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声爆近场空间压力风洞测量技术
刘中臣1,2, 钱战森1,2, 冷岩1,2, 高亮杰1,2     
1. 航空工业空气动力研究院, 沈阳 110034;
2. 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室, 沈阳 110034
摘要: 针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验,发展了近场空间压力精确测量技术,以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例,开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞,其试验马赫数范围为0.3~4.2,试验段尺寸为1.2 m×1.2 m,单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点,设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针,大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析,验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验,采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据,试验测量结果与CFD计算结果一致性较好,验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。
关键词: 声爆    近场    空间压力测量    无反射测压轨    空间平均    
Wind tunnel measurement techniques for sonic boom near-field pressure
LIU Zhongchen1,2, QIAN Zhansen1,2, LENG Yan1,2, GAO Liangjie1,2     
1. AVIC Aerodynamics Research Institute, Shenyang 110034, China;
2. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Force Research, Shenyang 110034, China
Abstract: For the sonic boom test in the intermittent supersonic wind tunnels, the accurate measurement technology for sonic boom near-field pressure is developed. Technical verification is carried out in FL-60 wind tunnel of AVIC Aerodynamics Research Institute. FL-60 wind tunnel is a trisonic blow down wind tunnel with Mach number range from 0.3 to 4.2, and the test section size is 1.2 m×1.2 m. The test time of each run is usually tens of seconds. According to the characteristics of intermittent wind tunnels with short run time and large air consumption, a non-reflective pressure measurement rail is designed, which significantly improves the efficiency of the measurement of sonic boom near-field pressure. The CFD technology is utilized to analyze the flow characteristics of the non-reflection rail, model installation position and structure of shock wave system in the wind tunnel test section, and the feasibility of the non-reflection rail is verified. The Seeb-ALR low boom model and the self-designed axisymmetric model with jet are utilized to carry out the validation test. The high-quality measurement data are obtained by using the reference run method and spatial averaging technology as auxiliary method. The test results are in good agreement with the CFD calculation, which verifies the rationality of the sonic boom near-field pressure measurement system.
Keywords: sonic boom    near-field    spatial pressure measurement    non-reflection rail    spatial averaging    

新一代环保型超声速民用飞机已成为世界上航空强国的热点研究领域,然而飞行器在超声速飞行时所引发的声爆问题一直以来都是困扰超声速民机发展的关键技术障碍。世界上许多国家禁止民用飞行器以超声速飞跃大陆,其主要原因是声爆带来极大的噪声污染,严重影响人们的生活和工作,能量巨大的声爆甚至还可能损坏地面建筑物。要想发展新一代超声速民用飞机,降低声爆是首先需要突破的关键技术之一[1-5]

风洞试验是开展声爆研究的重要手段,能够对远场声爆过压进行测量是最直接的试验方法,但是目前世界上所有超声速风洞都无法达到直接模拟远场的尺寸,故而目前声爆风洞试验技术主要是针对近场脱体压力分布开展测量,测量得到的压力空间分布可作为远场传播模型的输入条件。

自1959年Carlson[6]首次在超声速风洞中开展声爆试验研究以来,以美国国家航空航天局(NASA)为代表的研究机构相继发展了超声速静压探针、测压板(又称反射平板)和测压轨等多种空间压力测量技术[7-14]。采用超声速静压探针是最直接的测量方法,适用的马赫数范围广,对测量结果无反射,测量精度较高,但主要缺点在于试验效率较低,为了获得一个复杂模型的近场压力分布数据往往需要几十分钟甚至超过1 h的试验时间,这对于超声速风洞来说能耗巨大,特别是对于下吹式暂冲型风洞来说,因受气源条件限制,几乎是不可能完成的。

测压板的本质就是反射平板,试验装置结构简单,试验效率较高,理想情况下板面反射系数为2.0,但是由于在流场中测压板表面存在严重的边界层累积,模型激波与测压板边界层相互作用影响了测压板的反射效果,一般情况下测量结果并不理想。

为了克服上述不足,研究人员发展了全反射测压轨,其实质上是对测压板的一种直接改进,仍采用全反射思想,但为了尽可能减弱模型激波与测压板边界层相互作用,测压轨的横向厚度大大减小,试验中每次车仅获得一条直线上的压力分布,相比测压板来说,测量效率有一定下降,但是其效果有明显改善。然而试验结果表明全反射测压轨的测量结果仍不能完全令人满意。近年来发展的新型无反射测压轨测量技术同时具有传统测压轨测量效率高和静压探针测量精度高的优点,成为声爆风洞试验技术的重要发展方向[15-18]

声爆风洞试验的本质是模型近场空间压力分布的测量,通常需要测量距离模型若干倍特征长度距离的空间压力分布。声爆风洞试验的特点及技术难点主要表现在几个方面:第一,受风洞试验段尺寸限制,模型尺寸往往较小,压力信号空间分布过于紧凑,测量结果分辨率不足,导致测量结果信噪比较低;第二,风洞流场的空间不均匀性与时间非定常性对测量结果影响较大;第三,测量结果容易受到支架干扰、模型振动、激波反射、边界层干扰等影响,必须在测量方案中仔细考虑;第四,试验介质湿度和环境温度变化等对测量结果可能带来影响,试验过程中应尽可能保证介质条件的稳定性。因此,在风洞中开展低声爆模型的空间压力信号测量是非常具有挑战性的[19-21]

本文针对下吹式超声速风洞的声爆试验,发展了近场空间压力精确测量试验技术。与连续式风洞相比,下吹式风洞属于暂冲型,具有试验时间短、耗气量大、模型冲击载荷大等缺点,因此对声爆近场压力信号的精确测量提出了更高的要求。然而我国至今尚无大型连续式超声速风洞,本文以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例,根据暂冲式风洞的特点,设计了无反射测压轨装置,并通过CFD技术对其进行了分析与优化。为了提高测量精度,采用参考车次方法和空间平均技术[15-18]。特别是针对空间平均技术,设计了模型轴向移动机构,能够实现试验模型沿风洞轴线位置的在线自动控制。采用Seeb-ALR低声爆标模[22-25]和自行设计的带喷流的旋成体模型开展了近场压力特征测量的验证试验,通过试验结果与CFD计算结果的对比分析,验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性与可靠性。

1 试验方案

图 1所示,FL-60风洞声爆试验装置包括测压轨、试验模型、转接支杆、轴向移动机构和风洞支架等部件。测压轨通过可更换窗口安装在柔壁喷管出口段的第一菱形区侧壁上,试验模型置于测压轨上方一定距离处(其实是水平方向,但是根据试验用语惯例,下文都如此),通过转接支杆与轴向移动机构的丝杠相连接,轴向移动机构与位于超声速扩散段内部的风洞支架相连接。通过轴向移动机构,可以实现试验模型沿风洞轴向位置的在线自动调节。针对不同的试验模型,可更换不同类型的转接支杆。

图 1 FL-60风洞声爆试验装置 Fig. 1 Sonic boom test instrumentation of FL-60 wind tunnel
1.1 FL-60风洞简介

FL-60风洞是一座亚跨超三声速风洞,采用下吹引射运行模式,试验马赫数Ma范围为0.3~4.2,试验段尺寸为1.2 m×1.2 m,试验时间通常为数十秒。对于超声速范围,通过二维全柔壁喷管能够实现试验Ma从1.3~4.2的连续变化,试验可以在柔壁喷管段第一菱形区内进行,也可以在专用的超声速试验段中进行。风洞总压最高可达15个大气压,风洞总温为环境温度。图 2为FL-60风洞现场图。

图 2 FL-60风洞 Fig. 2 FL-60 wind tunnel

声爆试验属于压力测量试验,需要采用高精度压力测量系统。FL-60风洞配备了1024通道的PSI8400压力数据采集系统,配有多个电子压力扫描阀模块,每个模块有64个通道,试验时可根据被测的压力范围选择合适量程的压力扫描阀模块,可选用的阀块量程范围为1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI、30PSI、75PSI、150PSI,其满量程压力测量精度为0.05%FS。

1.2 试验装置 1.2.1 试验装置设计

采用测压轨进行声爆试验时风洞内的典型波系结构如图 3所示,可以看出除了模型激波,风洞中还存在测压轨前缘激波、支架干扰激波、洞壁反射激波以及测压轨上表面的反射激波等伴生波系,流场结构非常复杂。声爆试验需要测量的是模型波系产生的压力信号,采用传统测压轨测量的声爆试验主要存在以下4个问题:①模型信号的精确测量容易受到测压轨前缘激波的影响;②支架激波也会对模型信号造成干扰;③如果测压轨高度不足,模型信号容易受到洞壁反射激波以及洞壁边界层的影响;④传统全反射测压轨测量表面宽度较大,仍会产生一定的边界层累积,发生激波与边界层相互干扰导致反射系数难以确定。

图 3 传统测压轨声爆试验波系结构 Fig. 3 Shock wave system structure in sonic boom test with traditional pressure measurement rail

针对第1个问题,模型激波产生的压力信号通过测压轨上表面分布的一排测压孔进行测量,为了避免受到测压轨前缘激波的影响,本研究中通过轴向移动机构控制模型在风洞中的轴向位置,使模型信号的测量位置位于测压轨前缘激波影响区域之后(如图 4所示)。针对第2个问题,声爆试验通常采用的模型支撑方式有两种,分别是尾撑和背撑,为了尽量减小模型支撑带来的干扰,本研究中支撑与模型采用一体化设计,对于尾撑方式设计使支杆的激波距离模型信号远一些以避免干扰(如图 4所示),而对于背撑方式设计则考虑不同试验马赫数采用不同后掠角度的叶片支架,并充分利用CFD技术对支撑干扰进行评估和优化。

图 4 测压轨前缘激波与支撑干扰影响区域 Fig. 4 Shock waves from leading edge of pressure measurement rail and support interference affected area

第3和第4个问题都与测压轨本身设计直接相关。如图 5所示,若测压轨高度不足,测量中模型信号容易受到风洞洞壁反射激波的影响,而且也容易受到风洞洞壁边界层的干扰,若测压轨过高则导致测量信号的离体距离受限。因此测压轨的高度应该根据风洞尺寸、模型长度、试验马赫数、洞壁边界层厚度等因素综合考虑。

图 5 不同高度的测压轨洞壁反射激波影响区域 Fig. 5 Reflected shock waves affected area from tunnel wall for pressure measurement rails at different heights

传统全反射测压轨测量表面宽度较大存在一定的边界层累积,将对模型信号的反射系数带来不确定的影响。本文参考文献[19-21]的思路,发展了一种反射系数为1.0的无反射测压轨。图 6展示了这种测压轨的横截面形状,这种测压轨整体呈非常薄的刀刃形状,顶端为直径很小的半圆弧形,从顶端到底部以很小的夹角过渡,测压孔位于顶端的圆弧表面上,孔的中轴线与来流方向垂直。由于顶端测量表面的宽度很小并且呈圆弧状,使得测压轨顶部附近产生与锥形静压探针侧面相类似的流动特征,这使得测压轨的测量表面不会对模型信号产生反射,从而实现与锥形静压探针类似的无反射测量。本文选取测压轨的横截面设计参数为:顶端圆弧直径为3 mm,底部宽度为24 mm,从顶端到底部的外型面夹角约为3.5°,测压轨的高度为343 mm。总体来看,整个测压轨厚度非常薄,对流场的干扰达到最小化。

图 6 FL-60风洞无反射测压轨的横截面外形 Fig. 6 Cross-section of non-reflection pressure measurement rail in FL-60 wind tunnel

图 7所示,所设计的无反射测压轨由前缘、后缘、主体测量段和底座等部分组成。整个测压轨的长度设计为1 810 mm,主体测量段的长度为1 650 mm,测压孔的内径为1 mm,相邻测压孔的间距为4 mm。整个测压轨通过4个底座与风洞侧壁的可更换窗口相连接。如图 8所示,在测压轨的主体测量段的顶端圆弧表面中心线上均匀分布有375个测压孔,测压管路沿盖板下面的沟槽从测压轨顶端走到底部,最终通过风洞侧壁钢窗引至洞外,与电子压力扫描阀相连。图 9展示了安装在FL-60风洞内部的无反射测压轨实物照片。

图 7 FL-60风洞无反射测压轨的三维模型 Fig. 7 Three-dimentional model of non-reflection pressure measurement rail in FL-60 wind tunnel
图 8 无反射测压轨的测压管路 Fig. 8 Tubes of non-reflection pressure measurement rail
图 9 安装在FL-60风洞侧壁的无反射测压轨 Fig. 9 Non-reflection pressure measurement rail installed on the side wall of FL-60 wind tunnel
1.2.2 数值模拟验证

根据风洞试验流程,CFD验证分为以下3步进行:首先,在没有模型的条件下模拟测压轨和风洞洞壁的流场特征;然后,在有模型的条件下模拟模型、测压轨和风洞洞壁的整个流场特征;最后,将两次计算得到的模型近场压力分布数据相减,即可得到修正后的模型近场声爆过压,理论上应该与单独模型在自由来流中的计算结果相等。这里给出了来流Ma=1.8条件下的CFD验证分析。Seeb-ALR模型的特征长度为224.5 mm,模型距离测压轨的高度为257 mm。图 10展示了没有模型条件下测压轨和洞壁的压力云图,压力云图下方对应的曲线代表测压轨上表面的压力分布。从图中可以看出,测压轨上表面的压力曲线可以分为3段:A段为受测压轨前缘激波影响的压缩区域,B段为未受强压缩波影响的较为平坦的区域,C段为受测压轨前缘激波的洞壁反射波影响的压缩区域。图 11~图 13展示了Seeb-ALR模型信号分别位于测压轨A段、B段和C段3个不同位置的计算结果。

图 10 测压轨和洞壁的压力云图(Ma=1.8) Fig. 10 Pressure contour of pressure measurement rail and tunnel wall (Ma=1.8)
图 11 模型信号位于测压轨A段的计算结果(Ma=1.8) Fig. 11 Results of model signature located in A section of pressure measurement rail (Ma=1.8)
图 12 模型信号位于测压轨B段的计算结果(Ma=1.8) Fig. 12 Results of model signature located in B section of pressure measurement rail (Ma=1.8)
图 13 模型信号位于测压轨C段的计算结果(Ma=1.8) Fig. 13 Results of model signature located in C section of pressure measurement rail (Ma=1.8)

图 11可以看出,当模型信号位于测压轨前部时,模型信号受测压轨前缘激波干扰严重,导致修正后的压力波形与Seeb-ALR模型在自由来流中的基准值相差较大,因此试验过程中应该避免模型信号位于测压轨前缘激波影响范围内。

图 12可以看出,当模型信号位于测压轨中部时,修正后的压力波形与Seeb-ALR模型在自由来流中的基准值一致性很好,证明所设计的新型测压轨对模型激波无反射,实现了反射系数1.0的设计目标。

图 13可以看出,当模型信号位于测压轨后部时,模型信号受测压轨前缘激波的洞壁反射激波影响严重,导致修正后的压力波形与Seeb-ALR模型在自由来流中的基准值相差较大,因此试验过程中也应该避免模型信号位于测压轨后部洞壁反射激波影响范围内。

综合以上CFD计算结果可以得出,当测量位置选取合适时所设计的测压轨对模型激波无反射,可实现反射系数1.0的目标。在风洞试验中,测压轨前缘激波及其洞壁反射波较强,会对模型近场压力信号的测量产生较强的干扰,因此试验中模型信号应该位于测压轨中间部位以提高测量精度,具体位置最好根据CFD辅助分析来确定。

1.3 试验数据处理方法 1.3.1 参考车次方法

虽然与传统全反射测压轨相比,新型无反射测压轨厚度更小、对流场干扰较小,但测量装置带来的伴生波系等因素仍会对声爆信号测量引入不可忽视的误差,一般可采用参考车次方法对伴生波系干扰进行修正。这样做的主要目的是扣除伴生波系对流场的干扰,保证测量结果仅是模型产生的信号。如图 14所示,具体的修正方法如下:

图 14 参考车次与测量车次布置图 Fig. 14 Layout of reference run and data run

1) 将模型置于测压轨上方测量位置,测量得到模型与测压轨等全体部件在流场中的情况下的空间压力分布数据,称为测量车次数据。

2) 将模型移到测量区域之外或将其拆除,测量得到只有测压轨在流场中的情况下的空间压力分布数据,称之为参考车次数据。

3) 将空间压力分布的测量车次数据减去参考车次数据,得到的差值认为是模型产生的波系所引起的空间压力变化,即近场声爆过压。

无量纲化的声爆过压为$ \frac{\mathrm{d} P}{P}=\frac{P_{\mathrm{rail}}-P_{\infty}}{P_{\infty}}$,其中Prail代表测压轨测量得到的静压,P代表风洞自由来流静压。当模型位于测量位置时得到未经过修正的数据,即测量车次数据$\left(\frac{P_{\text {rail }}-P_{\infty}}{P_{\infty}}\right)_{\text {data }} $,当模型移出风洞或模型信号位于测压轨测量区域之外时得到参考车次数据$ \left(\frac{P_{\text {rail }}-P_{\infty}}{P_{\infty}}\right)_{\text {ref }}$,将测量车次数据减去参考车次数据即可得到修正后的单纯由模型引起的近场声爆过压,记为fi,即

$ \begin{aligned} f_{i}=&\left(\frac{P_{\text {rail }}-P_{\infty}}{P_{\infty}}\right)_{\text {corrected }}=\\ &\left(\frac{P_{\text {rail }}-P_{\infty}}{P_{\infty}}\right)_{\text {data }}-\left(\frac{P_{\text {rail }}-P_{\infty}}{P_{\infty}}\right) \end{aligned} $ (1)
 
1.3.2 空间平均技术

由于超声速风洞中不可避免地存在如喷管加工误差、试验段分段搭接台阶不光滑等因素,因而试验段流场中一般也不可避免地存在由激波和膨胀波引起的空间非均匀扰动。同时,由于风洞控制系统引起的前室总压波动也会导致试验段流场参数表现出一定的时间非定常特性。这些因素对声爆试验测量结果的影响也是必需考虑的。图 15图 16分别展示了航空工业空气动力研究院的FL-60风洞和NASA Ames中心的9 ft×7 ft(1 ft=0.304 8 m)超声速风洞试验段流场的纹影图像[18],从图中可以看出其试验段流场均存在一些明显的杂波,这些杂波导致气流马赫数、流向角、压力等流场参数在空间各个方向上和时间上都不是绝对均匀的。

图 15 FL-60风洞流场的纹影图像 Fig. 15 Schlieren image of FL-60 wind tunnel
图 16 NASA Ames中心9 ft×7 ft超声速风洞的纹影图像[18] Fig. 16 Schlieren image of NASA Ames 9 ft×7 ft supersonic wind tunnel[18]

特别是近年来国际上发展的低声爆超声速概念机模型,模型信号引起的近场压力波动可能比空风洞流场本身的压力波动还要弱。参考车次法假设风洞本身没有压力波动,靠扣减操作来获得模型净压力分布,因为压力扰动的存在,导致参考车次法的效果并不像CFD分析的那样理想(CFD数值模拟假设风洞是干净的,即没有杂波扰动)。为了降低风洞流场非均匀扰动对声爆信号测量带来的不利影响,本研究中采用了空间平均技术,如图 17所示。

图 17 FL-60风洞空间平均技术示意图 Fig. 17 Schematic of spatial averaging technology in FL-60 wind tunnel

空间平均技术的具体方法是:模型在测压轨上方沿轴向(如X方向)以一定间隔距离移动,共测量N个位置,在每个位置处采集一次测量数据,经过测压轨干扰扣减修正的无量纲声爆过压记为fi,则共可得到N组数据。然后将这N组测量数据进行位置对齐后作算术平均,即得到空间平均后的模型近场声爆过压测量结果,记为f,即

$ \bar{f}=\frac{\sum f_{i}}{N} $ (2)
 

由此得到测量数据的标准差为

$ \sigma=\sqrt{\frac{\sum\left(f_{i}-\bar{f}\right)^{2}}{N}} $ (3)
 

本试验中采用沿风洞轴向(X方向)的空间平均方法,在进行算术平均之前需要将多组测量信号在X方向上进行对齐,可以通过将测压轨上的测压点坐标加上模型的移动距离实现将各组信号在X方向上的位置对齐,即

$ X_{\text {aligned }}=X_{\text {orifice }}+X_{\text {moving }} $ (4)
 
2 试验验证

试验装置设计完成后采用两个模型开展了验证性试验,分别是Seeb-ALR模型和带喷流的旋成体模型。不同的试验模型需要更换不同的转接支杆,Seeb-ALR模型采用尾撑方式,带喷流的旋成体模型采用背撑方式。根据前文CFD计算结果,Seeb-ALR模型在Ma=1.8条件下压力波形平台区的dP/P≈0.007 5,FL-60风洞在引射工况下Ma=1.8的自由来流静压约为20 800 Pa(具体数值与每个车次的前室总压有关),即模型信号平台区的过压值dP约为156 Pa。为了提高试验测量的精度,本文试验中选择了2.5PSI的小量程扫描阀块,其满量程精度为0.05%FS,即压力测量精度为8.6 Pa,可以满足声爆试验对于弱压力信号的分辨率要求。

2.1 Seeb-ALR模型验证

Seeb-ALR模型是Seebass、George和Darden[26-27]发展的一种低阻低声爆轴对称模型,近年来在声爆风洞试验中被广泛作为标模使用。如图 18所示[16],Seeb-ALR模型的近场压力信号在头激波之后存在一段较长的压力平台区,这种压力特征非常有利于分辨测量误差。

图 18 Seeb-ALR模型的近场压力信号特征[16] Fig. 18 Near-field pressure signature of Seeb-ALR model[16]

根据FL-60风洞试验段的尺寸,试验中Seeb-ALR模型的几何外形如图 19所示,特征长度L为224.5 mm,等直段直径为17.714 mm,模型距离测压轨的高度H为257 mm。风洞试验中Seeb-ALR模型的实物照片如图 20所示。

图 19 Seeb-ALR几何模型 Fig. 19 Geometry of Seeb-ALR model
图 20 FL-60风洞中的Seeb-ALR模型实物照片 Fig. 20 Photograph of Seeb-ALR model installed in FL-60 wind tunnel

图 21展示了Ma=1.8下采用参考车次方法修正后的单个模型位置的声爆近场压力信号。从图中可以清楚地看到,由于风洞背景流场存在非均匀扰动,导致修正后的单次测量结果仍然存在较大幅度的振荡。这与1.3.2节的分析一致。

图 21 采用参考车次方法修正后的单次车模型近场压力信号(Ma=1.8) Fig. 21 Individual near-field pressure signature corrected by reference run method(Ma=1.8)

图 22展示了马赫数分别为1.5、1.8和2.0条件下采用空间平均技术的测量结果与CFD计算结果(自由流计算)的对比,空间平均测量次数(N)为18次,每个模型测量位置间隔16 mm。从图中可以看出试验测量结果与CFD计算结果重合性较好,初步验证了本项研究所发展的声爆试验测量技术的合理性。同时可以看出,由于风洞流场非均匀扰动的影响,经过空间平均后的试验测量结果仍然存在一定幅度的波动,通过增加空间平均的测量次数(N)可以进一步降低扰动误差,提高测量结果的精准度。

图 22 Seeb-ALR模型风洞测量结果与CFD计算结果对比 Fig. 22 Wind tunnel measurement results compared with CFD calculation of Seeb-ALR model

图 23展示了Seeb-ALR模型在FL-60风洞和NASA Ames研究中心9 ft×7 ft风洞中的试验结果对比,图中的L为模型的特征长度,H为模型距离测压轨的高度。从图中可以看出,两座风洞的试验结果波形特征总体一致,Ames 9 ft×7 ft风洞试验H/L为1.165,FL-60风洞试验H/L为1.145,因此FL-60风洞Ma=1.5的试验结果与Ames 9 ft×7 ft风洞Ma=1.6的试验结果比较接近。

图 23 Seeb-ALR模型FL-60风洞测量结果与NASA Ames 9 ft×7 ft风洞测量结果对比 Fig. 23 Measurement results comparison of Seeb-ALR model in FL-60 wind tunnel with NASA Ames 9 ft×7 ft wind tunnel
2.2 带喷流的旋成体模型验证

图 24所示,本项研究自行设计了带喷流的旋成体模型,由前锥、中段、喷管以及通气支臂四部分组成,其中通气支臂与模型中段一体化设计,通过支臂内部的气流通道提供高压气流。模型等直段直径为42 mm,总长为531.6 mm,喷管设计出口Ma=2.024,设计压比为8.12,喷管尾部带有5°船尾角,模型距离测压轨的高度H=157 mm。风洞试验中带喷流的旋成体模型的实物照片如图 25所示。

图 24 带喷流的旋成体模型几何设计 Fig. 24 Geometry of axisymmetric model with jet
图 25 FL-60风洞中带喷流的旋成体模型实物照片 Fig. 25 Photograph of axisymmetric model with jet installed in FL-60 wind tunnel

图 26展示了喷流模型在马赫数2.0、不同落压比(NPR)条件下采用空间平均技术之后的测量结果与CFD计算结果的对比,空间平均的测量次数N为13次,每个模型测量位置间隔16 mm。从图中可以看出,相比于低声爆的Seeb-ALR模型,本项研究设计的带喷流的旋成体模型近场压力信号更强,试验测量结果与CFD计算结果(自由流计算)一致性更好,进一步验证了声爆试验测量系统的可靠性。

图 26 旋成体喷流模型的风洞测量结果与CFD计算结果对比 Fig. 26 Comparison of wind tunnel measurement results with CFD calculation of axisymmetric model with jet
3 结论

本文针对超声速风洞声爆试验,设计了一套适用于暂冲式风洞的声爆近场空间压力测量系统。通过CFD评估以及Seeb-ALR模型和喷流模型的验证性试验表明,所发展的声爆近场空间压力测量技术是合理可行的,主要体现在以下几点:

1) 根据下吹式暂冲型超声速风洞试验时间短、耗气量大等特点,设计了无反射测压轨,可在一次车中获得空间一条线上的完整压力分布,显著提高了声爆试验近场空间压力的测量效率。

2) 为了验证无反射测压轨设计方案的可靠性,通过CFD对其流动特性进行了评估,计算结果表明,为了避免模型信号受到测压轨前缘激波及模型激波洞壁反射的影响,应该通过控制轴向移动机构使模型信号位于测压轨的中部位置。

3) 采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验,风洞测量结果与自由流CFD计算结果一致性较好,试验结果也表明,通过空间平均技术能够显著降低风洞背景流场非均匀扰动带来的测量误差,大幅提高模型近场压力信号的测量精度。

同时通过低声爆模型的验证性试验可以看出,声爆近场空间压力精确测量仍然面临较大挑战,试验测量精度有待进一步提高。在声爆近场空间压力测量试验中主要有以下几点需要注意:

1) 根据风洞试验段的尺寸以及试验马赫数,统筹考虑合理的模型尺度、测压轨的高度和长度、模型与测压轨的距离等重要参数。

2) 在确保模型波系空间充分发展的前提下,模型尺寸尽量大一些,以提高测量信号的信噪比。

3) 测压轨等空间压力测量装置设计需要借助CFD手段进行充分评估,确保实现对模型信号无反射。

4) 模型信号在测压轨上的测量位置应避开测压轨前缘激波以及洞壁反射激波的影响区域。

5) 低声爆模型空间压力信号很弱,试验采用的压力测量传感器应该具有足够高的精准度和分辨率。

参考文献
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中国航空学会和北京航空航天大学主办。
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文章信息

刘中臣, 钱战森, 冷岩, 高亮杰
LIU Zhongchen, QIAN Zhansen, LENG Yan, GAO Liangjie
声爆近场空间压力风洞测量技术
Wind tunnel measurement techniques for sonic boom near-field pressure
航空学报, 2020, 41(4): 123596.
Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(4): 123596.
http://dx.doi.org/10.7527/S1000-6893.2019.23596

文章历史

收稿日期: 2019-10-21
退修日期: 2019-12-02
录用日期: 2019-12-11
网络出版时间: 2019-12-13 10:54

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