陳愛(ài)國(guó), 李震乾, 齊大偉, 龍正義, 楊彥廣

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000)

高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)臨界壓力比實(shí)驗(yàn)研究

陳愛(ài)國(guó)*, 李震乾, 齊大偉, 龍正義, 楊彥廣

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000)

臨界壓力是暫沖式高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)破壞時(shí)真空罐中的壓力值，臨界壓力比影響Ma10以上大型高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。在Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞中進(jìn)行了Ma10以上噴管的實(shí)驗(yàn)，測(cè)量了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段靜壓、流場(chǎng)的皮托壓力、擴(kuò)壓器內(nèi)表面前后壓力、真空罐壓力等參數(shù)，了解了各部位流場(chǎng)隨真空罐壓力升高的變化過(guò)程，獲得了現(xiàn)有風(fēng)洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流場(chǎng)維持所需臨界壓力比分別為0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN軟件模擬了風(fēng)洞流場(chǎng)建立到破壞的非定常過(guò)程，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果較為一致。臨界壓力比的獲得為類似大型高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了關(guān)鍵基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

高超聲速；風(fēng)洞；真空系統(tǒng)；臨界壓力比

0 引 言

高超聲速風(fēng)洞基本采用暫沖式運(yùn)行方式，其真空系統(tǒng)的組成主要為真空罐和真空機(jī)組，作用是提供風(fēng)洞運(yùn)行所需的真空環(huán)境，即保證風(fēng)洞起動(dòng)和穩(wěn)定運(yùn)行一段時(shí)間。暫沖式高超聲速風(fēng)洞的流場(chǎng)建立后，其真空罐內(nèi)的壓力持續(xù)升高，升高到某一值后才導(dǎo)致試驗(yàn)段穩(wěn)定的環(huán)境壓力發(fā)生脈動(dòng)式上升的變化，同時(shí)流場(chǎng)開(kāi)始發(fā)生破壞，真空罐對(duì)應(yīng)該破壞點(diǎn)時(shí)的壓力值稱為臨界壓力或結(jié)束壓力；臨界壓力比為臨界壓力與對(duì)應(yīng)狀態(tài)皮托壓力(也稱為超聲速/高超聲速氣流正激波后等熵滯止的壓力)的比值。風(fēng)洞運(yùn)行中從起動(dòng)壓力到臨界壓力的時(shí)間為風(fēng)洞有效運(yùn)行時(shí)間。吹吸式風(fēng)洞的真空系統(tǒng)較容易滿足起動(dòng)壓力要求，于是臨界壓力比和有效運(yùn)行時(shí)間直接決定了真空系統(tǒng)的規(guī)模。有效運(yùn)行時(shí)間是風(fēng)洞的總體技術(shù)指標(biāo)之一，在真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)前已經(jīng)是確定值，所以影響真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)的因素是臨界壓力比。

真空系統(tǒng)往往在高超聲速風(fēng)洞建設(shè)成本中占較大的比例。對(duì)于大型高馬赫數(shù)的高超聲速風(fēng)洞，由于流場(chǎng)馬赫數(shù)高，維持流動(dòng)需要更高的壓力比，于是真空系統(tǒng)建設(shè)成本所占比例更大。在大型高馬赫數(shù)的高超聲速風(fēng)洞設(shè)計(jì)前需準(zhǔn)確獲得臨界壓力比才可既滿足流場(chǎng)維持時(shí)間需求，又可有效預(yù)測(cè)建設(shè)成本。故臨界壓力比的較準(zhǔn)確獲得成為亟待研究解決的基礎(chǔ)問(wèn)題之一。

A.Pope和K.L.Goin 1965年給出了暫沖式風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間與真空容積、開(kāi)始?jí)毫Α⒔Y(jié)束壓力、真空泵抽吸速率的關(guān)系[1],但沒(méi)有提供結(jié)束壓力的確定。徐華舫1987年給出了噴管工作的4種工作狀態(tài)及劃界壓力[2]，可用于了解風(fēng)洞噴管流場(chǎng)從建立到破壞的壓力變化情況。高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)臨界壓力比經(jīng)驗(yàn)上取0.1[3-6]，該取值較為保守，且馬赫數(shù)適用范圍小于10，馬赫數(shù)10以上的流場(chǎng)所需的真空系統(tǒng)臨界壓力比研究尚未見(jiàn)公開(kāi)報(bào)道[7-13]。

噴管出來(lái)的高超聲速氣流進(jìn)入真空系統(tǒng)前一般還經(jīng)過(guò)模型、擴(kuò)壓器、冷卻器、真空管道等，均會(huì)導(dǎo)致壓力損失，影響臨界壓力比，但是擴(kuò)壓器[7]和冷卻器中的流動(dòng)復(fù)雜，且風(fēng)洞起動(dòng)到結(jié)束為非定常流動(dòng)，真實(shí)的全流場(chǎng)數(shù)值模擬難度大，給臨界壓力比的確定帶來(lái)困難。目前真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)中一般參考經(jīng)驗(yàn)，故而在真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)方面往往偏于保守，不利于大型高超聲速風(fēng)洞的成本控制。本文從大型Ma10以上的風(fēng)洞設(shè)備設(shè)計(jì)需求出發(fā)，通過(guò)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞中進(jìn)行了Ma10以上噴管流場(chǎng)破壞時(shí)臨界壓力的實(shí)驗(yàn)研究，了解擴(kuò)壓器內(nèi)的流動(dòng)變化和實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)破壞過(guò)程，確定了高馬赫數(shù)流場(chǎng)的臨界壓力比，為類似大型風(fēng)洞的真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備和測(cè)試儀器

1.1 風(fēng)洞

實(shí)驗(yàn)在CARDC的Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞(風(fēng)洞代號(hào)FD-17)上進(jìn)行，該風(fēng)洞是一座典型的高壓下吹、真空抽吸的暫沖運(yùn)行風(fēng)洞。風(fēng)洞由氣源系統(tǒng)、加熱器、穩(wěn)定段、噴管、實(shí)驗(yàn)段、擴(kuò)壓段、冷卻器、真空系統(tǒng)和測(cè)試系統(tǒng)等部分組成。該風(fēng)洞目前配備有型面噴管8套，噴管出口馬赫數(shù)為5、6、7、8、9、10、11和12；錐形噴管3套，噴管出口馬赫數(shù)為12、16和24，所有噴管出口直徑均為Φ300mm。介質(zhì)為氮?dú)饣蚩諝?，?shí)驗(yàn)根據(jù)不同的狀態(tài)可分別選用石墨電阻加熱器或儲(chǔ)熱式加熱器進(jìn)行加熱或不加熱。本次實(shí)驗(yàn)用噴管是出口馬赫數(shù)為10和12的型面噴管以及16的錐形噴管，介質(zhì)為氮?dú)?，測(cè)量參數(shù)包括總壓、總溫、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段靜壓、流場(chǎng)的皮托壓力、擴(kuò)壓器內(nèi)表面前后壁面壓力和真空罐壓力等，測(cè)試位置示意如圖1所示。

1.2 測(cè)試儀器

(1) 總壓采用CYG105型壓阻傳感器測(cè)量，量程分別0～4MPa和 0～10MPa，根據(jù)總壓范圍選用。

(2) 皮托壓力采用CYG219(量程0～10kPa) 和CYG222( 量程0～2500Pa )型壓阻傳感器測(cè)量。

(3) 實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力采用ZDZ-52電阻規(guī)真空和ZDO-53熱偶真空計(jì)測(cè)量。實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力波動(dòng)是判斷流場(chǎng)開(kāi)始破壞的依據(jù)，故在實(shí)驗(yàn)段側(cè)壁2個(gè)位置分別用ZDZ-52電阻真空計(jì)和ZDO-53熱偶真空計(jì)同時(shí)測(cè)量或監(jiān)控其變化，并在使用前進(jìn)行了標(biāo)定，標(biāo)定曲線如圖2和3所示。

(4) 擴(kuò)壓器前后壓力采用CYG222( 0～2500Pa )型壓阻傳感器測(cè)量。

(5) 真空罐壓力采用羅斯蒙特絕對(duì)壓力變送器( 0～6kPa )測(cè)量，并在使用前進(jìn)行了標(biāo)定，標(biāo)定曲線如圖4所示。

(6) 數(shù)采系統(tǒng)采用32通道數(shù)采系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，采用頻率100Hz。

2 實(shí)驗(yàn)方法、實(shí)驗(yàn)狀態(tài)

2.1 實(shí)驗(yàn)方法

通過(guò)測(cè)量實(shí)驗(yàn)過(guò)程中的實(shí)驗(yàn)段靜壓、流場(chǎng)皮托壓力、真空球罐末端壓力和擴(kuò)壓器前后壁面壓力，并結(jié)合已知的風(fēng)洞參數(shù)及實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)，確定當(dāng)實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)遭到破壞時(shí)的實(shí)驗(yàn)段皮托壓力與真空罐壓力之間的關(guān)系，從而得出不同馬赫數(shù)的臨界壓力比；通過(guò)擴(kuò)壓器前后壁面壓力變化，了解激波在擴(kuò)壓器內(nèi)的位置變化情況。

2.2 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)

本次實(shí)驗(yàn)狀態(tài)共3個(gè)，分別為：(1) 狀態(tài)1：噴管Ma16，p0=2.36×106Pa，T0=909K；(2) 狀態(tài)2：噴管Ma12，p0=1.04×107Pa，T0=753K；(3) 狀態(tài)3：噴管Ma10，p0=7.51×106Pa，T0=650K。

2.3 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)遭到破壞時(shí)，對(duì)應(yīng)實(shí)驗(yàn)段靜壓波動(dòng)，對(duì)應(yīng)此時(shí)真空球罐的壓力pd就是實(shí)驗(yàn)需要獲得的臨界壓力。為更好比較不同馬赫數(shù)流場(chǎng)破壞時(shí)的臨界壓力，以實(shí)驗(yàn)段皮托壓力p02為參考進(jìn)行無(wú)量綱化，二者的比值η作為臨界壓力比，即：

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

在Ma10～16實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，穩(wěn)定段總壓和總溫、實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力、擴(kuò)壓器前后靜壓、冷卻器前后總壓和靜壓、真空罐壓力變化趨勢(shì)基本一致。圖5是穩(wěn)定段總壓p0、皮托壓力p02、實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力p1、真空罐壓力pd隨實(shí)驗(yàn)時(shí)間的數(shù)據(jù)曲線，可以看出，風(fēng)洞起動(dòng)后，真空計(jì)監(jiān)測(cè)的實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力迅速穩(wěn)定，但在實(shí)驗(yàn)結(jié)束前出現(xiàn)信號(hào)的波動(dòng)，表明實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)穩(wěn)定了一段時(shí)間而后被破壞；穩(wěn)定段總壓p0和皮托壓力p02迅速穩(wěn)定，表明實(shí)驗(yàn)過(guò)程中氣體供應(yīng)平穩(wěn)；由于真空泵的抽吸作用和進(jìn)氣流量的相互作用，真空罐壓力pd保持短暫穩(wěn)定時(shí)間后持續(xù)升高，表明進(jìn)入真空罐的氣體來(lái)不及被抽走，累積的越來(lái)越多；實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力p1穩(wěn)定一段時(shí)間后出現(xiàn)震蕩上升，說(shuō)明流場(chǎng)已經(jīng)破壞，震蕩開(kāi)始點(diǎn)即為流場(chǎng)破壞的起始點(diǎn)，該起始點(diǎn)對(duì)應(yīng)的真空罐壓力pd即為臨界壓力。

圖5 穩(wěn)定段總壓、皮托壓力、實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力、真空罐壓力數(shù)據(jù)曲線(狀態(tài)1)

Fig.5 Pressure variation curves of stagnation (p0) and pitot (p02) and test section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 1)

圖6為擴(kuò)壓器前后的壁面壓力隨實(shí)驗(yàn)時(shí)間的數(shù)據(jù)曲線，壁面壓力穩(wěn)定了一段時(shí)間后，擴(kuò)壓器后端的壁面壓力先升高，再持續(xù)升高，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間后擴(kuò)壓器前端的壁面壓力升高，表明擴(kuò)壓器內(nèi)的流動(dòng)先穩(wěn)定一段時(shí)間后有激波從后端往前傳來(lái)。

Fig.6 Pressure variation curves of diffuser ahead (pk1) and behind (pk2) during the experiment (Case 3)

從整個(gè)實(shí)驗(yàn)過(guò)程中各處的壓力變化可以看出，實(shí)驗(yàn)的流動(dòng)過(guò)程可描述如下：風(fēng)洞即將起動(dòng)前，真空罐和實(shí)驗(yàn)段的壓力較低，風(fēng)洞起動(dòng)后，穩(wěn)定段穩(wěn)定的氣體通過(guò)噴管加速至高超聲速流動(dòng)，進(jìn)入擴(kuò)壓器，并產(chǎn)生引射作用，導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力從實(shí)驗(yàn)前的值下降至流場(chǎng)靜壓的大小，擴(kuò)壓器內(nèi)部和出口均為超聲速流動(dòng)，而后進(jìn)入真空罐滯止。隨著真空罐的壓力逐漸升高到一定程度后，超聲速氣流進(jìn)入真空罐前產(chǎn)生激波，并且該激波位置隨著真空罐壓力的進(jìn)一步升高逐漸順著擴(kuò)壓器、實(shí)驗(yàn)段方向往前移動(dòng)，當(dāng)激波移至擴(kuò)壓器入口時(shí)，實(shí)驗(yàn)段的流場(chǎng)也就被破壞了，實(shí)驗(yàn)結(jié)束。由此可分析出，在來(lái)流條件和風(fēng)洞設(shè)備不變的情況下，真空罐的壓力是決定風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)過(guò)程中激波在擴(kuò)壓器中的位置，臨界壓力pd決定實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)破壞及實(shí)驗(yàn)運(yùn)行時(shí)間。

圖7是狀態(tài)1(Ma16噴管、穩(wěn)定段總壓p0為2.36×106Pa、穩(wěn)定段總溫T0為909K、皮托壓力p02為535Pa)實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力、真空罐壓力數(shù)據(jù)曲線，可以確定臨界壓力pd為267Pa，由式(1)得η=0.5。

Fig.7 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 1)

圖8是狀態(tài)2(Ma12噴管、穩(wěn)定段總壓p0為1.04×107Pa、穩(wěn)定段總溫T0為753K、皮托壓力p02為7578Pa)實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力、真空罐壓力數(shù)據(jù)曲線，可以確定臨界壓力pd為2631Pa，由式(1)得η=0.35。

圖9是狀態(tài)3(Ma10噴管、穩(wěn)定段總壓p0為7.51×106Pa、穩(wěn)定段總溫T0為650K、皮托壓力p02為14 409Pa)實(shí)驗(yàn)段環(huán)境壓力、真空罐壓力數(shù)據(jù)曲線，可以確定臨界壓力pd為4913Pa，由式(1)得η=0.34。 從圖8～10獲得了Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞Ma10～16噴管流場(chǎng)所需的真空系統(tǒng)臨界壓力比，由于風(fēng)洞擴(kuò)壓器、冷卻器等影響，作為大型同類高超聲速風(fēng)洞的真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)而言η取0.3是合適的，既能夠滿足所有的狀態(tài)，又比按η取0.1的真空規(guī)模縮減2/3。

Fig.8 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 2)

Fig.9 Pressure variation curves of section environment (p1) and vacuum container (pd) (Case 3)

近期，1m量級(jí)Ma10至16高超聲速風(fēng)洞的初步調(diào)試結(jié)果表明其臨界壓力比在0.304～0.312之間，與設(shè)計(jì)值較為符合。

4 流場(chǎng)模擬結(jié)果

高超聲速風(fēng)洞冷卻器的冷卻管位于流場(chǎng)中，前后交錯(cuò)排布，真實(shí)外型面三維網(wǎng)格生成復(fù)雜，而風(fēng)洞其余部段均可假設(shè)為軸對(duì)稱，可采用二維網(wǎng)格，若考慮包含冷卻管的全流場(chǎng)數(shù)值模擬，則需全部采用三維網(wǎng)格計(jì)算，給全流場(chǎng)的非定常流動(dòng)數(shù)值模擬帶來(lái)很大的計(jì)算量。為便于開(kāi)展計(jì)算，對(duì)風(fēng)洞計(jì)算的內(nèi)型面進(jìn)行了簡(jiǎn)化，在保證噴管型面與擴(kuò)壓器入口直徑和等直段內(nèi)徑(Φ0.4m)及相對(duì)位置關(guān)系與實(shí)際一致的前提下，不考慮冷卻管，對(duì)真空罐和真空管道尺寸進(jìn)行了適當(dāng)縮小，整個(gè)計(jì)算型面如圖10所示。數(shù)值模擬采用FASTRAN軟件，對(duì)3個(gè)實(shí)驗(yàn)狀態(tài)的全流場(chǎng)進(jìn)行了模擬。

圖11從上往下給出了狀態(tài)1實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)建立、穩(wěn)定和即將破壞時(shí)的全流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖，可以看到激波隨真空罐壓力升高從真空管道向擴(kuò)壓器入口運(yùn)動(dòng)的過(guò)程，其擴(kuò)壓器內(nèi)的運(yùn)動(dòng)過(guò)程與圖6試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)一致。圖12是對(duì)應(yīng)圖11中激波運(yùn)動(dòng)到擴(kuò)壓器入口時(shí)的球罐內(nèi)壓力云圖，可看出流場(chǎng)即將破壞時(shí)，真空球罐內(nèi)壓力分布最大相差4Pa，平均值約為303Pa。

同理給出了狀態(tài)2和3的結(jié)果，表1給出3個(gè)實(shí)驗(yàn)狀態(tài)的臨界壓力測(cè)量結(jié)果和數(shù)值模擬的計(jì)算結(jié)果，可以看出臨界壓力的計(jì)算結(jié)果均比實(shí)驗(yàn)結(jié)果略高，主要是因?yàn)橛?jì)算中未考慮冷卻器，壓力損失比實(shí)際實(shí)驗(yàn)中的低。

表1 臨界壓力實(shí)驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果(單位：Pa)Tablel 1 Critical pressure result of experiment and numerical simulation(unit: Pa)

5 結(jié) 論

(1) 在來(lái)流條件和風(fēng)洞設(shè)備不變的情況下，真空罐的壓力是決定風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)過(guò)程中激波在擴(kuò)壓器中的位置，臨界壓力pd決定實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)破壞及實(shí)驗(yàn)運(yùn)行時(shí)間。

(2)Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞Ma10～16噴管流場(chǎng)所需的真空系統(tǒng)臨界壓力比，可類推作為大型同類型高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要參數(shù)，既能夠滿足所有的狀態(tài)，又能夠控制真空建設(shè)規(guī)模。從1m量級(jí)Ma10～16高超聲速風(fēng)洞的初步調(diào)試結(jié)果也驗(yàn)證了臨界壓力比取值的合理性。

(3)Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞簡(jiǎn)化外形的全流場(chǎng)數(shù)值模擬結(jié)果提供了流場(chǎng)從建立至破壞的過(guò)程，臨界壓力計(jì)算結(jié)果比實(shí)驗(yàn)結(jié)果略高，原因是計(jì)算中未考慮冷卻器。

[1]A.博普, K.L.戈因. 高速風(fēng)洞試驗(yàn)[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 1980.

[2]徐華舫. 空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M]. 北京: 北京航空學(xué)院出版社, 1987.

[3]伍榮林, 王振羽. 風(fēng)洞設(shè)計(jì)原理[M]. 北京: 北京航空學(xué)院出版社, 1985.

[4]Smelt R, Sivells J C. Design and operation of hypersonic wind tunnels[J]. JAS, 1953.

[5]徐翔, 伍貽兆, 程克明, 等. 高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 40(2): 271-274.

Xu X, Wu Y Z, Cheng K M, et al. Aerodynamic configuration design of hypersonic wind tunnwls[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2008, 40(2): 271-274.

[6]侯峰偉, 吳斌, 齊大偉. 高超聲速風(fēng)洞真空保障系統(tǒng)改造[J]. 真空, 2014, 51(5): 326-38.

Hou F W, Wu B, Qi D W. Reformation of vacuum system in hypersonic wind tunnel[J]. Vacuum, 2014, 52(5): 36-38.

[7]童華, 孫啟志, 張紹武. 高超聲速風(fēng)洞擴(kuò)壓器試驗(yàn)研究與分析[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2014, 28(3): 78-81.

Tong H, Sun Q Z, Zhang S W. Investigation and analyse on the diffuser of hypersonic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(3): 78-81.

[8]Nomura S, Sakakibara S, Hozumi K, et al. NAL new hypersonic wind tunnel system[R]. AIAA-93-5006, 1993.

[9]Koppenwallner G. Low density facilities[M]. Gottingen, 1995.

[10]佛蘭克 K, 陸丹, 馬倫 E. 先進(jìn)高超聲速試驗(yàn)設(shè)備[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2015.

[11]Anfimov N. Tsniimash capabilities for acrogasdynamical and thermal testing of hypersonic vehicles[R]. AIAA-92-3962, 1992.

[12]Bishop R M. New AEDC wind tunnel capabilities[R]. AIAA-2000-0162, 2000.

[13]Coblish J J, Spring S, Davenport A H. Recent efforts at AEDC’s Von Karman facility and hypervelocity wind tunnel 9 to enhace facility compatibility[R]. AIAA-2002-2782, 2002.

(編輯：楊 娟)

Experimental investigation on critical pressure ratio of hypersonic wind tunnel vacuum system

Chen Aiguo*, Li Zhenqian, Qi Dawei, Long Zhengyi, Yang Yanguang

(Hypersonic Aerodynamics Research Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

When the pressure in the vacuum container of the intermittent type hypersonic wind tunnel rises up to a certain extent, the flow field in the test section begins to destroied, and the static pressure in the test section would be unstable. The pressure in the vacuum container at the corresponding unstable point is called the critical pressure. The critical pressure would affect the vacuum system design of large-scale hypersonic wind tunnels (Ma≥10). The experiment is carried out in theΦ0.3m hypersonic low density wind tunnel, where the Mach number is over 10. The pressures in the test section, the pitot tube, the diffuser and the vacuum container have been measured. The critical pressure ratio ofMa10,Ma12 andMa16 is 0.34, 0.35 and 0.5 respectively. The wind tunnel flow field unsteady process from establishment to destruction is simulated by FASTRAN software. The calculation result is in agreement with experimental result. The investigation provides key data for the vacuum system design of similar larger hypersonic wind tunnels.

hypersonic;wind tunnel;vacuum system;critical pressure ratio

1672-9897(2017)04-0079-06

10.11729/syltlx20160115

2016-07-27;

2016-11-25

國(guó)家自然科學(xué)基金(11325212)；國(guó)家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(2014CB744100)

ChenAG,LiZQ,QiDW,etal.Experimentalinvestigationoncriticalpressureratioofhypersonicwindtunnelvacuumsystem.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 79-83,96. 陳愛(ài)國(guó), 李震乾, 齊大偉, 等. 高超聲速風(fēng)洞真空系統(tǒng)臨界壓力比實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(4): 79-83,96.

V211.7; TB753

A

陳愛(ài)國(guó)(1973-)，男，湖北仙桃人，研究員。研究方向：高超聲速低密度風(fēng)洞設(shè)計(jì)與試驗(yàn)技術(shù)研究。通信地址：四川省綿陽(yáng)市中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所(621000)。E-mail：chenaiguo@cardc.cn

*通信作者 E-mail: chenaiguo@cardc.cn