0 引言
空气动力学是发展航空航天技术及其他工业技术的一门基础科学。风洞作为空气动力学试验研究的一种工具，在气动力研究和飞行器气动设计中一直起着非常重要的作用。为了适应飞行器及其他具有相对运动的空气动力学研究，风洞派生出了很多种类型，如冰风洞、传热风洞、炮风洞、大气边界层风洞等。高亚音速和超声速试验段气流温度一般比飞行器在大气中飞行的环境温度低很多，如果要模拟飞行器的温度场，必须在风洞管道中增加大功率的电加热器。本文设计了一座温度可控的亚音速风洞试验台，用以模拟高空高速飞行器的温度场，以提供相应的试验数据[1-2]。
1 气动热力设计与性能计算
亚音速及超音速风洞大多是暂冲式的，利用高压气源储存的高能压缩空气通过一系列阀体组合达到对试验气流速度的要求。气流膨胀做功和流经阀体时，气流温度势必会急剧下降，如气流在减压阀后的温度可以降到冰点以下，因此风洞的试验段的流场温度是随试验时间延长而下降的，不能准确模拟高空飞行的飞行器的流场。为了实现试验对温度流场的要求，笔者根据气流热容量以及管道气动要求，设计了高压气流加热装置，通过可编程控制器对温度进行控制。
气流模拟试验台是亚音速暂冲式开口流场模拟装置，该装置试验段截面为200 mm×50 mm，为保证射流流场的均匀性和稳定性，在喷口气流外侧装有隔板。试验台设计最大气流速度不小于250 m/s，速度波动范围为±5%；气流速度调节范围为60～250 m/s；气流温度(静温)在250～300 K内可调；试验段流场稳定工作时间不小于30 s。
如图1所示，气源的高压空气经减压阀、加热器、调节阀、稳定段和收缩喷管喷出，形成高速气流。气源由空气压缩机、过滤器、干燥器、储气罐等组成。考虑系统稳定工作时间要求和安全性，气源最高工作压力为6 MPa。空气压缩机的公称容积流量为5 m3/min。干燥器为无热再生吸附式干燥器，干燥后空气的露点温度可达-25 ℃。
1.空气压缩机 2.截止阀 3.干燥器 4.单向阀 5.A级过滤器
6.储气罐 7.安全阀 8.压力传感器 9.温度传感器 10.排污阀 11.气动球阀 12.减压阀 13.安全阀 14.电加热器 15.电动调节阀 16.总压传感器 17.稳定段及喷管
18.试验段 19.消声器 20.温度传感器
图1 系统气动加热方案
Fig.1 System aerodynamics calefaction project
来自气源的高压气体经过减压阀，压力降为0.45 MPa之后，流经加热器以提高温度，气流流量由电动式调节阀控制。为延长有效稳定工作时间，采用预置调节阀开度的控制方式来缩短调节时间。气动球阀执行器要求气源压力为0.5～0.8 MPa，采用高压气瓶减压供气(空气或氮气)。减压阀后方有设定压力为0.5 MPa的安全阀，保证系统的安全性。电加热器的控制器以出口温度为控制目标对加热功率自动调节。
气源设计参数按最大气流速度250 m/s、喷管出口流通截面积、气流状态参数、稳定工作时间要求等条件计算对气源的排气压力、储气罐容积、加热器功率等参数。试验台性能参数见表1。
表1 试验台性能参数
Tab.1 Test-bed implement performance parameter
气源充气时间(min)45储气罐容积(m3)4.2试验段气流流量(kg/s)3.15稳定段总压(kPa)136有效吹风时间(s)35加热器功率(kW)196
2 流场与温度场数值模拟计算
2.1 控制方程
本文研究的亚音速风洞试验台为开口射流风洞，最大设计风速为250 m/s，且考虑气体的压缩性。计算中应用如下方程。
质量守恒方程：
(1)
式中，ρ为流体密度；t为时间；u、v、w分别为速度矢量在x、y、z方向的分量。
动量守恒方程：
+div(ρuu)=
(2)
式中，u为速度矢量；τxx、τyx、τzx分别为因分子黏性作用而产生的作用在微元体表面的黏性应力分量；Fx为微元体上的体力。
可实现k-ε模型中，k和ε的方程分别为
(3)
(4)
式中，Sk、Sε为用户自定义的源项；Gk为由平均速度梯度引起的湍流动能的产生项；Gb为由浮力引起的湍动能k的产生项；YM为可压湍流中的脉动扩张的贡献，对于不可压流体，YM=0；C1ε、C3ε为经验常数；σk、σε分别为k和ε的湍流Prandtl数;μ为运动黏系数;μτ为湍流黏系数；ν为动力黏性系数；C1、C2为经验常数；E为湍流动能。
2.2 计算条件
计算所使用的计算机硬件资源为高性能计算集群。计算速度可达20 G Flops(每秒200亿次浮点运算)，配置4台节点服务器，共16个CPU(Xeon 3 GHz)，内存总计20 GB，磁盘总容量1.28 TB。每个节点配置nVidia Quadro4 900XGL图形卡和千兆网卡。计算时将计算域分成16个区，16个CPU并行求解，一次作业求解时间约0.5 h。
2.3 计算域及边界条件
计算域(图2)以稳定段入口为远流场入口，试验段出口为流量出口。计算域包括对试验件区域的影响，将射流的自由流一侧的计算域扩大到喷嘴厚度的5倍左右[3-6]。
图2 计算域 Fig.2 Computed field
以试验台最大设计风速250 m/s为计算条件。入口边界为质量流量进口(mass flow rate)；出口边界为压力出口(pressure outlet)；壁面为无滑移壁面(WALL)；内部介质(流体)为空气；喷管入口总温为300 K。从喷管出口开始,沿气流流动方向距离出口距离d为20 mm、60 mm、100 mm、160 mm、200 mm分别取5个截面，由于试验段一边是壁面，一边是自由边界，因此沿壁面垂直高度h取100 mm。
2.4 计算结果
试验段为开口射流试验段。虽然在试验段为防止气流与外界低能流过分掺混，设置了导流平板，但开口流场势必与外界低能流进行剧烈的掺混，随着主流在轴向的延伸，气流边界损失越来越大。由图3可以看出，在轴向距离d=100 mm时，主流已经减小到原来的70%。这与温度场是相对应的，见图4。计算结果表明，从喷口到下游160 mm范围内，轴向距离有约40mm的速度均匀区和温度均匀区，可以达到小型试验件的试验条件，因此喷管和试验段的设计是合理的，能够满足对流场和温度场指标的要求。
图3 不同轴向位置的速度分布
Fig.3 Velocity distributing of different axis position
图4 不同轴向位置的静止温度分布
Fig.4 Stillness temperature distributing of different axis position
3 控制及测量系统
气流模拟试验台是一座暂冲式亚音速试验台。试验台的数据采集与控制系统要求对试验台的试验风速进行实时调节，并在稳定的风速下完成试验段流场参数的测量，完成对气流的加热控制，对试验台基本参数(气罐温度、压力，气流总温、静温、总压、减压阀后调节压力等)进行监测。
控制系统设计成以NI工业控制机为核心的数据采集、控制与数据处理系统，测控系统软件基于LabVIEW软件平台编制，实现模拟器吹风过程中的风速控制、气流温度调节、流场参数测量采集和数据处理。控制程序流程见图5。
4 速度场及温度测量
4.1 速度场测量
在风洞试验段安装的试验件上沿轴向及试验件中心点的垂直方向十字线间隔40 mm设置9个静压测点，利用稳定段测量的总压，根据下式
(5)
式中，p0为大气压；pi为测点i的压力，i=1,2,…,9。
计算试验段测点i的马赫数分布[7]。
由图6(设定调节速度Ma=1.0)、图7(设定调节速度Ma=0.3)可以看出，试验件表面速度场分布比较均匀，满足试验流场条件。
4.2 温度测量
设定试验段速度250 m/s，测量温度随时间的变化，如图8所示。由图8可以看出，由于对气流进行了加热控制，虽然气流持续膨胀，但气流总温基本不变，试件表面温度变化不大，与数值模拟数据符合，满足试验要求，原加热器设计合理。
5 结论
(1)根据参考数值优化设计制作的射流风洞试验台的射流流场比较均匀，品质优良。
图5 程序流程图
Fig.5 program flow chart
图6 测点速度曲线(Ma=1.0)
Fig.6 Velocity field curve(Ma=1.0)
图7 测点速度场曲线(Ma=0.3)
Fig.7 Velocity field curve(Ma=0.3)
1.试件表面温度 2.罐内温度 3.加热器出口温度 4.总温
图8 温度测量变化曲线
Fig.8 Temperature change curve
(2)该试验台控制系统具有温度实时调节的功能，而且调节响应快。
(3)气流模拟试验台试验段温度可调节控制。可编程控制器可以实现250～300 K的任意温度。流场温度具有稳定性，不随气流的膨胀而产生剧烈的变化。
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