雷諾數對旋成體表面脈動壓力特性的影響

王娜, 高超, 肖虹

(西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室, 陜西 西安 710072)

雷諾數對旋成體表面脈動壓力特性的影響

王娜, 高超, 肖虹

(西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室, 陜西 西安 710072)

為進一步研究雷諾數對旋成體表面脈動壓力特性的影響,進行了旋成體表面脈動壓力測量試驗。測量了沿旋成體軸向14個特征點的脈動壓力,獲得旋成體表面軸向測壓點的脈動壓力系數和聲壓級。最后,總結了在不同馬赫數條件下,雷諾數變化對脈動壓力系數和聲壓級的影響。

脈動壓力; 雷諾數; 脈動壓力系數; 聲壓級

0 引言

飛行器繞流的湍流邊界層、分離、激波振蕩、燒蝕、燃燒等復雜流動現象,會導致飛行器表面局部區域誘導出隨機的動態壓力,產生較大的壓力脈動。而脈動壓力的強度和頻率顯著影響飛行器結構的動態載荷特性,通常會造成結構顫振,尤其是接近與低階模態的頻率范圍時,可能導致飛行器結構疲勞甚至破壞[1-2]、縮短使用壽命、降低系統可靠性。另外,脈動壓力是飛行氣動噪聲的主要來源,而噪聲對飛行儀器和飛行員生理健康非常不利[3]。因此,研究飛行器表面脈動壓力對于結構強度設計極為重要。

對脈動壓力的系統研究始于20世紀60年代,并開展了大量的對飛行器脈動壓力分布的研究,主要有單純壓縮拐角和后臺階等試驗模型。對壓縮拐角處的壓力脈動的研究包括壓縮拐角的變化以及雷諾數對激波邊界層的影響。文獻[4]采用細長旋成體和二維壓縮面兩種模型,研究了雷諾數的變化對流動分離的影響,結果顯示,流動分離起始的位置幾乎不受雷諾數變化的影響。文獻[5]采用不同尺寸的NACA0020翼型研究了雷諾數變化對脈動壓力的影響,結果表明,雷諾數較大時能量衰減的速度較快。但該方法需要不同尺寸的模型進行驗證,成本較大,并未得到廣泛的應用。文獻[6]研究了子彈頭頭部連接楔形體模型的激波與平板邊界層干擾問題,并通過楔形角來改變激波角從而調節激波強度。結果表明:激波角一定時,馬赫數對脈動壓力的影響不大;當雷諾數Re≥3×105時,雷諾數對脈動壓力的影響減小。這些研究工作普遍集中在單純研究壓縮拐角、后臺階等試驗模型,對于連續經過壓縮拐角、后臺階以及膨脹拐角的細長旋成體的表面脈動壓力分布的細致研究較少。

本文在國內首次開展了通過連續變化總壓實現雷諾數連續變化的旋成體表面脈動壓力測量試驗。對旋成體模型在雷諾數連續變化的條件下(雷諾數范圍為5×105～2×106),進行了亞、跨聲速狀態下旋成體表面脈動壓力的精細測量,獲得了旋成體表面測點沿軸向的脈動壓力系數,研究了雷諾數對旋成體表面脈動壓力的影響。

1 試驗風洞

試驗在西北工業大學翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室的NF-6風洞進行,該風洞是目前國內第一座增壓連續式跨聲速高雷諾數風洞。總壓范圍為50～550 kPa;試驗馬赫數范圍為0.2～1.2。風洞有兩個可供使用的試驗段——3 m×0.4 m×0.8 m的二元試驗段和3 m×0.8 m×0.6 m的三元試驗段。該風洞由一臺AV90-2二級軸流壓縮機驅動,形成一個在較長時間內連續的均勻試驗段流場,實現高速風洞“連續式”運轉[7]。

2 模型與設備

2.1 試驗模型

試驗模型材料為45#鋼,頭部為鈍頭體的幾何軸對稱旋成體。該旋成體分為圓拱形頭部、圓錐段和圓柱段三部分,圓錐段由兩個斜率不同的圓錐組成。沿外形子午線軸向設置了14個測點,分別稱作壓縮區、臺階區以及膨脹區,在測點5前方形成后臺階區。試驗模型及測點分布如圖1所示。

圖1 試驗模型及測點分布Fig.1 Test model and testing points distribution

2.2 試驗儀器與設備

脈動壓力試驗在NF-6風洞的三元試驗段進行。采用KulitteXCL-100動態壓力傳感器測量脈動壓力,傳感器直徑為2.38 mm,測壓孔孔徑為3.5 mm,傳感器表面外包彈性塑料套,采用表面齊平方式安裝。該傳感器頻響大于400 kHz,量程為172 kPa,線性誤差小于±0.1%FS。為了保證傳感器的精度,試驗中選取旋成體底部壓力為參考壓力,動態壓力傳感器測量旋成體表面的脈動壓力分布。測試儀器采用成都華太VXI-12016高速同步數據采集器,信號頻帶寬度DC～300 kHz。試驗中每個通道的采樣頻率為200 kHz,采樣長度為256×1024,采樣時間為1.31072 s。

3 試驗結果與分析

通過連續改變總壓實現雷諾數連續變化進行旋成體表面脈動壓力的測量。試驗條件為Ma=0.4,0.5,0.6,0.7;迎角范圍為-5°～5°;基于旋成體模型底部直徑的雷諾數范圍為5×105～2×106。

3.1 雷諾數變化對脈動壓力系數的影響

圖2給出了迎角α=0°條件下,當Ma=0.4，0.6和0.7時，脈動壓力系數隨雷諾數變化曲線。圖中,橫坐標x/L表示單位長度模型測壓孔的相對位置;實線表示旋成體輪廓線。

圖2 脈動壓力系數隨雷諾數變化的曲線Fig.2 Fluctuating pressure coefficient changing with the Reynolds number

可以看出,相同馬赫數條件下,脈動壓力系數總體上隨雷諾數的增大而減小、隨馬赫數的增加而降低。脈動壓力系數在旋成體的壓縮拐角、后臺階區、膨脹拐角處出現峰值之外,在后臺階后的再附點下游也出現了脈動壓力系數峰值。后臺階區上游脈動壓力系數受到雷諾數變化的影響較小,而后臺階再附點下游雷諾數對脈動壓力系數的影響隨馬赫數的增大逐漸減弱,表明雷諾數的效應減弱。其中,后臺階再附點下游的脈動壓力系數受到雷諾數的影響最為明顯:Ma=0.4時,雷諾數增大7×105,脈動壓力系數減小0.008;Ma=0.7時,雷諾數增大8.5×105,而相應位置的脈動壓力系數減小0.003。

3.2 雷諾數變化對聲壓級的影響

脈動壓力的大小用聲壓等級衡量,本文分析了旋成體的全通聲壓級,它是衡量真實旋成體脈動壓力環境的重要全局指標。圖3給出了在迎角α=0°條件下,當Ma=0.4，0.5，0.7時,聲壓級隨雷諾數的變化曲線。

圖3 聲壓級隨雷諾數的變化曲線Fig.3 Fluctuating sound pressure level changing with the Reynolds number

可以看出,聲壓級總體上位于140～162 dB范圍之內。馬赫數不變的條件下,隨著雷諾數的增高,聲壓級也逐漸增大,旋成體流向的聲壓級總體上受到雷諾數變化的影響不大;隨著馬赫數的增加,聲壓級范圍逐漸升高。從量值上來看,在各馬赫數條件下,雷諾數變化影響最大的位置位于后臺階處,而且在相同雷諾數變化的條件下,隨著馬赫數的增大,聲壓級增量逐漸減小。

4 結論

(1)脈動壓力系數總體上隨馬赫數的增加而降低。脈動壓力系數除在旋成體的壓縮拐角、后臺階區、膨脹拐角處出現峰值外,在后臺階后的再附點下游也出現了脈動壓力系數峰值。

(2)脈動壓力系數隨馬赫數的增大雷諾數效應減弱;在相同的馬赫數條件下,脈動壓力系數隨雷諾數的增大而減小,隨雷諾數的增大再附點下游脈動壓力系數增量減小。

(3)隨馬赫數的增加,聲壓級逐漸升高;隨雷諾數的增高,聲壓級也逐漸增大,后臺階再附點下游聲壓級增量減小。

[1] 王娜,高超.旋成體脈動壓力特征的試驗研究[J].實驗流體力學,2010,24(1):30-35.

[2] 李周復.風洞特種試驗技術[M].北京:航空工業出版社,2010:418-442.

[3] Stoker R W,Gutierrez R,Larssen J V,et al.High Reynolds number aeroacoustic testing in NASA’s national transonic facility(NTF) [R].AIAA-2008-838,2008.

[4] Settles G S,Bogdonoff S M,Vas I E.Incipient separation of supersonic turbulent boundary layer at high Reynolds numbers[J].AIAA Journal,1976,14(1):50-56.

[5] Goody M C,Simpson R L.An experimental investigation of surface pressure fluctuations beneath two and three-dimensional turbulent boundary layers[R].AIAA-99-0608,1999.

[6] Efimtsov B M,Kozlovand N M,Anderson A O.Wall pressure fluctuations in the interaction region of shock and boundary layer[R].AIAA-2005-801,2005.

[7] 郝禮書,喬志德,郗忠祥.AV90-2軸流壓縮機漏油問題的分析研究[J].潤滑與密封,2009,34(1):97-103.

InfluenceofReynoldsnumberonthesurfacefluctuatingpressurecharacteristicsforrotatedbody

WANG Na, GAO Chao, XIAO Hong

(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, NWPU, Xi’an 710072, China)

In order to study the influence of the Reynolds number on the characteristics of fluctuating pressure for rotated body, test is conducted for the measurement of fluctuating pressure on the missile surface. Fluctuating pressures of the 14 axial feature points along the rotated body were measured, and the fluctuating pressure coefficient and the sound pressure level of the axial feature points along the model surface. Finally, this paper summarized the influence of the change of Reynolds number on fluctuating pressure coefficient and the sound pressure level at different Ma.

fluctuating pressure; Reynolds number; fluctuating pressure coefficient; sound pressure level

V211.7

A

1002-0853(2013)05-0455-03

2013-01-19;

2013-06-03; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-08-21 18:48

國家973計劃項目資助(61355)

王娜(1984-)，女，甘肅酒泉人，博士研究生，研究方向為雷諾數效應對飛行器氣動性能的影響。

(編輯：李怡)