高超声速风洞气动布局设计

第40卷第2期2008年4月 南　京　航　空　航　天　大　学　学　报Journal of N anjing U niversity of Aero nautics &Astronautics
V ol.40N o.2
　A pr.2008高超声速风洞气动布局设计
徐　翔1　伍贻兆2　程克明2　王志坚2,3
(1.西北工业大学航空学院,西安,710072;2.南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;
3.中国空气动力研究与发展中心超高速所,绵阳,621000)
摘要:在分析国内外高超声速风洞发展现状的基础上,根据南京航空航天大学高超声速风洞(Na njing U niver sity
of Aer onautics &Astr onautics Hy per sonic W ind T unnel,N HW)总体技术指标和要求,对该风洞气动布局设计方案和各部件的气动设计进行了研究。

风洞气动布局设计点为马赫数5和8、设计总压为1M Pa 、总温685K ;风洞驱动方式采用高压下吹-真空吸气式方案,运行时间大于10s 、高压气源容积为32m 3、真空容积为650m 3;风洞加热方式采用金属板蓄热式加热器方案;风洞试验马赫数获取方式采用 0.5m 口径的马赫数5,6,7和8的型
面喷管方案。

关键词:高超声速;风洞;气动布局
中图分类号:V 211.7 文献标识码:A 文章编号:1005-2615(2008)02-0271-04
　收稿日期:2006-06-01;修订日期:2007-12-21
　作者简介:徐翔,男,研究员,1963年7月生,E -mail :xux iang 78@sina .com 。

Aerodynamic Configuration Design of Hypersonic Wind Tunnels
X u X iang 1,W u Yiz hao 2,Cheng K eming 2,W ang Zhij ian 2,3
(1.College o f Aer onautics Engineer ing ,N or thw est ern Po ly technical U niver sity ,Xi an,710072,China ;2.Co llege o f A ero space Engineer ing ,N anjing U niver sity of A er onautics &A str onautics,N anjing ,210016,China ;
3.Hyperso nic A er odynamics Instit ut e ,China A ero dy nam ics R esearch and Dev elo pment Center ,
M iany ang ,621000,China )
Abstract :By analyzing the developm ent of hypersonic w ind tunnels in the w orld ,a detailed scheme is pr esented for Nanjing Univer sity o f Aer onautics &Astro nautics Hypersonic Wind Tunnel (NHW),and it is the indices and the requirements of NHW.Operational conditions are as fo llow s:essential desig n M ach num bers are 5and 8,upstream-chamber stag nation pressure is 1M Pa,stagnation temperature is 685K,running time is mor e than 10s.The volumes of hig h pressure air supply sy stem and the v acuum
sy stem ar e 32m 3and 650m 3
,respectively .T he w ind tunnels is heated w ith the stor ag e heater .T esting M ach num bers 5,6,7and 8are realized by using the conto ur no zzle with the ex it -diameter of 0.5m .Key words :hyper sonic ;w ind tunnels ;aero dynamic co nfiguratio n
引 言
南京航空航天大学高超声速风洞(Nanjing University of Aeronautics &Astro nautics Hyper sonic Wind Tunnel,NHW)是南航“十五”期间“211工程”重点学科建设项目。

为了完成该风洞的建设,作者进行了充分的技术分析和论证。

在研究国内外高超声速风洞现状的基础上,结合NH W 的技术要求和建设场地情况,完成了风洞气动布局研究、结
构设计和风洞建设等工作。

该风洞已于2006年2月
通过南京航空航天大学组织的专家验收。

风洞的流场品质达到国标对常规高超声速风洞速度场均匀性指标的要求。

风洞的总体性能指标已达到:
(1)喷管出口直径 为0.5m ;
(2)风洞名义马赫数Ma 为5.0,6.0,7.0,8.0;(3)风洞前室总压p 0为0.04～1.0M Pa ;(4)风洞前室总温T 0为293～685K;
(5)风洞单位雷诺数Re 为6.47×105
～2.24×
107
m -1
;
(6)模拟飞行高度H 为26～59km;(7)风洞运行时间t ≥10s 。

1　国内外0.5m 量级高超声速风洞
情况
目前,国内外拥有60余座高超声速风洞[1-4]
,主要集中在美、俄、法和中国等国家,并为航天飞行器的发展以及空气动力学学科的发展做出了巨大贡献。

美国于1945年建立了世界第一座高超声速风洞,随后,在20世纪50年代又建设了一大批各种布局形式的高超声速风洞,如:美国国家航空航天局(NASA)兰利研究中心的 0.51m 马赫数6高超声速风洞;海军海面武器中心(NSWC)的8号高超声速风洞和桑迪亚国家实验室的 0.46m 马赫数5,8,14高超声速风洞等;俄罗斯在50～60年代也建成了一大批高超声速风洞,如TsAGI 的T -116,T -117等;欧洲和日本在60～70年代大力发展并建成了一批 0.5m 量级高超声速风洞,如:法国国家航空航天研究院(ON ERA)的S4-M A
0.68m 马赫数6,10,12高超声速风洞、德国宇航院(DLR)的H2K 0.6m 马赫数4.5～11.2高超声速风洞、瑞典FFA 的 0.5m 高超声速风洞、日本国家航空宇宙技术研究所(NAL)的 0.5m 马赫数5,7,9,11高超声速风洞。

在国内, 0.5m 量级的高超声速风洞有3座。

2　NHW 总体气动布局设计
风洞气动总体布局是风洞设计的关键。

一个风洞的高品质、高质量来源于风洞总体布局的合理性和可靠性。

因此,作者首先根据NHW 总体技术指标要求以及建设场地和经费情况,分析研究并确定其驱动运行方式;然后分析选择加热器形式;最后获得NHW 高超声速风洞总体气动参数。

2.1　驱动运行方式研究
目前,世界主要的高超声速风洞的驱动方式大多采用高压下吹-真空吸气式或高压下吹-空气引射式两种运行方式。

通过分析与研究这两种运行方式各自的优缺点后,认为与高压下吹-空气引射的运行方式相比,高压下吹-真空吸气运行方式具有:风洞运行参数下限低、雷诺数模拟范围宽、模拟高度更高,流场稳定快,风洞启动对洞体和模型的热影响小、对模型的冲击载荷小,风洞结构和运行操作相对简单,风洞运行的噪音低,建设及运行成本低等优点。

因此,根据NHW 总体指标要求和建设场地条件,确定高压下吹-真空吸气的运行方式是一种技术稳妥、投资少、见效快、运行经济的方案,是NHW 较理想的总体气动布局方案。

研究确定其气动布局如图1所示,包括:气源系统和高压阀门、加热器、承压承温的热阀、 0.5m 马赫数5～8的型面喷管和稳定段、试验段、扩压器以及真空系统等。

2.2　加热器设计方案研究
加热器是高超声速风洞的关键部件,其作用是避免高压空气在膨胀加速过程中发生冷凝。

高超声速风洞常采用的加热器形式有电阻带式、电阻管式、燃烧加热卵石床蓄热式和电加热金属板蓄热式等多种方案。

在分析研究这4种加热方式后,作者认为:尽管电加热金属板蓄热式加热器有预热时间长、不能连续长时间运行的不足,但是,随着国内加热元件和耐高温蓄热金属材料的性能提高,它具有小功率蓄热、加热的气体纯净无污染等优点,并能够避免电阻式加热器功率大、电源设备庞大、加热元件表面热负荷高和燃烧加热卵石床蓄热式加热器气体污染等缺点,同时考虑风洞建设场地电源能力,确定选择电加热金属板蓄热式加热器为NHW 的设计方案。

在加热器的布置上采用垂直安装、下端进气上端出气的方式,有利于气流与蓄热元件的
热交换和蓄热元件的热变形。

图1　南航高超声速风洞气动布局图
272
南　京　航　空　航　天　大　学　学　报第40卷　
2.3　风洞总体气动参数设计
风洞总体气动参数设计的目的主要是确定风洞试验段气流流场参数,为风洞总体性能指标和风洞各部件气动设计参数提供设计依据。

主要包括:根据风洞总体布局所确定的风洞总体性能,计算气
流在各马赫数和总压p 0下的总温T 0、静压p ∞、静温T ∞、动压q ∞、气流流量G 、气流单位雷诺数R e 和模拟飞行高度H 等。

根据NHW 总体性能要求,通过分析与计算
[5-7]
,确定了其总体气动参数,其结果如表1所示。

表1　NHW 气动性能参数
M a p 0/M Pa T 0/K p ∞/kPa T ∞/K q ∞/kPa G /(kg ・s -1)Re ×106/m -1
H /km 5678min 0.040292.640.07648.77 1.3230.68 1.214
50.04max 1.000350.45 1.89058.4133.07615.5022.43526.85min 0.060385.190.03946.970.9580.410.78055.39max 1.000444.690.63354.2315.961 6.4210.20734.14min 0.120500.070.02946.300.9940.370.71257.41max 1.000550.940.24251.018.285 2.93 5.03341.03min 0.220630.590.02345.69 1.0100.290.64759.26max
1.000
684.64
0.102
49.61
4.589
1.28
2.556
47.63
3　NHW 主要部件气动设计
风洞总体布局性能的实现,关键在于风洞部件的气动设计。

根据NH W 总体气动性能参数要求,其主要部件气动设计包括:气源系统气动布局设计、加热器气动设计、型面喷管气动设计、真空系统气动布局设计等。

3.1　气源系统气动布局设计
根据NHW 对总压和运行时间10s 的要求,并兼顾今后风洞性能扩展的需求,气源系统布局设计为:一套4M 3.5-12/220空气压缩机系统、二个16m 3
高压柱罐、
68m m ×10mm 和 43mm ×7mm 高压主管路以及各类相应的电动截止阀、液压快速阀和手动节流阀等组成。

其气源系统气动布局如图2所示。

32m 3
高压柱罐空气气源能够满足风洞运行10s 的技术指标。

计算分析确定68mm ×10mm 的高压主管路可以保证气流进入加热器入口压力大于3.0M Pa
的技术指标。

图2　风洞气源系统气动布局示意图
3.
2　加热器气动设计
加热器采用电加热金属板蓄热式加热器,主要
由:蓄热金属板、电预热管、外壳、内衬、隔热层和电气控制系统等组成。

采用垂直安装、气流由下向上的流动方式,其气动布局如图3所示。

图3　风洞加热器气动布局
金属板蓄热式加热器气动设计的目的是选择蓄热材料和构型,确定蓄热金属板的长度和质量,以满足气流流经蓄热板后获得最大的加热温度。

通过对加热器蓄热金属板温度T H 分布、加热器气流温度T n 分布和换热系数A 分析与计算[8]
,在确定的蓄热金属板的通道缝隙比、蓄热金属板密度条件下,得出加热器蓄热金属板长度L ,加热器蓄热金属板的重量W H ,其计算结果如表2所示。

表2　NHW 加热器换热计算结果
M a p 0/M Pa
T 0/K
A /
(W ・m -2・K -1)
L /m W H /kg 5 1.0350.45861.5 3.037806 1.0444.69431.4 3.037807 1.0550.94238.6 2.531508
1.0684.64
125.9
2.0
2520
因此,NHW 的蓄热金属板选用1Cr 18Ni9T i 不锈钢精密铸件,缝隙比为0.33,蓄热板内径
273第2期徐　翔,等:高超声速风洞气动布局设计
456mm ,长3m ,总重4000kg 。

3.3　喷管气动设计
NHW 的喷管主要包括:马赫数5的型面喷管和拟合马赫数6的喉道段以及马赫数8的型面喷管和拟合马赫数7的喉道段,从而可获得马赫数5,6,7,8的风洞流场。

型面喷管的设计计算[9]
假定:喷管内的流动是理想流动,然后修正气体的粘性影响。

通过计算,获得喷管的内型面曲线,其马赫数5,8的型面曲线坐标值如图4,5所示。

其中,X 为轴向坐标,Y 为径向
坐标。

图4　马赫数5
喷管的内型面曲线图
图5　马赫数8喷管的内型面曲线图
3.4　真空系统气动布局设计
真空系统气动设计的主要目的是确定真空系统容积大小,以满足风洞运行时间大于10s 的总体设计要求。

通过真空系统运行时间的计算和分析,确定其真空系统容积。

其计算结果如表3所示。

根据计算结果,设计的真空系统布局主要由:
两套JJZJ-120・150×2真空机组、一台650m 3
的真空球罐和各类真空阀门及真空管道等组成。

表3　NHW 真空系统运行时间计算结果M a
5678总压p 0/M Pa 1.0 1.0 1.0 1.0总温T 0/K 350.45444.69550.94684.64流量G /(kg ・s -1)15.5 6.42 2.93 1.28真空容积V /m 3650650650650真空初始压力p i /P a 100
100
100
100
真空试验后压力
p e /M Pa 0.03330.01590.00830.0045
4　结 论
(1)NHW 采用高压下吹-真空吸气运行方式和金属板蓄热式加热器加热方式的风洞设计方案,是适合其运行和场地特点、投资少、见效快、运行经济的较理想的气动布局设计方案,是国内第一座采用这种布局的高超声速风洞。

建设完成后的风洞由32m 3
承压22M Pa 的气源系统和高压阀门、最高加热度685K 的金属板蓄热式加热器、承压承温的热阀、 0.5m 马赫数5～8的型面喷管和稳定段、2m ×2m ×2m 的试验段、20～30°简易攻角机构、扩压器、650m 3的真空系统以及 0.3m 彩色纹影系统、32通道的数据采集处理系统和电气控制系统等组成。

(2)以选取喷管出口直径 0.5m 和马赫数5,8,总压1.0M Pa 为风洞的设计点,可满足航天飞行器在主动段飞行时气动特性试验的需求以及南京航空航天大学高超声速空气动力学学科建设的发展要求。

(3)风洞建成后的流场校测和HB -2标模测力试验结果表明,该风洞气动布局设计是成功的,流场指标满足国标GJB 4399—2002气动力试验对常规高超声速风洞速度场均匀性指标的要求,并与国内外风洞标模试验结果吻合。

致谢　此项工作得到了南京航空航天大学、中国空气动力研究与发展中心的大力支持,参加该工作的还有章起华、吴斌、孙启志和杨波等同志,在此表示衷心的感谢!
参考文献:
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南　京　航　空　航　天　大　学　学　报第40卷　。