为1.0MPa时，驻室压力不再明显下降，由此判定引射器启动，此时抽吸能力达到最大值；当二级引射器运行压力小于1.0MPa时，引射气流在后续的管道中没有达到超声速满流，随着压力的增加，抽吸能力接近线性变化，引射器没有启动；当运行压力大于1.0MPa并继续增加时，引射器已启动，但驻室压力不降反而有轻微增加，说明引射器抽吸能力并没有增加。因此，二级引射器引射能力最高时的运行压力为ps2=1.0MPa。

步骤2：两级引射器联调。设定二级引射器运行压力为ps2=1.0MPa，一级引射器阀后压力调节为0.4～1.0MPa，待测数据p0、p1、p2，试验结果如图4所示。

图4(a)中，虚线间隔代表试验中一级引射器调压变化情况，上方数值代表一级引射器运行压力。由图中数据可以看出:二级引射器运行压力为1.0MPa固定不变，当一级引射器运行压力为0.7～0.8MPa时，二级引射器入口气流压力激烈波动，这是由测压探头前部产生的超声速满流逐步减速增压所致，表明一级引射器启动；当一级引射器运行压力为0.8MPa时，驻室压力最小，引射器抽吸能力达到最大值；而当一级引射器运行压力大于0.8MPa且继续增大时，驻室压力不降反增，说明引射器抽吸能力并没有增强，反而有所降低，因此，一级引射器启动压力为0.7～0.8MPa。当二级引射器运行压力维持在ps2=1.0MPa、一级引射器运行压力调节到ps1=0.8MPa时，引射器的抽真空能力最强。由于ps1和ps2均为两级引射器临界启动压力，因此ps1=0.8MPa和ps2=1.0MPa符合引射压力低、耗气量小的情况。

步骤3：设定一级引射器运行压力ps1=0.8MPa，二级引射器运行压力ps2=1.0MPa，进行Ma5～6风洞试验，待测数据p0、p1、p2。试验结果如图5和6所示。其中Ma5试验前室总压为1.0MPa，总温为90℃，Ma6试验前室总压为2.0MPa，总温为191℃。

(a) 试验数据全局图

(b) 60～100s局部放大图

图5 Ma5(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)试验数据

在图5和6中：(1) 二级引射器入口总压p2高于一级引射器入口总压p1，原因在于一级引射器的增压作用；一级引射器入口总压p1在有主气流存在时，测量数据变化平稳，说明主气流在超声速扩压段中减速增压，逐步变为亚声速气流，与理论情况相符[9-10]。(2) 由于风洞主气流启动冲波的影响，图5和6中一级引射器压力p1在风洞主气流通入瞬间突然增加，随着试验流场的建立该值迅速下降，而驻室压力p0和二级引射器入口压力p2受主气流冲波的影响较小。(3) 由于引射器启动冲波的影响，二级引射器入口压力p2在引射器启动时瞬间增加，随着引射流动波系的建立而下降并趋于平稳，一级引射器入口压力p1及驻室压力p0受引射器启动冲波的影响不大。(4) 由试验数据可得，引射器启动后驻室压力p0最小值约为4.5kPa，随着风洞主气流通入，试验段建立流场，驻室压力存在最小值，Ma5时为0.94kPa，Ma6时为1.38kPa，完全满足风洞启动压比，喷管出口为略微膨胀的射流边界，风洞流场面积大。在既定风洞主流工况下，引射器结构和引射Ma不变，引射器运行总压越低，引射流量越小，则相应的引射效率越高，引射成本越低。由此可得，对于FD-07风洞Ma5～6试验，采用ps1=0.8MPa、ps2=1.0MPa方案运行效率较高，成本较低。

图6 Ma6(ps1=0.8MPa，ps2=1.0MPa)试验数据

需要指出的是，引射器启动压强一般高于运行压强[4]，在风洞试验过程中，理论上可以通过调节控制系统参数来适当降低引射器运行压力，这样可以获得更高的引射效率，但是考虑到实际吹风试验操作难度、适应不同模型的堵塞程度和风洞运行安全，本文对此不作考虑，认为风洞试验时引射器启动压力即运行压力。

4 结 论

本文主要研究了FD-07风洞Ma5～6试验时引射器气动性能，解决了FD-07风洞引射器多年来运行状态不明的问题，优化了引射器运行压力方案，减少了能源浪费。研究结果表明：(1) 在现有既定引射Ma数和固定喷管喉道下，FD-07风洞一级引射器的启动压力在0.7～0.8MPa之间，二级引射器的启动压力为1.0MPa；(2) FD-07风洞引射器Ma5～6试验时，一级引射器运行压力确定为0.8MPa，二级引射器运行压力确定为1.0MPa时，引射器的引射效率较高； (3) 风洞运行时，驻室低压环境主要由主气流决定，只要引射器运行参数能够满足风洞启动压比，引射器性能变化对驻室压力(即试验模拟高度)影响不大；(4) 风洞主气流启动冲波对一级引射器入口压力的影响较大，对驻室及二级引射器入口压力的影响不明显；引射器启动冲波对二级引射器入口压力影响较大，对驻室及一级引射器入口压力的影响不明显。

后续对FD-07风洞引射器气动性能的试验研究将继续从以下几个方面展开，希望从实际工程应用的角度出发，对常规高超声速风洞引射器气动性能有更加全面的认识：

(1) FD-07风洞引射器为可调环形喷管结构，喉道大小变化将改变引射气流马赫数，从而改变引射能力。本文研究结果是基于既定喷管喉道大小条件下得出的，事实上，如果改变引射器喷管喉道大小，研究由此所引起的引射器气动性能变化，引射器启动压力还能进一步降低，进行Ma5～6试验时，引射器运行的耗气量有望能进一步减少，降低风洞运行成本。

(2) FD-07风洞试验马赫数为5～8，本文只针对Ma5～6进行了研究。由于风洞各马赫数共用一个扩压段，扩压段结构可以满足Ma5～6试验时的亚-超引射条件，但在Ma7～8试验时,主气流并不一定能通过扩压段全部减速为亚声速，还会有部分流动以超声速状态进入引射器，流动情况更为复杂[11-14]。因此，上述引射器运行压力在Ma5～6试验工况下引射效率较高，但并不一定能达到Ma7～8试验时的风洞运行压比，即使满足运行压比，也很难确定引射器参数是否处在效率较高的状态下，因此对试验马赫数7～8时的风洞引射器气动性能还需要作进一步研究。