變密度平面葉柵風洞的設計與實現(xiàn)

魏巍，馬護生,*，周曉剛，吳軍強，彭強，任澤斌

1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空天技術(shù)研究所，綿陽 621000

2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

3. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

4. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設備設計與測試技術(shù)研究所，綿陽 621000

0 引 言

隨著現(xiàn)代長航時戰(zhàn)略無人偵察和察打一體逐漸成為信息化作戰(zhàn)的新形式，飛行器飛行高度已經(jīng)接近臨近空間（h≥20 km）。一方面，這要求飛行器具有更長的航程與航時，具備更寬的飛行速度范圍動力系統(tǒng)能夠適應更廣的飛行包線；另一方面，滯空時間及燃油消耗指標要求使得飛行器速度范圍左邊界越來越接近高空小表速，導致以渦扇發(fā)動機為動力的發(fā)動機部件的雷諾數(shù)（Re）降至104量級。高空、低速、小尺度將會導致低雷諾數(shù)效應，使得航空渦扇發(fā)動機推力減小、耗油率上升[1-2]。航空葉輪機內(nèi)部會因低雷諾數(shù)工作環(huán)境而產(chǎn)生復雜的流動分離、轉(zhuǎn)捩、激波/邊界層干涉等物理現(xiàn)象，渦輪葉片冷卻與換熱特性、風扇/壓氣機葉片邊界層發(fā)展、尾跡摻混、泄漏與分離渦演化發(fā)展等非定常流動現(xiàn)象嚴重偏離高雷諾數(shù)時的設計特征，從而影響飛行器的高空性能。另外，民用航空飛行器對經(jīng)濟性和環(huán)保性的追求使得渦扇發(fā)動機的涵道比不斷增大，需要消耗更多低壓渦輪部件功率以支撐風扇部件的氣流減速增壓過程，導致低壓渦輪部件的雷諾數(shù)較低[3]，氣動性能對雷諾數(shù)最為敏感。因此，雷諾數(shù)已經(jīng)成為影響先進航空渦扇發(fā)動機性能的一個重要因素。

國外學者在20 世紀50 年代的低速模擬試驗中[4]就已經(jīng)發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)是影響平面葉柵氣動性能的一個重要因素。試驗研究表明：隨著雷諾數(shù)降低，葉片表面會出現(xiàn)層流分離氣泡、分離氣泡增長并破碎的物理現(xiàn)象，葉片總壓損失也會急劇增加。至20 世紀70 年代，國外完成了大量低速和高速平面葉柵風洞的建設，系統(tǒng)研究了C4 葉型、NACA65 系列葉型、雙圓弧葉型、拋物–圓弧中線葉型等低速氣動特性隨雷諾數(shù)變化的規(guī)律[5-6]。高速試驗方面，文獻[7]介紹了20 座英國高速平面葉柵風洞和14 座美國高速葉柵風洞，其中有7 座具備雷諾數(shù)和馬赫數(shù)（Ma）獨立調(diào)節(jié)的試驗能力。德國宇航院高速葉柵風洞[8]的試驗艙壓力可低至4 kPa，具備開展來流馬赫數(shù)低于1.0 的平面葉柵變雷諾數(shù)試驗能力，弦長雷諾數(shù)低至2.0×105m–1，能滿足大部分壓氣機和渦輪葉柵低雷諾數(shù)試驗需求。這些高性能試驗平臺支撐了國外先進葉型氣動設計的研究[9-10]和雷諾數(shù)效應影響的模型[11-13]發(fā)展。隨著先進壓氣機葉型設計技術(shù)的發(fā)展，葉型設計已經(jīng)由C4 葉型、NACA 系列葉型向能精細控制葉型表面壓力梯度的可控擴散葉型和計算機優(yōu)化葉型發(fā)展[14]，發(fā)動機的高空適應性已經(jīng)要求葉輪機葉型具備高空低雷諾數(shù)適應性[15-17]，這需要依靠先進的風洞試驗平臺進行技術(shù)研究和試驗驗證。

平面葉柵風洞是研究航空發(fā)動機和燃氣輪機葉輪機部件葉型/葉柵空氣動力學基礎問題的主要手段之一，是與發(fā)展以試驗為基礎的航空葉輪機氣動設計體系嚴密契合的基礎研究型試驗平臺，在先進航空葉輪機葉型/葉柵氣動設計方法驗證、基礎試驗數(shù)據(jù)庫建設、設計體系模型發(fā)展與完善、先進CFD技術(shù)驗證等方面發(fā)揮著重要作用。國內(nèi)目前具有一定規(guī)模的平面葉柵試驗能力，可通過低速模擬[18]、減小特征尺寸以及一定的抽吸節(jié)流[19]降低雷諾數(shù)，但亞/跨聲速試驗的低雷諾數(shù)模擬能力不足，具備超聲速試驗能力的設備少，試驗馬赫數(shù)范圍窄，且存在背壓調(diào)節(jié)能力不足的問題，難以滿足未來高空工作環(huán)境中高效率、高負荷航空葉輪機葉型的氣動設計與試驗驗證需求。為補足能力短板、完善我國平面葉柵試驗設備體系，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）建設了一座能夠獨立調(diào)節(jié)雷諾數(shù)和馬赫數(shù)的變密度平面葉柵風洞，其試驗馬赫數(shù)在0.3～1.8 范圍內(nèi)可調(diào)，試驗段尺寸為190 mm（高）×445 mm（寬），具備開展亞/跨/超聲速航空葉輪機葉型/葉柵雷諾數(shù)效應基礎研究、葉型設計方法試驗驗證、葉輪機氣動設計體系經(jīng)驗損失模型研究等試驗能力，可為先進航空渦扇發(fā)動機研制提供重要試驗平臺和技術(shù)支撐。

1 總體氣動方案

1.1 變雷諾數(shù)試驗原理

由空氣動力學相似理論可知，若物體繞流運動中兩個物體上任何相似點處的速度比、壓強比、溫度比等參數(shù)在任意時刻保持相同，則兩個流場的流動是相似的。平面葉柵試驗建立在相似理論的基礎上。在滿足幾何相似、運動相似和動力相似的情況下，若需試驗模擬流動與真實流動處于相似狀態(tài)，就要保證幾何相似、流場對應點速度三角形一致、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)相等。在高雷諾數(shù)流動范圍內(nèi)，黏性力相對于慣性力太弱，流動受黏性力影響很小，雷諾數(shù)相等不再成為一個相似準則，流動被認為進入“自?；眳^(qū)；在低雷諾數(shù)范圍內(nèi)，氣流黏性增強，雷諾數(shù)影響不可忽略。

雷諾數(shù)由氣流密度ρ、速度v、動力黏度μ和特征尺寸l 決定。雷諾數(shù)受氣流密度影響較大，而飛行高度是影響氣流密度的重要參數(shù)。大型民用航空發(fā)動機飛行高度在10 km 左右時，氣流壓力僅為海平面大氣壓力的26.1%，密度為海平面大氣的33.7%；美國“全球鷹”無人偵察機飛行高度為20 km[20]時，氣流壓力僅為海平面大氣壓力的5.4%，密度為海平面大氣的7.2%。可見飛行高度增加導致的大氣密度降低是引起發(fā)動機雷諾數(shù)降低的主要原因之一。其他降低雷諾數(shù)的方法如提高氣流溫度、減小特征尺寸、降低氣流速度、減小動力黏度等，則會面臨風洞熱管理及維護成本急劇增加、接觸式測量流動干擾大以及氣流壓縮性模擬不足等問題。因此，本風洞主要以降低試驗段內(nèi)氣流密度（壓力）的方式進行變雷諾數(shù)試驗?？紤]到氣動探針對流場堵塞的影響，高葉片展弦比更容易建立中間截面的近似二維流動，風洞設計時有意提高了雷諾數(shù)特征尺寸，風洞試驗件葉片高度達190 mm，葉片弦長可在75～120 mm 范圍內(nèi)變化，以提高平面葉柵試驗的有效性。

1.2 風洞主要功能及實現(xiàn)途徑

變密度平面葉柵風洞主要具備下列4 項特性：

1）亞/跨/超聲速高效變換的變馬赫數(shù)試驗能力

為了實現(xiàn)該目標，風洞采用了半柔壁噴管技術(shù)，這是該技術(shù)在國內(nèi)平面葉柵風洞中的首次應用。半柔壁噴管技術(shù)可使用電動推桿推動噴管型面形變至目標噴管型面，通過在停車狀態(tài)的快速型面變化實現(xiàn)超聲速試驗所需的噴管型面，滿足0.3～1.8 的試驗馬赫數(shù)對不同噴管型面的試驗需求，省去了以往超聲速試驗固壁噴管的更換安裝時間，避免了噴管重復安裝導致的內(nèi)型面階差問題，提高了超聲速試驗運行效率。

2）雷諾數(shù)和馬赫數(shù)獨立調(diào)節(jié)能力

要在調(diào)節(jié)馬赫數(shù)的基礎上同時實現(xiàn)雷諾數(shù)的獨立調(diào)節(jié)，關(guān)鍵在于試驗段不同壓力水平的獨立調(diào)節(jié)。風洞采用三級引射器技術(shù)抽吸試驗艙內(nèi)氣流，在CARDC 30000 m3、2 Mpa 的中壓氣源保障下，可有效降低試驗艙內(nèi)氣流壓力，在來流總溫恒定的情況下降低氣流雷諾數(shù)。在控制策略上，亞聲速試驗采用閉環(huán)馬赫數(shù)控制，超聲速試驗采用可變型面的噴管進行馬赫數(shù)控制。

3）壓氣機和渦輪平面葉柵試驗能力

壓氣機和渦輪平面葉柵試驗件的葉片弦長、葉片安裝角覆蓋范圍非常廣，氣流方向與試驗件額線方向夾角可達0°～180°。其下限值對應部分特殊超聲速壓氣機葉型，上限值對應某些地面燃氣輪機渦輪葉型，要求上、下壁板必須具備調(diào)節(jié)功能才能做到模型狀態(tài)下柵前流場均勻性的有效調(diào)節(jié)；同時，部分渦輪換熱冷卻試驗要求試驗來流質(zhì)量流量全部通過葉柵通道。滿足以上要求的關(guān)鍵在于使壁板具備高度和水平方向的調(diào)節(jié)功能?；谝陨峡紤]，風洞共設計了2 個試驗段：一個為亞聲速來流試驗段，壁板水平、高度方向均可調(diào)節(jié)，以滿足亞跨聲速壓氣機、渦輪平面葉柵試驗需求；另一個為超聲速來流試驗段，主要用于超聲速壓氣機平面葉柵試驗。2 個試驗段共用一套進、排氣系統(tǒng)，通過導軌進行移動更換，可實現(xiàn)不同壓氣機和渦輪平面葉柵幾何參數(shù)變換。

4）換熱和冷卻試驗能力

風洞主氣流為中壓氣源供氣，氣流溫度為大氣溫度。為模擬換熱或冷卻試驗的溫度比，風洞設計了次流加熱、冷卻支路，可通過更換次流介質(zhì)、調(diào)節(jié)液氮流量實現(xiàn)對次流冷卻溫度的調(diào)控，也可通過次流加熱系統(tǒng)對次流進行加熱。

1.3 風洞總體方案及技術(shù)參數(shù)

變密度平面葉柵風洞示意如圖1 所示。風洞為下吹引射式總體布局，由主進氣管路、進氣調(diào)壓系統(tǒng)、穩(wěn)定段、收縮段、1#亞聲速試驗段、2#超聲速試驗段、排氣收集器、三級引射器、小孔排氣段（圖中未畫出）、抽吸系統(tǒng)、次流系統(tǒng)等組成。試驗前，通過改變?nèi)~柵試驗件額線與風洞來流軸線之間的夾角實現(xiàn)試驗件進口氣流角的調(diào)節(jié)。試驗運行時，經(jīng)過干燥處理的中壓氣源空氣經(jīng)進氣調(diào)壓系統(tǒng)、穩(wěn)定段、噴管段進入試驗區(qū)域，通過三級引射系統(tǒng)、小孔排氣段進入排氣消聲塔排入大氣。試驗過程中，通過三級引射器系統(tǒng)和進口調(diào)壓系統(tǒng)來調(diào)節(jié)葉柵試驗的來流總壓和出口背壓，進而改變試驗馬赫數(shù)和雷諾數(shù)。

圖1 變密度平面葉柵風洞輪廓圖Fig. 1 Sketch of the various density plane cascade wind tunnel

本文設計的變密度平面葉柵風洞是目前國內(nèi)尺寸最大的平面葉柵試驗設備，葉柵展弦比調(diào)節(jié)范圍寬，可在不開展端壁抽吸的情況下有效減少擴壓葉柵端壁角區(qū)的分離流動，提高中間測試截面流動的二維性，其主要技術(shù)參數(shù)如表1 所示。風洞試驗馬赫數(shù)?雷諾數(shù)包線如圖2 所示，其中pt為穩(wěn)定段總壓。由圖可見，風洞具備較強的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)調(diào)節(jié)能力。風洞試驗段截面高度達445 mm，可充分利用高度優(yōu)勢在試驗件上排布足夠數(shù)量的葉片，有利于提高柵前流場的周期性[21]。風洞圓盤可在0°～180°范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，可覆蓋航空發(fā)動機和燃氣輪機葉輪機常用氣流角。

表1 風洞主要技術(shù)參數(shù)Table 1 Main technical parameters of the wind tunnel

圖2 風洞馬赫數(shù)–雷諾數(shù)試驗包線Fig. 2 Ma-Re test envelope of the wind tunnel

2 風洞主要部段設計

2.1 進氣調(diào)壓系統(tǒng)

風洞總壓在5～300 kPa 范圍內(nèi)可調(diào)，試驗雷諾數(shù)模擬范圍橫跨兩個數(shù)量級。風洞流量調(diào)節(jié)范圍廣，空風洞條件下主流最小流量可低至0.48 kg/s，最大可達57 kg/s。模型狀態(tài)下，受試驗件堵塞影響，最小流量會進一步降低，這對進氣調(diào)壓系統(tǒng)的氣動設計和調(diào)節(jié)精度提出了苛刻的要求。為兼顧高低流量工況調(diào)節(jié)的試驗需求，進氣調(diào)壓系統(tǒng)采用了雙調(diào)壓閥并行結(jié)構(gòu)（圖3），配備一個大口徑主調(diào)壓閥和一個小口徑輔助調(diào)壓閥。其中，主調(diào)壓閥采用環(huán)狀縫隙閥，閥門特性曲線線性分布較好，可預測性強，主要用于高雷諾數(shù)、大流量試驗工況；輔助調(diào)壓閥采用Fisher 套筒閥，主要用于低雷諾數(shù)、小流量試驗工況。雙閥組合可實現(xiàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)全試驗工況連續(xù)調(diào)節(jié)，總壓控制精度達到0.3%的國軍標要求。

圖3 進氣調(diào)壓系統(tǒng)簡圖Fig. 3 Sketch of the inlet pressure regulating system

2.2 半柔壁噴管

半柔壁噴管是實現(xiàn)變密度平面葉柵風洞超聲速流場快速更換的重要保障。與以往超聲速固壁噴管相比，半柔壁噴管的更換效率更高，同時避免了噴管頻繁更換造成的階差問題。與全柔壁噴管相比，半柔壁噴管的長度更短、結(jié)構(gòu)簡單、控制簡潔[22]，可實現(xiàn)最大試驗馬赫數(shù)以內(nèi)的連續(xù)變化。

半柔壁噴管在變密度平面葉柵風洞上的應用主要解決了以下3 個問題：1）在不同試驗馬赫數(shù)工況下，柔性壁板與噴管固定喉道塊不會產(chǎn)生集中彎矩，保證了型面曲率的連續(xù)性；2）通過合理設計支撐位置和數(shù)量，實現(xiàn)氣動型面與彈性曲線的良好匹配，獲得了優(yōu)良的流場品質(zhì)；3）采用全密封設計方案，增設密封腔室，減小流道內(nèi)外氣流壓差，提高了柔性壁板運動密封性，實現(xiàn)了試驗艙內(nèi)低壓試驗運行。噴管型面采用連續(xù)曲率半撓性壁設計方法，采用附面層修正進行優(yōu)化設計，并在成型過程中開展剛?cè)狁詈蟿恿W分析，優(yōu)化噴管型面參數(shù)，最后形成如圖4 所示的二元多支點半柔壁噴管及型線分布。圖中Ln表示噴管長度，x/Ln和y/Ln分別表示無量綱尺寸。

圖4 半柔壁噴管結(jié)構(gòu)示意圖及型線分布Fig. 4 Sketch of the part flexible nozzle and shaped lines

2.3 試驗艙

變密度平面葉柵風洞試驗艙主要分為試驗艙駐室和內(nèi)部試驗段（圖5）。試驗艙駐室包裹住內(nèi)部試驗段，并與其后方的排氣收集器緊密相連。該設計可以隔絕試驗段出口氣流和大氣，在確保密封性的條件下提高引射器引射效率，快速降低試驗段壓力；同時，可減小試驗段內(nèi)流道與駐室的壓差，降低探針移測機構(gòu)密封結(jié)構(gòu)的設計難度。

圖5 試驗艙三維結(jié)構(gòu)圖Fig. 5 Sketch of the test chamber

在氣動設計上，為獲得更好的流場品質(zhì)、更高的試驗效率和引射效率，將試驗段同噴管段、排氣收集器進行一體化設計，綜合考慮試驗段位置與噴管出口距離、試驗件葉片數(shù)、展弦比、氣流可排通性、背壓等多個影響因素，優(yōu)化試驗艙及排氣收集器型線分布，獲得試驗馬赫數(shù)為0.6 時的主要氣動型面及流場馬赫數(shù)（Maf）預測，如圖6（a）所示。圖6（b）為超聲速平面葉柵試驗段區(qū)域的流場馬赫數(shù)模擬圖，進一步驗證了試驗段的氣動設計結(jié)果。

在結(jié)構(gòu)設計方面，為實現(xiàn)試驗段對絕大部分葉柵的結(jié)構(gòu)適應性和氣動參數(shù)（如氣流攻角、來流均勻性、試驗馬赫數(shù)、軸向速度密流比等）的調(diào)控功能，采用電機驅(qū)動圓盤圓弧齒條轉(zhuǎn)動來實現(xiàn)試驗段葉柵氣流角的調(diào)節(jié)。采用4 組電動推桿驅(qū)動噴管和壁板進行高度方向的聯(lián)動調(diào)節(jié)；采用1 組電動推桿實現(xiàn)壁板水平長度方向的調(diào)節(jié)，同時壁板擴開段可在小角度范圍內(nèi)變化實現(xiàn)擴開角調(diào)節(jié)，有利于試驗段核心區(qū)域內(nèi)高品質(zhì)氣流偏角的實現(xiàn)。試驗段共設計了8 條抽吸支路，可獨立控制每條抽吸支路的壓力，具備同時對柵前附面層、柵板端壁、上/下駐室等位置進行抽吸調(diào)節(jié)的能力。風洞中設計了湍流發(fā)生器的安裝位置，為模擬高湍流度葉輪機葉柵通道的內(nèi)部流動提供了必要條件。

2.4 三級引射器

引射器通過高壓氣體流經(jīng)噴嘴后形成的高速流引射另一支路的低壓氣體，并進行能量交換和物質(zhì)摻混，使被輸運低壓氣體壓力降低。引射器是變密度平面葉柵風洞實現(xiàn)馬赫數(shù)和雷諾數(shù)大范圍獨立調(diào)節(jié)的關(guān)鍵部件。

為了滿足風洞所有運行工況的需求并確保風洞具有良好的運行效率，采用三級串聯(lián)的多噴嘴等面積混合引射器進行氣動設計，如圖7 所示。該引射器在常壓風洞試驗時并不工作，僅作為試驗段氣流的排出通道；在變雷諾數(shù)、低雷諾數(shù)、超聲速葉柵試驗時，引射器啟動并提供試驗段低壓環(huán)境。三級引射器的主要技術(shù)參數(shù)如表2 所示，表中py為單級引射器的引射壓力，m 為單級引射器流量（文中流量均指質(zhì)量流量），May為單級引射器引射馬赫數(shù)，pb為單級引射器啟動時獲得的試驗段壁面靜壓。為了獲得更佳的引射性能和效率，氣動設計過程中優(yōu)化了引射器各級的增壓比分配和閥門空間布局，評估了主流加熱對引射器引射效率的影響，開展了引射器內(nèi)外壓結(jié)構(gòu)強度、穩(wěn)定性和共振特性的計算評估，并預先開展了多級閥門的聯(lián)合控制試驗策略研究，確保引射器系統(tǒng)安全穩(wěn)定運行。

圖7 三級引射器輪廓圖Fig. 7 Sketch of the three stages injector

表2 三級引射器主要技術(shù)參數(shù)Table 2 Main technical parameters of the three stages injector

3 流場調(diào)試及典型葉柵試驗結(jié)果

對變密度平面葉柵風洞進行了詳細的流場調(diào)試，包栝風洞分系統(tǒng)調(diào)試、空風洞流場調(diào)試以及變雷諾數(shù)平面葉柵性能試驗。

3.1 風洞性能及流場調(diào)試結(jié)果

風洞密封性和壓力調(diào)節(jié)能力是開展變雷諾數(shù)試驗的基礎。在空風洞流場情況下，關(guān)閉主氣流調(diào)壓閥進行引射抽吸密封性試驗，試驗艙壓力可低至1 kPa 以下，表明風洞穩(wěn)定段、試驗艙、噴管段、排氣收集器等部段密封性良好。進一步測試主流閥門開啟情況下的三級引射器抽吸能力，結(jié)果表明試驗馬赫數(shù)在1.8 以下時均可實現(xiàn)5 kPa 靜壓，馬赫數(shù)為0.5 時靜壓可低于2 kPa。

圖8、9 分別為采用氣動探針測量地面壓力（96 kPa）和高空壓力（10 kPa）下的流場馬赫數(shù)和氣流角分布，試驗馬赫數(shù)為0.8。風洞試驗段高445 mm、寬190 mm。圖中H 為風洞高度方向，L 為風洞寬度方向，ps為靜壓。統(tǒng)計流場核心區(qū)域的馬赫數(shù)標準差和平均氣流角可知，地面和高空壓力狀態(tài)下的流場馬赫數(shù)標準差不超過0.005，平均氣流角不大于0.3°，滿足國軍標《低速風洞和高速風洞流場品質(zhì)要求》（GJB 1179A—2012），可用于風洞試驗[23]。

圖8 試驗段不同寬度位置流場馬赫數(shù)分布（Ma=0.8）Fig. 8 Flow field mach number distributions in different width positions

圖9 不同寬度位置流場氣流角分布（Ma=0.8）Fig. 9 Flow field flow angle distributions in different width positions

3.2 典型平面葉柵試驗結(jié)果

變密度平面葉柵風洞模型狀態(tài)下的試驗驗證采用UKG030.3 壓氣機葉柵[24]和VKI?RG 渦輪葉柵[25]，重點介紹與試驗流場品質(zhì)相關(guān)的柵前來流均勻性、尾跡周期性和典型工況葉片表面壓力分布情況，驗證變密度平面葉柵風洞開展平面葉柵試驗的能力。

圖10（a）為UKG030.3 壓氣機葉柵在設計馬赫數(shù)為0.6 時，不同弦長雷諾數(shù)狀態(tài)下的柵前壁面等熵馬赫數(shù)Ma1is（壁面等熵馬赫數(shù)計算如式（1）所示）分布；圖10（b）為VKI?RG 渦輪葉柵在出口平均馬赫數(shù)為0.8 左右時，不同弦長雷諾數(shù)狀態(tài)下的柵前壁面等熵馬赫數(shù)分布。圖10 中S 表示柵距比例，為葉柵柵距的倍數(shù)。由圖10 可知：無論是壓氣機葉柵還是渦輪葉柵，均能在至少4 個葉柵通道范圍內(nèi)維持比較均勻的來流壁面靜壓，表明在不同雷諾數(shù)狀態(tài)下葉柵進口流場均勻性良好。

圖10 柵前壁面等熵馬赫數(shù)分布Fig. 10 Isentropic mach number distributions among the front pitch

式中：pt為總壓，ps為靜壓，k 為比熱比；當靜壓選取為柵前壁面靜壓ps1時，對應壁面等熵馬赫數(shù)即為柵前壁面等熵馬赫數(shù)Ma1is；當ps選取為葉片表面靜壓時，對應壁面等熵馬赫數(shù)即為葉片表面的等熵馬赫數(shù)Mais。

圖11 為UKG030.3 壓氣機葉柵地面狀態(tài)試驗（Ma=0.6 工況）和VKI?RG 渦輪葉柵不同雷諾數(shù)狀態(tài)2 個柵距方向的尾跡區(qū)域氣流角分布情況，圖中β2為出口氣流與葉型軸向方向夾角，i 為氣流攻角。由圖11 可知：壓氣機和渦輪葉柵柵后尾跡周期性明顯；壓氣機葉柵在較大正攻角和較大負攻角時均能維持較好的參數(shù)周期性；渦輪葉柵尾跡參數(shù)在弦長雷諾數(shù)小于1.0×105時依然能維持較好的周期性，體現(xiàn)出風洞對流場的良好調(diào)控能力。同時，隨著雷諾數(shù)的降低，葉柵尾跡深度、尾跡寬度均在增加，表明葉片表面附面層在發(fā)生較大變化，甚至已產(chǎn)生了流動分離現(xiàn)象，可見雷諾數(shù)是影響葉柵性能的一個重要參數(shù)，需要進一步研究。

圖11 柵后氣流角分布Fig. 11 Flow angle distributions among the rear pitch

圖12 為UKG030.3 壓氣機葉柵、VKI?RG 渦輪葉柵表面等熵馬赫數(shù)與國外試驗數(shù)據(jù)的對比情況。由于缺少國外高空試驗數(shù)據(jù)，圖12 均為地面試驗數(shù)據(jù)。圖中AVDR表示軸向密流比，B 表示弦長，x/B 表示弦長比例；DLR 表示德國宇航院，RG 表示馮·卡門流體力學研究所；GO 表示德國宇航院哥廷根葉片風洞，BS 表示德國宇航院布倫瑞克葉片風洞。由圖12 可知，變密度平面葉片風洞試驗數(shù)據(jù)與國外風洞試驗數(shù)據(jù)總體吻合較好。壓氣機葉柵表面等熵馬赫數(shù)數(shù)據(jù)與國外試驗數(shù)據(jù)差異很小，軸向密流比數(shù)據(jù)差異處于可接受范圍內(nèi)（由于UKG030.3葉柵設計點未開展端壁抽吸試驗，該差異主要由試驗件展弦比不同導致）。VKI?RG 葉柵表面等熵馬赫數(shù)試驗數(shù)據(jù)均在各風洞試驗數(shù)據(jù)范圍內(nèi)，數(shù)據(jù)可靠性高。

圖12 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布Fig. 12 Isentropic mach distributions of the blade surfaces

4 結(jié) 論

為滿足先進航空渦扇發(fā)動機葉輪機部件設計和研制過程中對變雷諾數(shù)平面葉柵試驗的需求，中國空氣動力研究與發(fā)展中心采用三級引射器、半柔壁噴管技術(shù)以及獨創(chuàng)的試驗艙設計技術(shù)完成了變密度平面葉柵風洞的氣動設計，并開展了流場調(diào)試等工作，獲得主要結(jié)論如下：

1）變密度平面葉柵風洞實現(xiàn)了寬范圍內(nèi)的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)獨立調(diào)節(jié)，驗證了“下吹引射式”總體設計方案的可行性。試驗結(jié)果表明：設計馬赫數(shù)范圍以內(nèi)均可實現(xiàn)試驗段壁面靜壓5 kPa 壓力水平，試驗雷諾數(shù)可低至3.1×105m–1，低雷諾數(shù)試驗能力強。

2）風洞流場調(diào)試結(jié)果表明：空風洞流場馬赫數(shù)和氣流角參數(shù)滿足葉柵試驗需求，地面（96 kPa）和高空（10 kPa）壓力狀態(tài)下流場馬赫數(shù)標準差不超過0.005，平均氣流角不超過0.3°，滿足國軍標流場品質(zhì)要求。模型狀態(tài)下柵前來流均勻性和柵后尾跡參數(shù)周期性良好，標準模型典型工況葉片表面等熵馬赫數(shù)與國外試驗數(shù)據(jù)吻合較好，試驗數(shù)據(jù)可靠性高。