来源：国家农业智能装备工程技术研究中心   作者：唐青，陈立平，张瑞瑞，徐曼，徐刚，张斌

      摘要：针对固定翼农用飞机所搭载航空喷头施药雾滴分布研究的需要，该文依照低湍流度风洞设计原理设计了IEA—I型高速风洞。该风洞型式为直流开口式，主要由动力段、过渡段、扩散段、稳定段、收缩段及试验段等部分组成，风洞总体尺寸为9．8 mxl．2 mxl．8m(长X宽×高)；动力段选用离心风机；扩散段为小角度扩散，扩散角50；稳定段采用六角形蜂窝器和9层阻尼网组合设计；收缩段缩比10．24；试验段截面直径为300 mm。该文采用热线风速仪，皮托管和高速PIV系统测定了风洞试验段气流品质，试验结果表明：试验段风速7．6—98 rrds连续可调，气流紊流度小于1．0％，试验段风场均匀度小于O．4％，平均气流偏角小于0．20，气流动压稳定系数小于2．0％，归一化轴向静压梯度小于0．02。该风洞能模拟固定翼农用飞行器作业飞行条件，为进一步研究航空喷头的参数优化提供试验平台。


      关键词：设计；流场；试验；风洞；航空；植保
  
      0.引言


      在航空植保作业过程中，飞行器喷洒的农药雾滴随气流运动，沉积于非目标区域的现象，称为雾滴飘移。农药雾滴的飘移问题一直是农业工程领域重点关注的问题之一【1】。影响农药雾滴飘移的因素有许多，如液滴在空气中的运动特性12-31，喷洒流量，喷头类型闻，驱动压力醐，环境因素[51等。为解决这些问题，美国环保部提出了飘移减少技术的草案同，其中的重要组成部分就是弄清实际作业中航空喷头的喷雾粒径分布，并建立相应的数据库。


      要研究航空喷头作业过程中的喷雾粒径分布情况，主要手段有理论分析，数值模拟和风洞试验等。理论分析能够根据喷头结构，管道压力，剪切强度等条件，推导出液滴破碎形成的粒径范围。但其很难获得具体作业条件下的雾滴分布情况181。数值模拟手段对于大量不同粒径的雾滴和空气的相互作用和运动规律的计算能力仍显不足[91。
  
      而风洞试验能够模拟真实飞行环境，准确控制风速风向等参数，试验重复性好，对建立航空喷头雾滴粒径分布数据库十分有利。


      目前，美国农业部农业航空研究中心已建成了一座用于研究航空喷头雾滴粒径分布的航空施药风洞USDA．ARS high speed wind tunneltl2D。澳大利亚昆士兰大学也有类似的航空施药风洞【1l】。中国目前针对地面植保机械及无人直升机等作业中的雾滴飘移现象也已经进行了大量研究工作陋瑚，南京农机所已建成适用于雾滴飘移研究的NJS一1型植保低速风洞【lq。但国内尚缺乏针对固定翼农业航空飞行器专用喷头开展试验研究的高速风洞设备。因此，本文在国外同类风洞设计方案的基础上进行流场品质改良，设计了IEA．I型高速风洞，用于农业航空喷头雾滴粒径，速度分布规律等方面的研究。


      1. IEA—I型风洞设计目标


      目前在低速风洞设计领域，主要存在回流式风洞和直流式风洞2种形式。回流式风洞的优势在于风机所受背压较小，能量利用率高，容易获得更低的湍流度和更好的流场品质。但其存在占地面积大，结构复杂，成本高以及流场易被示踪物质污染等缺陷。直流式风洞优势在于占地面积小，结构较简单，建设成本低及流场不易被示踪物质污染。


      由于本风洞设计目的是为了研究固定翼飞行器施药雾滴粒径及速度分布规律，而直流开口下吹式风洞有利于试验用雾滴飘出室外，减小污染，因此较为符合我们的设计目标。但同时，直流开口下吹式风洞如果设计风速较高，则会在风洞出口产生很大背压，很难采用流场品质较好，但输出背压较低的轴流式风机作为驱动装置。因此一般适合采用离心式风机作为驱动气源。例如美国农业部USDA—ARS的HSWT航空植保风洞最高设计风速达98 m／s，即采用离心式风机作为驱动气源。如图1所示。
  

图1 美国农业部USDA—ARS的HSWT航空植保风洞示意图|121

      但离心式风机输出流动并不稳定，流量脉动很大，这将导致风洞试验段来流湍流度较高，流场品质较差。仍以USDA．ARS的HSWT航空植保风洞为例，其将稳定段设计于风洞收缩段之后，优点是减小了稳定段尺寸和重量，但缺点是难以减小试验段来流湍流度，总体流场品质较低。该风洞出口尺寸为300mmx300mm的矩形，出口风速达6．7～98 m／s，但并没有发布相关流场品质的校测数据。


      综合考虑以上因素之后，作者最终选用直流开口式风洞。为使设计的风洞能真实复现固定翼飞机喷雾作业的主要特征，并在可控试验条件下开展雾滴粒径及速度分布特性的定量化研究，IEA．I型风洞主要设计要求为：1)试验段风速6．7～98 m／s连续可调，风速范围满足固定翼农用飞机作业速度范围；2)试验段流场均匀度小于0．4％；3)试验段气流湍流度小于1．0％；4)动压脉动量小于2．00,4。5)归一化轴向静压梯度小于0．02；6)平均气流偏角小于0．20；7)风机最高功耗不超过75 kW。本文拟在采用离心式风机作为驱动气源的条件下，通过合理设计的稳定段及收缩段，尽可能减小风洞试验段来流湍流度，使风洞达到设计流场品质。


      2. IEA．I型风洞设计方案


      本试验所用风洞位于北京市农林科学院小汤山精准农业示范基地。风洞由离心风机，方转圆段，软连接，渐扩段，稳定段，收缩段等主要部件构成，总长度约7．8 m。其中离心风机可提供8(DOPa的出口背压，能够支持直流开口式风洞达到98 m／s的出口风速。风洞洞体总长度6．334111，其中方转圆段能够将风机段的矩形出口转换为圆形出口，便于与下游部件对接。软连接的作用是将风机和风洞洞体的震动隔开，避免因为风洞洞体振动导致的气流扰动，渐扩段的作用是将动力段出口流动平缓的导人稳定段，并避免使其产生分离。稳定段内部通过安装蜂窝器，阻尼网等整流装置，起到均匀气流的作用。收缩段起到加速气流和减小气流扰动的作用。该风洞实物图如图2所示。

  

图2 IEA—I高速风洞实物图

  
      该风洞整体侧视剖面图，图注及相关尺寸标注见图3，其中稳定段内的阻尼网及蜂窝器等的详细安装尺寸参见图4。
  

图3 IEA．I高速风洞结构图

  
      该风洞的主要技术指标如表l所示。
  

表1 IEA—I高速风洞技术指标

  
      2．1动力段设计


      2．1．1风机选型


      动力段在低速风洞的设计中占有非常重要的地位，动力段输出气流品质的好坏将直接对风洞性能产生影响。风洞的动力段驱动风机类型一般有离心式与轴流式两种。离心式风机风压大、紊流度高；轴流式风机轴向动压平稳、风压小¨可。由于本文设计的IEA．I型风洞为高速直流式开口型风洞，出口风速较高，所需气流风压达5 000 Pa以上，考虑到沿程损失，所需风机出口风压更大。如果采用轴流式风机作为驱动，则所需风机功率过大。综合考虑能效比，lEA—I型高速风洞动力段选用离心式风机。


      2．1．2参量计算


      风洞试验段截面尺寸和风洞的设计风速确定之后，风机风量计算如式：
  
         Q=V*S。(1)


      风洞最高速度秽=98 m／s，风洞试验段直径300 mm，截面积S=0．0707 m2，风机流量Q=6．93 m3／s。根据计算结果，我们选用美国Chicago公司生产的离心风机，其额定转速3 000 r／min，流量25 161 m孤，最高转速3 600 r／min，并配套75 kW的变频电机一台，通过ABB变频器调节电机转速。由于离心风机出口为矩形，须利用方转圆段将风机出口转为圆形，并利用软连接将动力段和风洞洞体隔开，避免风机振动传导到风洞洞体，引起洞体结构的振动。软连接材料采用尼龙布和螺旋形金属框架结构组成，外包金属防护材料。
  
      2．2渐扩段设计


      由于风机出口直径相对稳定段直径来说较小，因此需要在风机出口和稳定段入口之间设置一渐扩段，为防止流动分离，流体从较细的动力段进入较粗的稳定段过程中，其扩张角度一般为5～8。Iml。
渐扩段造成的流动压力损失系数可按下式计算 :

      式中D，为渐扩段入口直径，m；D：为渐扩段出口直径，m；A为渐扩段平均阻力系数；Re为渐扩段平均雷诺数；or为渐扩段扩张角。
  
      本风洞扩散段平均雷诺数
     
  
      2．3稳定段设计


      依文献『19—201分析，为了破碎旋涡，导顺和拉匀气流，减弱尖跳流动。且主要是减少湍流的横侧分量，传统大孔径蜂窝器对减少湍流度作用不大。本风洞采用不锈钢材料制成的小孔型蜂窝器．选择孔型为正六边形，当量直径为10mm。孔深10倍孔型当量直径(100am o依照文献f211，在蜂窝器出口下游150 mm处增设了一层细丝阻尼网，开度比约600／6。在该层阻尼网下游我们共设置了8层阻尼网，阻尼网的设置方案遵循两点原则：


      1)阻尼网之间间隔和阻尼网丝径选择合理，阻尼网丝径d，对应雷诺数Rej<60，阻尼网间距L>500 d|2JJ。由于丝径过大会导致流体通过阻尼网丝产生较强的圆柱绕流尾涡，因此以丝径为特征长度的雷诺数不能超过圆柱绕流的临界雷诺数。而阻尼网之间需要留出足够距离使上游阻尼网丝产生的尾流扰动完全耗散。


      2)阻尼网目数选取需要遵循适当规律。一般来说上游阻尼网的丝径要大于下游阻尼网，其目数相应也会少于下游阻尼网。另外两层目数较少的阻尼网组合效果会好于一层目数较多的阻尼网120l。综合以上规律，我们最终选择两层18目，两层24目，两层30目和两层48目阻尼网沿流向排列。


      最后一层48目阻尼网下游还需要留出一定的旋涡衰减距离L>02D(D为稳定段出口处的当量直径)。本风嗣设计时预留漩涡衰减距离L=03 m。稳定段剖面及内部构造见图4。

图4稳定段截面和内部构造

  
      2．4收缩段设计


      收缩段是低湍流度风洞中至关重要的部分，其中收缩曲线的选取十分关键。大的收缩比可以使试验段的气流均匀．收缩段的性能主要取决于收缩比与收缩曲线。收缩比C为收缩段入口与出口面积之比，即稳定段与试验段面积之比，其大小决定了试验段气流紊流度、均匀性及风洞能量比等。为保证风洞出口流场品质，一般风洞收缩段面积比不小于4。


      lEA．I型高速风洞的收缩段出口直径为D=300 mm，收缩段人口直径为960 mm，收缩比为C=10．24，能够将稳定段内扰动降低一个数量级。考虑收缩效果，收缩段长度一般不短于稳定段直径，取￡=1 m。常见的几种收缩曲线包括维辛斯基曲线、双3次曲线、5次方曲线和多轴维辛斯基曲线122]。比较这几种曲线可以知道．维辛斯基曲线进口处收缩快，后部收缩缓慢，出口速度较均匀．但因进口处收缩太快．会出现一个明显的逆压梯度．而双3次曲线和5次方曲线进口处收缩较平滑，无逆压梯度现象的出现。本风洞设计时采用5次方曲线设计收缩段壁面型线。控制方程如下：

      式中R为收缩段流向不同截面半径，mm；C为收缩比；￡为收缩段长度，mm；X为收缩段流向位置，mm；D为收缩段出口直径，mm。其余系数参考侯志勇等人提出的公式【2l】。设计完成的收缩段曲线如图5所示，左侧为收缩段入口处半径480 mm，右侧为收缩段出口处半径150 mm。
  

  
      3.IEA—I型风洞流场品质测试


      风洞试验段气流品质的优劣将直接决定风洞试验的效果。因此该风洞设计建设完成后，于2015年7月在小汤山国家精准农业示范基地农业航空施药试验室进行了试验段流场品质校测试验。主要校测指标为试验段风速，试验段中心区湍流度，流场均匀度，平均气流偏角，动压稳定性和轴向静压梯度等。


      3．1试验段风速及湍流度测定


      试验采用TSI公司IFA300型热线风速仪对风洞流速进行标定测量，同时通过所测数据计算风洞湍流度指标。热线探针布置于风洞试验段中心线，位于收缩段出口外200 mm处。符合国军标GJBl067—1991对于开口式风洞流场品质测量范围为出口直径70％区域的要求I翌I，热线风速仪布置如图6所示。
  

  
      通过调节控制离心风机转速的ABB变频器输出频率，利用热线风速仪测量相应输出风速，即可实现对风洞运行风速的标定，并同时获得相应风速下的流场湍流度指标。
  

表2不同频率下的试验段风速和中心区湍流度

  

  
      从表2中提取电机频率和试验段风速，绘制其相关曲线，如图7所示。
  

      从图7中可以看出，风洞试验段风速和风机频率成良好的线性正比关系，符合风机性能特性，其相关曲线为Y=0．58x+0．13，决定系数R2=0．9678。试验段最高风速可达98 m／s，满足设计指标。


      从图8可见，风洞湍流度随着试验段风速增加成增加趋势。风洞总体运行湍流度水平小于l％。在10～70一s风速范围内，湍流度均保持在0．5％以下。由于固定翼农用飞行器的喷洒作业高度一般低于5 m，位于大气边界层内部，其来流湍流度约5％。因此IEA．I型高速风洞的设计湍流度足够达到模拟真实飞行环境湍流度的要求。
  

  

  
      在风洞风机入口处利用癸二酸二异辛酯DEHS(Di(2．ethvlhexyl)sebacate)粒子发生器产生直径约1微米的示踪粒子，通过高频CMOS相机拍摄获取风洞收缩段出口处的速度场，对200张瞬态速度场进行平均后，提取平均速度剖面并以此评估风洞流场均匀度。以89 IIl／s风速状态为例，该状态下通过PIV计算获得的试验段平均速度场见图10。可以看出该风洞流场十分均匀，速度范围集中在90m／s左右。
  

  
      从图10中截取距离收缩段出口100mm外，沿试验段宽度方向的平均速度剖面，绘制沿试验段宽度方向的速度剖面图，如图11所示。
  

  
      最后统计不同风速条件下，收缩段出口平均速度沿试验段宽度方向的变异系数，如图12所示。
  

      可以看出，在不同风速条件下，该风洞试验段风速的空间变异系数均保持在0．4％以下水平。风洞流场均匀度良好。


      3．3风洞平均气流偏角


      一般来说，测定风洞试验段平均气流偏角需要采用校验模型，通过正反安装后分别测定模型零升迎角的方式来获得平均气流偏角。


      由于我们已经能够通过高速PIV计算出试验段的平均速度场，因此本文采用直接从速度场中提取气流偏角并对其进行空间平均的方式来求得试验段的平均气流偏角。仍以89m／s风速状态为例，其局部气流偏角分布如图13所示。
  

  
      我们通过截取距离收缩段出口100 mm外，沿试验段宽度方向的局部气流偏角剖面，并进行平均来获得试验段的平均气流偏角。最终计算出风洞试验段在不同速度条件下的平均气流偏角如图14所示。
  

      可以看出，在不同风速条件下，该风洞试验段的平均气流偏角均保持在0．20以下水平。风洞流场的方向性良好。


      3．4风洞动压稳定性测量


      我们将L型皮托管布置于风洞收缩段出口外100 mm处，测量示意图见图15。皮托管的总压孑L和静压孔均通过软管连接于Scanivalve压力扫描阀。压力扫描阀采集的数据被数据采集系统记录并读取。
  

  
      压力扫描阀的采样频率为7．8 Hz，采样时间60 s。通过公式：
  

  
      计算风洞动压稳定性系数。其中口一为采样时间内动压峰值，Pa；q油为采样时间内动压谷值，Pa；不同频率下的动压稳定性系数钾见表3。
  

表3不同频率下的动压稳定性系数

  

  
      从表3可以看出，风洞在各个频段内，其运行的动压稳定性均保持在2％以下，满足设计要求。


      3．5风洞轴向静压梯度测量


      由于本风洞为直流开13式风洞，其在轴向上的有效试验区域范围需要进行标定。因此我们采用皮托管沿轴向移动的方式确定风洞的轴向静压梯度。测量范围为风洞收缩段出口0～460 mm范围，测点间距为20 mm。我们将收缩段出口200 mm处静压PC设为参考点静压。各点静压系数：
  

      式中ε为皮托管静压孔修正系数，q为参考点动压，Pa；P为各点总压，Pa。模型区轴向静压梯度由下式计算获得：

      其中石。为第i个测点距离试验段入口距离，ei为第i个测点的静压系数，m为测量点数。用试验段长度三归一化后的轴向静压梯度为：

      不同风速条件下，归一化后的轴向静压梯度见表4。
  

表4不同频率下轴向静压梯度(长度归一化)

  

      从上表可见，该风洞在收缩段出口0-460 mm范围以及设计风速范围内，其归一化轴向静压梯度均小于0．02。


      4.结论


      1)针对固定翼农用飞行器航空植保作业环境，设计并建成了IEA．I型高速风洞，主要用于航空喷头喷雾粒径分布和速度分布的测量和标定。


      2)该风洞结构为直流开口式，试验段直径为300 mm，最大风速可达98 m／s，风机功率75 kW，能够模拟高速飞行的农用植保固定翼飞机作业条件并进行相关喷雾试验。


      3)IEA．I型高速风洞风速和湍流度均采用IFA一300热线风速仪进行测量。测量结果显示试验段风速和变频器频率变化成线性相关关系，其相关曲线为v：0．5‰+0．13，决定系数R2=0．967 8。其湍流度在全部风速范围内均小于1．0％。


      4)IEA—I型高速风洞动压脉动量和轴向静压梯度采用皮托管配合压力扫描阀进行测量。其动压脉动量在全部风速范围内均小于2．00,6，归一化轴向静压梯度均小于0．02。


      5)IEA．I型高速风洞流场均匀度和平均气流偏角均采用高速PIV计算平均速度场后提取。可以看出在不同风速范围内风速变异系数均小于0．4％，平均气流偏角均小于0．o。