劉中臣錢戰(zhàn)森冷 巖

(1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院,沈陽 110034；2.高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室,沈陽 110034)

0 引 言

聲爆是超聲速飛行器所特有的一種氣動聲學(xué)現(xiàn)象,是飛行器超聲速飛行時產(chǎn)生的激波經(jīng)非線性作用傳到地面后形成的爆炸聲。聲爆現(xiàn)象會產(chǎn)生極大的噪聲污染,并且具有短暫而急促的特點,容易引起驚嚇和恐慌,嚴(yán)重影響人的生活和工作,能量巨大的聲爆甚至可以直接損壞地面建筑物[1]。正因如此,20世紀(jì)70年代發(fā)展的以歐洲“協(xié)和號”與前蘇聯(lián)“圖-144”為代表的第一代超聲速客機(jī)被許多國家禁止在陸地上空,尤其是居民區(qū)上空作超聲速飛行,故而其只能在海洋上空以超聲速巡航,這導(dǎo)致其全程經(jīng)濟(jì)性和飛行效率大大降低,最終不得不退出商業(yè)運(yùn)營[2-3]。要想發(fā)展新一代超聲速民用飛機(jī),降低聲爆則成為首先需要突破的技術(shù)之一。

風(fēng)洞試驗是開展聲爆研究的重要手段,可為理論分析和數(shù)值模擬提供所必須的驗證,也可直接為遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測模型提供精確的近場壓力分布試驗數(shù)據(jù)[2-4]。與飛行試驗相比,風(fēng)洞試驗具有成本低、周期短、易重復(fù)驗證等優(yōu)勢。即便在CFD技術(shù)蓬勃發(fā)展的今天,對于新型飛行器研制以及復(fù)雜氣動問題研究,風(fēng)洞試驗仍然是必不可少的研究手段。

利用風(fēng)洞試驗手段開展聲爆現(xiàn)象研究已經(jīng)有近60年的歷史,最早可以追溯到1959年Carlson[5]在NASA蘭利研究中心4英尺×4英尺超聲速風(fēng)洞中開展的研究工作。聲爆風(fēng)洞試驗技術(shù)涉及試驗?zāi)Ｐ偷木_模擬、風(fēng)洞流場的精確控制、近場壓力信號的精確測量及試驗數(shù)據(jù)的干擾修正等多個方面,其中關(guān)鍵在于空間壓力信號的精確測量與辨識。經(jīng)過幾十年的試驗研究[5-12],以美國國家航空航天局(NASA)為代表的研究機(jī)構(gòu)逐漸發(fā)展了多種形式的測壓板[5]、靜壓探針[11]、測壓軌[12]等聲爆近場壓力試驗測量裝置。由于在試驗過程中傳統(tǒng)測量技術(shù)所表現(xiàn)出的局限性,NASA于近年來提出了無反射測壓軌[13]測量技術(shù),大幅提高了聲爆近場壓力風(fēng)洞試驗測量的精準(zhǔn)度,并且針對風(fēng)洞試驗過程中所存在的流場非均勻擾動,NASA發(fā)展了一種空間平均技術(shù)[14],大幅降低了流場非均勻性對聲爆測量結(jié)果的影響,提高了測量數(shù)據(jù)的可靠性。除美國外,日本[15]、俄羅斯[16-17]等國的相關(guān)航空研究機(jī)構(gòu)在聲爆近場壓力的精確測量方面也開展了風(fēng)洞試驗研究。

在國內(nèi),近年來對于聲爆現(xiàn)象的風(fēng)洞試驗研究逐步受到相關(guān)研究機(jī)構(gòu)的關(guān)注,以中國航空工業(yè)空氣動力研究院[18-20]、中國空氣動力研究與發(fā)展中心和中國航天空氣動力技術(shù)研究院等為代表的研究機(jī)構(gòu)利用所發(fā)展的靜壓探針、測壓軌等測量裝置對聲爆近場壓力開展了風(fēng)洞試驗研究。

本文主要對聲爆近場壓力測量風(fēng)洞試驗技術(shù)的特點與難點、測量裝置類型、發(fā)展趨勢等方面作簡要介紹,重點針對基于無反射測壓軌的精確測量技術(shù)和數(shù)據(jù)修正技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)與分析。

1 聲爆風(fēng)洞試驗的特點與難點

聲爆風(fēng)洞試驗的本質(zhì)是近場脫體壓力的測量。傳統(tǒng)的常規(guī)風(fēng)洞測壓試驗主要關(guān)心飛行器表面的壓力分布,而聲爆試驗需要測量的是距離飛行器一定距離遠(yuǎn)處的空間壓力分布。根據(jù)Whitham理論[21-22],在風(fēng)洞中進(jìn)行聲爆試驗,除了模型幾何外形相似、來流馬赫數(shù)相同之外,還要求模型試驗的h/l應(yīng)與飛行條件相同,其中h為距離飛行器的垂直高度,l為飛行器的特征長度。與常規(guī)風(fēng)洞試驗相比,聲爆試驗在模型、支撐以及風(fēng)洞流場品質(zhì)等方面都有其技術(shù)特殊性。

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

聲爆風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷某叽缦啾瘸Ｒ?guī)測力測壓試驗?zāi)Ｐ鸵话阋〉枚?具體模型的尺寸根據(jù)風(fēng)洞試驗段尺寸以及模型試驗的h/l需求來確定。

關(guān)于聲爆風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷目s比尺度通常有兩種思路。第一種思路是采用小尺度的模型[23-24](如圖1),盡可能的測量距離模型較遠(yuǎn)處的空間壓力分布。受當(dāng)前超聲速風(fēng)洞尺寸限制,通?？蓽y到5倍至50倍模型長度的距離(h/l＝5～50),這樣做的好處是可以直接得到模型中、遠(yuǎn)場的聲爆強(qiáng)度和波形。但是要求模型尺寸做的極小才能滿足聲爆信號的遠(yuǎn)場條件,而極小尺度的模型對飛機(jī)外形精確模擬以及模型的精細(xì)加工均帶來極大的困難,很難保證遠(yuǎn)場壓力分布的精確模擬。第二種思路是采用相對較大的模型[10,25],這樣可以一定程度上克服模型外形模擬不準(zhǔn)確及精細(xì)加工困難等問題,但受限于風(fēng)洞尺寸,只能測量得到模型近場(通常指h/l＜5)的空間壓力分布,再通過遠(yuǎn)場傳播模型將近場數(shù)據(jù)推算到遠(yuǎn)場。

圖1 聲爆風(fēng)洞試驗的小尺寸模型[23]Fig.1 Small sonic boom wind-tunnel models[23]

故而,權(quán)衡多方面問題合理選擇聲爆試驗?zāi)Ｐ偷目s比尺寸是獲得理想試驗結(jié)果的重要因素之一。早期的聲爆風(fēng)洞試驗通常采用第一種思路,而近年來的聲爆試驗研究則主要采用第二種思路,主要原因是大尺寸模型外形模擬更準(zhǔn)確,近場聲爆信號更強(qiáng),測量的精度和可靠性顯著提高。因此,近年來的聲爆風(fēng)洞試驗大多只能獲得近場空間壓力的分布。

在發(fā)展聲爆數(shù)值預(yù)測技術(shù)和風(fēng)洞試驗技術(shù)過程中,美國NASA發(fā)布了一系列標(biāo)準(zhǔn)模型,通常用來作為聲爆預(yù)測技術(shù)的校驗。2014年,NASA在美國航空航天學(xué)會(AIAA)舉辦期間組織了第一屆聲爆預(yù)測研討會[26-28],目的是評估近場壓力信號的數(shù)值模擬計算精度,為遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測奠定基礎(chǔ)。會議采用了軸對稱模型(SEEB-ALR)、69°后掠三角翼模型(DWB)和洛克希德馬丁公司的低聲爆概念機(jī)模型(LM-1021)等三個不同復(fù)雜程度的模型(如圖2所示)作為標(biāo)準(zhǔn)模型,參會各方對此開展了數(shù)值計算,并與其高質(zhì)量的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比分析,結(jié)果顯示數(shù)值預(yù)測結(jié)果與試驗測量結(jié)果一致性總體較好,但仍存在一定誤差。2017年,NASA仍在AIAA會議舉辦期間組織了第二屆聲爆預(yù)測研討會[29-30],與第一屆會議主要關(guān)注近場壓力計算方法不同,第二屆會議將近場壓力計算和遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測均作為討論內(nèi)容。關(guān)于近場壓力計算,會議選擇了四個不同復(fù)雜程度的模型作為標(biāo)準(zhǔn)模型(如圖3所示),分別是軸對稱模型(AXIE)、翼身組合模型(JWB)和兩套全機(jī)概念模型(C25F通流模型和C25P帶動力模型)。這些聲爆標(biāo)準(zhǔn)模型已在全世界范圍內(nèi)得到了廣泛的采用,可用于檢驗數(shù)值模擬方法和風(fēng)洞試驗技術(shù)的可靠性。

圖2 第一屆AIAA聲爆預(yù)測研討會風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蚚26]Fig.2 Wind-tunnel models for the first AIAA sonic boom prediction workshop[26]

圖3 第二屆AIAA聲爆預(yù)測研討會模型[29]Fig.3 Models for the second AIAA sonic boom prediction workshop[29]

1.2 模型支撐

在風(fēng)洞試驗中需要將模型固定在試驗段指定位置,必然會引入額外的模型支撐結(jié)構(gòu),聲爆試驗常用的模型支撐方式有尾撐和背撐兩種形式。研究表明,模型支撐會對聲爆信號測量結(jié)果特別是后體聲爆信號產(chǎn)生重要的影響[31],因此聲爆試驗設(shè)計中需要考慮模型支撐帶來的測量信號干擾問題。

為了減小風(fēng)洞試驗中模型支撐對飛行器后體聲爆特征的影響,人們進(jìn)行了多種嘗試。其中一種方法是將試驗?zāi)Ｐ臀膊恐闻c飛行器尾噴管羽流的有效外形進(jìn)行一體化設(shè)計,即利用模型支桿的幾何外形來模擬飛行器噴管羽流的形狀[32-33]以此減小模型支撐對真實飛行器后體聲爆信號的干擾。這種支撐方法雖能在一定程度上改善測量結(jié)果,但其也存在缺點,主要是不同的飛行條件對應(yīng)著不同的噴流條件,噴管羽流的有效外形也不相同,這就需要設(shè)計一系列模擬不同羽流邊界的尾撐支桿,且設(shè)計結(jié)果仍存在一定不確定性,因此限制了這種支撐方法的廣泛使用。

近年來,隨著對飛機(jī)后體聲爆特征的關(guān)注,研究人員發(fā)展了一種葉片型支撐方式[34],其實質(zhì)是一種外形經(jīng)過精心設(shè)計的帶后掠的模型背部支撐方法。美國灣流公司的低聲爆概念機(jī)風(fēng)洞試驗即采用了這種支撐方法,如圖4所示。研究表明,這種葉片型支撐從模型背部伸出并沿著馬赫線后掠,可以使得模型支撐對聲爆信號測量的影響達(dá)到最小化,這種支撐方法在近年來的低聲爆模型,尤其是主要關(guān)注后體聲爆特性的研究中得到了廣泛的應(yīng)用。

圖4 采用葉片支撐的低聲爆概念機(jī)模型三視圖[34]Fig.4 Three-view drawing of low-boom aircraft concept with a blade mount[34]

1.3 風(fēng)洞流場品質(zhì)

由于聲爆試驗?zāi)Ｐ统叽巛^小,測量的又是與模型有一定距離的空間壓力信號,與常規(guī)模型表面測壓試驗相比,通常情況下聲爆試驗測量的空間壓力信號要弱得多,因此聲爆試驗對風(fēng)洞試驗段的流場品質(zhì)提出了更高要求。但是由于加工和裝配誤差,風(fēng)洞試驗段壁面總不可避免地會存在一些缺陷,這將導(dǎo)致風(fēng)洞流場在空間上存在一定的不均勻性[35]。另外,由于風(fēng)洞的主控系統(tǒng)一般都采用基于伺服反饋的動態(tài)調(diào)節(jié)方法,當(dāng)試圖將流場總壓保持在某一設(shè)定值時,嚴(yán)格來說流場參數(shù)仍是隨時間波動的[24]。這些空間不均勻性和時間非定常性的影響對于常規(guī)風(fēng)洞試驗來說可能不會帶來太大問題,但是對于聲爆試驗,這些影響帶來的流場壓力波動可能比模型激波誘導(dǎo)的聲爆空間過壓還要大,因此對于聲爆近場空間壓力測量試驗,風(fēng)洞流場的空間均勻性和時間穩(wěn)定性影響都是需要重點考慮的問題。在開展聲爆試驗之前有必要對風(fēng)洞試驗段流場進(jìn)行校測,充分了解風(fēng)洞的流場特性,以便確定開展聲爆試驗的具體方案,選擇合適的試驗工況,以及模型和測量設(shè)備在風(fēng)洞中的擺放位置。

1.4 其它干擾因素

風(fēng)洞試驗過程中模型一般都存在振動,其振動特性與模型尺寸、氣動載荷以及支撐剛度等多種因素有關(guān),模型振動對聲爆信號的精確測量也可能產(chǎn)生影響[24]。試驗?zāi)Ｐ图皽y量設(shè)備產(chǎn)生的激波在試驗段壁面上的反射及激波與壁面邊界層的相互干擾等因素[14],都會對聲爆信號測量造成一定的影響。此外,試驗介質(zhì)的濕度對聲爆測量結(jié)果的影響也需考慮[14],環(huán)境溫度的變化也可能會對壓力測量結(jié)果產(chǎn)生一定的影響[24],因此試驗過程中需要嚴(yán)格控制試驗介質(zhì)的濕度在很低的水平,并盡量保持介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度的相對穩(wěn)定。

1.5 技術(shù)難點小結(jié)

通過以上分析,聲爆空間壓力測量風(fēng)洞試驗可能受到多種因素的干擾,這都將增加測量結(jié)果的不確定性,故其技術(shù)難點主要體現(xiàn)在以下幾個方面:

(1)模型尺寸較小,空間壓力信號較弱,測量結(jié)果信噪比較低；

(2)風(fēng)洞流場的空間不均勻性與時間非定常性對測量結(jié)果可能造成影響；

(3)支架干擾、模型振動、激波反射及其與邊界層干擾對測量結(jié)果的影響需要在測量方案設(shè)計中仔細(xì)考慮；

(4)試驗介質(zhì)濕度和環(huán)境溫度變化等對測量結(jié)果可能帶來影響,試驗過程中應(yīng)盡可能保證介質(zhì)條件的穩(wěn)定性。

2 聲爆風(fēng)洞試驗技術(shù)的發(fā)展趨勢

聲爆風(fēng)洞試驗技術(shù)的核心是近場空間壓力精確測量技術(shù)。自1959年Carlson[5]首次在超聲速風(fēng)洞中開展聲爆試驗研究以來,在幾十年的時間里研究人員逐漸發(fā)展了測壓板、靜壓探針和測壓軌等多種空間壓力測量技術(shù)。下面將針對這幾種空間壓力測量技術(shù)分別進(jìn)行簡要介紹。

2.1 測壓板

空間壓力測量最直接的方法就是采用靜壓探針,但是由于聲爆試驗需要得到壓力信號的空間分布,探針測量的試驗效率不高,特別是對于復(fù)雜模型試驗效率通常是難以接受的。為解決這一問題,Carlson等設(shè)計了專用的測壓板,又稱為反射平板,它是一種采用表面布置有多個測壓孔的平板裝置來測量空間壓力分布的測量技術(shù),1959年Carlson[5]進(jìn)行的聲爆試驗即采用了這種測量技術(shù)。如圖5所示,將測壓板固定安裝在風(fēng)洞壁面,采用支撐機(jī)構(gòu)支撐模型在距離測壓板一定高度位置處,利用測壓板表面的多個測壓孔進(jìn)行模型空間壓力信號的測量。

圖5 測壓板試驗方案示意圖[5]Fig.5 Schematic of wind-tunnel test setup using pressure measurement plate[5]

理想情況下,測壓板表面的反射系數(shù)為2.0,即采用測壓板測量得到的聲爆過壓是真實值的兩倍,1961年Carlson[36]通過靜壓探針和測壓板測量結(jié)果的對比試圖驗證這一結(jié)論。但是,由于在流場中測壓板表面存在嚴(yán)重的邊界層累積,模型激波與測壓板邊界層相互作用影響了測壓板的反射效果,因此一般情況下測量結(jié)果并不理想。

2.2 靜壓探針

自Carlson的試驗之后,研究者又回到了采用靜壓探針測量的方法。在長達(dá)幾十年的聲爆風(fēng)洞試驗研究中,發(fā)展了多種形式的超聲速靜壓探針[11,37-39],其中一種細(xì)長的錐形探針得到了廣泛的應(yīng)用[11],如圖6所示,探針直徑為0.2英寸,半錐角通常在1°～2°之間,在前端錐段約一半位置的截面上均勻分布有四個測壓孔。這種探針適用的馬赫數(shù)范圍廣,對測量結(jié)果無反射,測量精度較高。

圖6 靜壓探針外形圖[13]Fig.6 Geometry of pressure measurement probe[13]

采用靜壓探針進(jìn)行聲爆信號的壓力測量是一種單點測量技術(shù),其主要缺點在于試驗效率較低,為了獲得一個復(fù)雜模型狀態(tài)的近場壓力分布數(shù)據(jù)往往需要幾十分鐘甚至超過一小時的試驗時間,這對于連續(xù)式風(fēng)洞雖然可以實現(xiàn),但是超聲速試驗的能耗是十分巨大的,對于暫沖式風(fēng)洞來說,因受氣源條件限制,幾乎是不可能完成的。另外,即便是連續(xù)式超聲速風(fēng)洞,要想在如此長運(yùn)行時間內(nèi)保持試驗段條件的平穩(wěn),依然是十分困難的。這些因素也增加了采用靜壓探針開展聲爆信號測量結(jié)果的不確定性。為了克服上述不足,研究人員發(fā)展了測壓軌測量技術(shù)。

2.3 測壓軌

測壓軌是一種在細(xì)長形軌道上密集分布排成直線的幾百個測壓孔的空間壓力測量裝置,相比于靜壓探針其優(yōu)點是試驗效率高,一般能夠在一次測量中得到一個完整的空間壓力分布信號。與傳統(tǒng)的在大面積平板上布置若干成方陣的測壓孔的測壓板相比,這種測壓軌是在又細(xì)又長的條形軌道表面上布置一排測壓孔,軌道表面為細(xì)長平面或弧面,因而與測壓板相比,其大大減小了邊界層累積造成的測量不確定性。近年來,美國和日本相繼采用該形式的測壓軌[8,14,40-41]分別在NASA和JAXA的超聲速風(fēng)洞中開展了聲爆試驗研究,如圖7所示。

圖7 測壓軌試驗裝置Fig.7 Wind-tunnel test devices with pressure measurement rail

采用測壓軌技術(shù)進(jìn)行聲爆信號測量仍存在一定缺點。相比測壓板,測壓軌雖然較大幅度減弱了邊界層累積,但測壓軌裝置本身厚度依然較大,對流場帶來的干擾仍然嚴(yán)重。另外,前期采用的測壓軌高度不夠,導(dǎo)致測壓面距離風(fēng)洞壁面高度不足,無法完全避免洞壁邊界層的影響以及模型波系經(jīng)壁面反射對測量結(jié)果造成的干擾。經(jīng)過實際驗證表明,測壓軌表面不同位置的反射系數(shù)仍然存在不確定性,并非理想的2.0。為了克服以上問題,近年來研究人員進(jìn)一步發(fā)展了新型的無反射測壓軌。

3 無反射測壓軌

在傳統(tǒng)靜壓探針和前述測壓軌測量技術(shù)的研究基礎(chǔ)上,2011年NASA率先提出無反射測壓軌的概念[12-13,24],稱之為RF1.0(Reflection Factor 1.0)測壓軌。所謂無反射測壓軌,是指測壓軌的測壓表面對模型波系不產(chǎn)生反射,即不會對空間壓力的測量結(jié)果產(chǎn)生放大影響,其原理就如同采用超聲速靜壓探針獲取壓力一樣。

3.1 無反射測壓軌的設(shè)計思想

如前文所述,在幾十年的聲爆風(fēng)洞試驗研究中,一方面,超聲速靜壓探針得到了成功的應(yīng)用,這種探針對空間壓力測量結(jié)果無反射,具有較高測量精度,但試驗效率嚴(yán)重不足；另一方面,測壓軌技術(shù)可以高效的測量空間壓力信號,但測量精度仍不能令人滿意。受此啟發(fā),NASA研究人員率先將傳統(tǒng)靜壓探針與測壓軌的優(yōu)勢相結(jié)合,發(fā)展了一種新型的無反射測壓軌[13]。這種測壓軌的頂端設(shè)計為與靜壓探針類似的圓弧形,在圓弧面上布置測壓孔,這種設(shè)計使得測壓軌頂端與靜壓探針表面具有相似的流動特性,可以很好的解決測量面對激波的反射干擾。測壓軌從頂端到底部設(shè)計成一體形式,兩側(cè)面呈夾角很小的薄刃形狀,以期盡可能地減弱對流動的干擾。測壓軌所需具體高度與模型尺寸、試驗Ma數(shù)以及洞壁邊界層厚度等因素有關(guān)。如圖8所示,在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞中,這種測壓軌的高度為14英寸,可以避免洞壁邊界層的影響以及模型激波經(jīng)由風(fēng)洞壁面反射對測壓孔測量結(jié)果造成的影響。這種新型測壓軌非常薄,頂端直徑只有0.1英寸,底部寬度為1英寸,兩側(cè)面呈3.5°夾角。這樣的外形設(shè)計使得新型測壓軌對流場干擾比較小,并且實現(xiàn)了測壓表面的無反射條件,即反射系數(shù)為1.0。

圖8 無反射測壓軌[27]Fig.8 Non-reflection pressure rail[27]

近年來,NASA在埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞應(yīng)用這種測量技術(shù)開展了多期聲爆近場壓力測量風(fēng)洞試驗研究。NASA舉辦的第一屆和第二屆聲爆預(yù)測研討會,所采用的標(biāo)準(zhǔn)模型均采用無反射測壓軌得到風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)[14,28,29,42]。Durston等近期[43-45]開展的發(fā)動機(jī)噴管羽流與飛行器后體激波相互作用對聲爆特征的影響研究試驗中也采用了這種新型測壓軌進(jìn)行聲爆近場壓力信號的測量。中國航空工業(yè)空氣動力研究院于2016年開始,依托FL-60三聲速風(fēng)洞開展了聲爆近場壓力測量風(fēng)洞試驗技術(shù)研究[19,20],建立了基于無反射測壓軌的空間壓力精確測量技術(shù),圖9給出了模型及測量裝置在風(fēng)洞中的安裝形式。上述研究均表明,試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果重合性較好,無反射測壓軌測量技術(shù)的可靠性得到了較好的驗證。

圖9 航空工業(yè)氣動院無反射測壓軌試驗裝置[19]Fig.9 Non-reflection pressure rail in FL-60 wind tunnel[19]

3.2 無反射測壓軌的干擾修正

雖然與傳統(tǒng)測壓軌相比,無反射測壓軌對流場干擾比較小,但對于聲爆信號測量仍然會引入不可忽視的誤差,必須對測壓軌造成的干擾進(jìn)行修正[13,14,40,42]。這樣做的主要目的是扣除測壓軌本身對流場的干擾,保證測量結(jié)果僅僅是模型產(chǎn)生的信號。如圖10所示,干擾修正方法如下:

圖10 參考車次與測量車次布置圖[13]Fig.10 Layout diagram of reference and data runs[13]

第一步,將模型置于測壓軌上方測量位置,測量得到模型與測壓軌等全體部件在流場中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù),稱之為測量車次數(shù)據(jù)；

第二步,將模型移到測量區(qū)域之外或?qū)⑵洳鸪?測量得到只有測壓軌在流場中的情況下的空間壓力分布數(shù)據(jù),稱之為參考車次數(shù)據(jù)；

第三步,將空間壓力分布的測量車次數(shù)據(jù)減去參考車次數(shù)據(jù),得到的差值認(rèn)為是模型產(chǎn)生的波系所引起的空間壓力變化,即近場聲爆過壓。

圖11給出了Boom1 VS2模型在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超聲速風(fēng)洞中測量車次數(shù)據(jù)與參考車次數(shù)據(jù)之間的差異[42]。從圖中可以看出,雖然無反射測壓軌能實現(xiàn)測壓表面的無反射,但其本身對流場的干擾確實不可忽略,必須采用參考車次數(shù)據(jù)對測量車次數(shù)據(jù)進(jìn)行修正,才能得到正確的模型近場聲爆信號。

圖11 測壓軌測量的模型壓力信號的干擾修正技術(shù)[42]Fig.11 Distortion correction technique to isolate model pressure signature with rail[42]

3.3 傳感器及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

由于聲爆試驗的特殊性,低聲爆模型近場聲爆過壓的絕對值通常只有幾百帕的量級,這就要求風(fēng)洞試驗中所采用的壓力測量傳感器及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的精度必須足夠高,因此傳感器的量程匹配問題是至關(guān)重要的。近年來開展的基于無反射測壓軌的聲爆試驗多采用電子壓力掃描閥測量系統(tǒng)[14,42]。如圖12所示,這是一個高度模塊化的壓力測量系統(tǒng),配有1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI等多種量程的掃描閥塊,測壓精度一般為滿量程的0.05%?？紤]一般超聲速風(fēng)洞試驗段靜壓范圍,對于近場聲爆過壓通常只有幾百帕量級的低聲爆模型,一般應(yīng)選擇2.5PSI量程以下的掃描閥模塊才能保證聲爆信號測量結(jié)果的可靠性。

圖12 PSI 8400壓力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.12 PSI 8400 electronic pressure scanners

無反射測壓軌設(shè)計思想和干擾修正及傳感器量程匹配等技術(shù)的提出,大幅提高了聲爆風(fēng)洞試驗測量結(jié)果的效率和精度。但是因超聲速風(fēng)洞的特殊性,試驗段流場中不可避免地存在由激波和膨脹波引起的非均勻擾動,無反射測壓軌雖然很好地消除了自身的干擾,但并不能消除風(fēng)洞流場本身存在的擾動?？臻g平均技術(shù)的引入,能夠大幅減弱這些因流場非均勻擾動帶來的測量誤差。

4 空間平均技術(shù)

空間平均技術(shù)[13,14,19,42]是在無反射測壓軌測量技術(shù)的基礎(chǔ)上,近年來發(fā)展的一種針對超聲速風(fēng)洞試驗段流場非均勻性的數(shù)據(jù)修正技術(shù)?？臻g平均技術(shù)是指在試驗過程中固定測壓軌,在測壓軌上方沿風(fēng)洞軸向以固定間隔移動模型,在模型所處的不同軸向位置開展多次測量將測量數(shù)據(jù)進(jìn)行平均,進(jìn)而得到模型近場聲爆信號的一種試驗技術(shù)。

4.1 開展空間平均測量的必要性

世界上所有的超聲速風(fēng)洞都存在一定的不均勻特性[42],圖13展示了NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺風(fēng)洞和中國航空工業(yè)空氣動力研究院FL-60風(fēng)洞[19]的空風(fēng)洞紋影圖像,從圖中可以看出這些風(fēng)洞試驗段流場都存在一定的雜波。這些雜波可能導(dǎo)致氣流馬赫數(shù)、流向角、壓力等流場參數(shù)在空間各個方向上都不是絕對均勻的,并且隨著風(fēng)洞總壓的波動,這些流場參數(shù)在時間上也表現(xiàn)出一定的非定常特性。而上述發(fā)展的各種空間壓力測量技術(shù)均無法消除風(fēng)洞流場本身的非均勻擾動帶來的測量誤差。實踐證明[13,14,19,42]空間平均技術(shù)對于這種流場非均勻性影響是一種行之有效的數(shù)據(jù)修正方法。

4.2 軸向移動空間平均測量方法

空間平均技術(shù)的具體方法如圖14所示[13]。模型在測壓軌上方沿軸向以一定間隔距離移動,共測量N個位置,在每個位置處采集一次測量數(shù)據(jù),經(jīng)過測壓軌干擾修正的無量綱聲爆過壓記為f i。然后將這N組測量數(shù)據(jù)進(jìn)行位置對齊后作算數(shù)平均,即得到空間平均后的模型近場聲爆過壓測量結(jié)果,記為,即

圖13 風(fēng)洞流場的紋影圖像Fig.13 Shadowgraph images in wind tunnel

由此得到測量數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差如下:

從NASA提出空間平均技術(shù)以來,其后期進(jìn)行的幾乎所有聲爆風(fēng)洞試驗研究都采用了該技術(shù),測量結(jié)果表明,該技術(shù)在改善風(fēng)洞流場的非均勻性方面展示出了顯著的效果。中國航空工業(yè)空氣動力研究院近年來基于FL-60風(fēng)洞發(fā)展的聲爆近場壓力測量技術(shù)也采用了空間平均技術(shù),并完成了SEEB-ALR聲爆標(biāo)模的驗證性試驗[19-20]。

圖15給出了NASA開展的AS2、Boom1 VS2和Aft deck三種模型采用空間平均技術(shù)后得到的試驗數(shù)據(jù)[42,44]。從中可以看出,通過空間平均技術(shù),風(fēng)洞流場非均勻性引起的模型聲爆信號的測量誤差大幅降低。同時,在開展多次測量的過程中,增加了空間壓力分布數(shù)據(jù)的總采樣時間,這使得在空間平均的同時也達(dá)到了時間平均的效果,因而對風(fēng)洞流場的時間非均勻性也有很好的消除作用。

圖14 空間平均技術(shù)[13]Fig.14 Spatial averaging technique[13]

圖15 三種模型的空間平均測量數(shù)據(jù)Fig.15 Averaged signatures for three models

5 結(jié) 論

聲爆作為超聲速民用飛機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一,以美國為代表的世界航空強(qiáng)國已經(jīng)開展了近60年的深入研究,風(fēng)洞試驗技術(shù)作為一種重要手段,具有重要研究意義。本文從試驗?zāi)Ｐ?、支撐裝置及風(fēng)洞流場品質(zhì)等幾個方面簡要介紹了聲爆風(fēng)洞試驗技術(shù)的特點與難點。按照空間壓力測量裝置的不同,將試驗技術(shù)歸納為測壓板、靜壓探針、測壓軌、無反射測壓軌等四類空間壓力測量技術(shù),分析了聲爆風(fēng)洞試驗技術(shù)的發(fā)展趨勢。重點針對基于無反射測壓軌的空間壓力精確測量技術(shù)和數(shù)據(jù)修正技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)與分析?？臻g平均技術(shù)作為消除風(fēng)洞空間和時間非均勻性干擾的重要技術(shù),可大幅改善測量結(jié)果的精度。無反射測壓軌和空間平均技術(shù)相結(jié)合的綜合測量手段具有試驗效率高、測量精度高、可有效降低流場非均勻擾動誤差等優(yōu)點,是聲爆近場壓力測量技術(shù)的重要發(fā)展方向。

目前在風(fēng)洞試驗中進(jìn)行聲爆近場壓力測量仍是以接觸式測量技術(shù)為主,測量設(shè)備本身對流場存在一定干擾,隨著非接觸式壓力測量技術(shù)的不斷發(fā)展以及測量精度的提高,未來非接觸式壓力測量技術(shù)有望應(yīng)用于聲爆風(fēng)洞試驗中。另外,常規(guī)風(fēng)洞試驗中始終無法完全消除支撐干擾對聲爆近場壓力測量結(jié)果帶來的影響,彈道靶等新型地面試驗技術(shù)或是值得探索的方向。