7°尖錐高超聲速邊界層轉捩紅外測量實驗

2020-03-29 13:05:36陳久芬張慶虎解福田許曉斌張毅鋒

實驗流體力學 2020年1期

陳久芬, 凌崗,*, 張慶虎, 解福田, 許曉斌, 張毅鋒

(1. 中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所, 四川綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發展中心計算空氣動力研究所, 四川綿陽 621000)

0 引言

隨著高超聲速飛行器的發展，因邊界層轉捩造成流動狀態改變而引起的摩阻和熱流增加問題非常突出。精確預測邊界層流動狀態改變引起的氣動力/熱特性變化，提高飛行器的操控特性和熱防護性能愈發重要。邊界層轉捩對流動馬赫數、雷諾數、姿態角、自由流擾動、壁面粗糙度、壁面溫度、幾何形狀等十分敏感，轉捩機制十分復雜。飛行器的外形、彈道和姿態不同，出現的邊界層轉捩問題也不盡相同。由于邊界層轉捩機制和影響因素的復雜性，經過半個多世紀的研究，高超聲速邊界層轉捩的預測和控制問題至今仍然沒有被很好地解決，邊界層轉捩仍然是制約高超聲速技術突破的基礎科學問題之一，是當前國際學術研究的熱點與難點[1-2]。

風洞實驗是研究高超聲速邊界層轉捩的重要手段之一，與飛行試驗相比，具有成本低、可重復、邊界層流動信息測量精細的優勢，可以細致地研究流動參數、幾何參數對邊界層轉捩過程和轉捩位置的影響，是驗證穩定性理論、分析轉捩機制、構造轉捩模型和經驗公式的主要數據來源，文獻[3-4]指出高超聲速風洞實驗在可以預見的將來仍是研究高超聲速邊界層轉捩不可或缺的方法。

圓錐幾何外形簡單，易于加工安裝，能反映大多數邊界層轉捩現象，是高超聲速邊界層轉捩研究的典型外形。從20世紀60年代開始，圓錐就成為高速邊界層轉捩研究的主要外形，國外開展了大量實驗研究，例如Muir、Stetson、Grossir、Juliano、Horvath等分別對半錐角5°、7°和8°圓錐開展了轉捩測量實驗[5-11]，獲得豐富的轉捩位置規律和邊界層不穩定性特性。Grossir等[7]運用熱電偶測熱數據研究了頭部鈍度對半錐角7°錐模型轉捩位置的影響，結果表明增加頭部鈍度對邊界層有很強的穩定效應。Juliano等[8-10]在H2K風洞中開展了馬赫數7、半錐角7°模型邊界層轉捩實驗，測量手段包括紅外熱圖和高頻壓力傳感器，研究了不同雷諾數和不同頭部鈍度對邊界層轉捩的影響規律。Horvath等[11]在NASA蘭利研究中心的20 inch馬赫數6下吹式高超聲速風洞中，以熱電偶測量壁面熱流研究了半錐角5°圓錐的迎角、雷諾數、壁面溫度和鈍度等對轉捩位置的影響，獲得了圓錐子午線轉捩位置變化規律。

國內在高超聲速邊界層轉捩實驗研究方面起步較晚，近幾年開展了一些初步工作。畢志獻等[12]在M6炮風洞中采用薄膜熱流傳感器研究了迎角和鈍度對5°圓錐邊界層轉捩位置的影響規律。張傳鴻等[13]在M6靜音風洞中采用PCB壓力傳感器測量了裙錐邊界層中的第二模態不穩定波幅頻特性，采用瑞利散射技術獲得了邊界層中的擾動波圖像。柳森等[2]在中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)彈道靶開展了錐-柱-裙模型邊界層轉捩特性自由飛實驗研究，采用激光陰影成像技術，獲得了邊界層轉捩和湍流邊界層發展的圖像。常雨等[4]在CARDC的FD-14A 激波風洞開展了5°鈍錐的邊界層轉捩實驗研究，獲得了馬赫數、單位雷諾數和迎角對鈍錐邊界層轉捩位置的影響規律。

與國外豐富的實驗研究相比，國內還沒有開展完整、系統的參數影響規律研究，難以為穩定性理論驗證、轉捩機制分析、轉捩模型和經驗公式構造提供數據支撐。另外，盡管高超聲速圓錐邊界層轉捩風洞實驗研究已經開展了數十年，多數風洞實驗都得出了“單位雷諾數增大，轉捩位置前移；迎角增大，迎風面轉捩后移、背風面轉捩前移；鈍度增大，轉捩先后移再前移”的一般性規律，但這些實驗幾乎都沒有考慮自由流噪聲對轉捩的影響，在轉捩參數研究上存在一定的缺陷。不管是何種情況下的轉捩，背景擾動影響都十分重要。轉捩本身是一個過程，其形成過程與外界擾動有關，并敏感地依賴于外界擾動[1]。對邊界層轉捩而言，自由流噪聲和馬赫數、雷諾數一樣，都是影響轉捩位置和過程的重要參數。地面常規風洞噪聲水平遠高于真實飛行環境噪聲，通常風洞實驗測量的轉捩位置比真實飛行要提前，一個主要影響因素就是來流噪聲水平高。

為了獲得完整、系統的參數影響規律并深入研究轉捩機制，有必要開展不同流動條件下的來流噪聲測量，并針對圓錐外形進一步開展詳細的邊界層轉捩風洞實驗研究。我們在中國空氣動力研究與發展中心的Φ1 m高超聲速風洞中對半錐角7°圓錐模型開展了高超聲速邊界層轉捩實驗，包括轉捩位置紅外熱圖測量實驗和邊界層不穩定波PCB測量實驗，同時測量了自由流噪聲，給出了尖錐紅外熱圖測量結果，開展了變雷諾數、迎角和馬赫數的邊界層轉捩規律，獲得了噪聲風洞條件下邊界層轉捩位置隨流動參數變化的基本規律，為邊界層轉捩機理研究、物理模型驗證、轉捩數據庫構建和轉捩天地相關性的建立等提供基礎風洞實驗數據。

1 實驗設備及測量方法

1.1 風洞

實驗在CARDC的Φ1 m高超聲速風洞(見圖1)M4～8支路上進行。該風洞是一座暫沖吹吸式高超聲速風洞，配備了出口直徑為1 m、名義馬赫數Ma∞=4～8的型面噴管，通過變更噴管改變實驗段氣流馬赫數，具有實驗模型尺度大、模擬參數范圍較寬等特點，模擬高度為20～60 km(不同馬赫數對應的模擬高度不同)。同時風洞配備了用于測熱實驗的快速送進機構，以滿足瞬態測熱實驗的要求。當模型質量(含支桿)100 kg、送進距離700 mm時，快插到位并穩定的時間不大于0.3 s。

圖1 Φ1 m高超聲速風洞

1.2 紅外測量方法

由于邊界層內湍流區的熱交換強度明顯高于層流區，在轉捩區域會出現非常明顯的溫度突變，可通過測量模型表面溫升或者熱流得出轉捩區域的位置。紅外測量技術具有不破壞模型表面即可直觀觀察到整個加熱面溫度變化情況的優點，使得它在大面積轉捩測量中有巨大的發展潛力，更適合三維復雜轉捩陣面的捕捉。

實驗采用的紅外熱像儀主要技術指標為：光譜范圍：8～9.4 μm；探測器規格：640 pixel×512 pixel；采樣頻率：50 Hz；溫度測量精度：±1 ℃或±1 %。

2 實驗模型及實驗狀態

實驗模型為7°半錐角圓錐(見圖2)，模型理論長度L=800 mm，底部直徑D=196.46 mm，頭部半徑Rn=0.05 mm。模型由2部分組成，采用可更換結構，頭部為金屬，錐體為聚四氟乙烯。金屬頭部理論長度為165 mm，非金屬段長度為635 mm。模型尾部設計有模型姿態測量平臺，可以測量模型的實際迎角。模型通過尾支桿轉接安裝到快速送進機構上，當風洞流場參數穩定后，模型從流場外迅速投放到流場中心，實驗結束后模型退出流場，風洞關車。由于高超聲速氣流會對模型產生氣動加熱效應，會改變模型表面的溫度邊界條件，為保證不同實驗車次中模型表面溫度不變，每車次運行后都要引入環境空氣自然冷卻模型。

圖2 實驗模型

在常規噪聲風洞條件下研究了不同自由流單位雷諾數、迎角和馬赫數對邊界層轉捩位置的影響規律。雷諾數和馬赫數影響規律在0°迎角下開展，單位雷諾數Re∞=(0.49～2.45)×107/m，變迎角影響規律實驗在單位雷諾數Re∞=1.0×107/m來流條件下開展，迎角α=-10°～10°。風洞實驗狀態和流場參數分別見表1和2。

表1 實驗狀態Table 1 Test conditions

表2 流場參數Table 2 Parameters of flow field

表2給出了根據尖錐最上游PCB脈動壓力傳感器測量的均方根脈動壓力值p＇以及根據該均方根脈動壓力值評估的流場噪聲水平?？梢钥闯?，在不同的馬赫數和不同的雷諾數下，風洞的壓力脈動幅值和噪聲水平相差較大。馬赫數Ma∞=6，來流總壓分別為1.10和2.82 MPa時，流場噪聲水平基本一樣，但是壓力脈動幅值卻相差一倍。

3 實驗結果

邊界層轉捩起始位置通常選取由層流過渡到湍流時的溫升最低點或層流與轉捩區溫升曲線延長后的交點作為轉捩起始點，本文采用前一種方法估計轉捩起始位置，轉捩結束位置根據溫升最高點判斷。

3.1 不同來流馬赫數實驗

針對尖錐模型在迎角α=0°條件下進行不同來流馬赫數轉捩影響實驗，考慮了3組馬赫數Ma∞=5、6和7，對應的來流單位雷諾數分別為Re∞=0.96×107、1.0×107和1.09×107/m。由于不同馬赫數采用不同風洞噴管，來流雷諾數參數調節有一定偏差，馬赫數7時比馬赫數5時約大15%。

圖3給出了3個馬赫數下的模型表面溫升紅外熱圖，馬赫數從上到下依次為5、6和7。圖4為中心線上的溫升比較。表3給出了邊界層轉捩的起始位置、結束位置及轉捩雷諾數，其中xT1為轉捩起始點坐標(以模型理論尖點為原點),xT2為轉捩結束位置坐標。轉捩起始位置依次為x=400、300和260 mm，對應的轉捩雷諾數為RexT=4.0×106、3.0×106和2.8×106/m，隨著馬赫數增大轉捩前移，轉捩雷諾數減小。

圖3 模型表面溫升分布(Re∞=1.0107/m)

通常，在馬赫數4以上時，隨著馬赫數增加，可壓縮效應等因素會導致邊界層更加穩定，轉捩位置推遲，轉捩雷諾數增大。但本次實驗結果卻相反，初步分析認為，由于3組馬赫數對應的來流雷諾數略有差異，馬赫數越高單位雷諾數越高，最大相差約15%，而且馬赫數越大自由流噪聲水平越高(見表2)，最大相差約一倍，這兩方面的因素對轉捩有促進作用，對高馬赫數下轉捩提前和轉捩雷諾數變小有貢獻。

圖4 中心線溫升(Re∞=1.0107/m)

表3 尖錐表面轉捩位置測量結果(不同來流馬赫數)Table 3 Test results of transition position

3.2 變雷諾數實驗

變雷諾數實驗在迎角α=0°,來流馬赫數Ma∞=6條件下開展，包括4組來流雷諾數:Re∞=0.49×107、0.72×107、1.0×107和2.45×107/m。

圖5為模型表面溫升分布，從上到下雷諾數依次增大。圖6為壁面溫升沿子午線變化曲線。自由來流單位雷諾數Re∞=0.49×107/m時，轉捩起始點位于x=600 mm處，在模型尾部x=800 mm處轉捩過程仍未完成。來流雷諾數Re∞=0.72×107/m時，轉捩起始點前移到x=420 mm處，結束點位于x=620 mm處。Re∞=1.0×107/m時，轉捩起始點位于300 mm處，結束點位于500 mm處。Re∞=2.45×107/m時，轉捩位置十分靠前，由于模型頭部(x≤165 mm)是金屬材料，不能獲得紅外熱圖測量結果，因此轉捩起始點位置可能比x=165 mm處更靠前; 轉捩結束點位于x=270 mm處?？梢钥吹?，隨來流雷諾數的增加，轉捩位置從下游逐步向上游前移，轉捩過渡區域也逐漸變短。

表4給出了邊界層轉捩的起始位置及轉捩雷諾數，其中xT1為轉捩起始點坐標(以模型理論尖點為原點),xT2為轉捩結束位置坐標?？煽吹綄τ诩忮F模型，迎角α=0°時，轉捩雷諾數基本保持不變，RexT≈3.0×106。

關于單位雷諾數對轉捩雷諾數是否有影響的爭論一直沒有停止。有少部分風洞實驗觀測到單位雷諾數對轉捩雷諾數的確沒有明顯影響[14-15]。但是，更多的常規風洞實驗、靜音風洞實驗和飛行試驗結果顯示單位雷諾數對捩雷諾數有影響，甚至有較大影響[ 4,16-18]。本次實驗結果表明，在不同的單位雷諾數條件下，轉捩雷諾數變化不大。這與多數常規風洞實驗結果有差別，可能與不同單位雷諾數下風洞流場噪聲水平不同有關。

圖5 模型表面溫升分布

圖6 中心線溫升

表4 模型表面轉捩位置測量結果(變雷諾數)Table 4 Test results of transition position

3.3 變迎角實驗

在馬赫數Ma∞=6、單位雷諾數Re∞=1.0×107/m條件下開展了不同迎角的轉捩陣面測量，迎角α=±2°、±4°、±6°、±10°。由于紅外相機安裝在模型上方，負迎角時測量面為迎風區，正迎角時測量面為背風區。

圖7為模型迎風面隨迎角增加時表面溫升分布圖，從上到下迎角依次為α=-2°、-4°、-6°、-8°和-10°。圖8為迎風區中心線上的溫升變化。可以看到，有迎角后轉捩陣面形狀發生顯著改變，迎風區靠中心線附近轉捩位置相對兩側區域明顯后移，中心線區域轉捩是由Mack模態引起，兩側區域轉捩位置比較靠前，主要是由邊界層橫流失穩引起。迎角增大，迎風區兩側轉捩位置變化不大，但中心線處轉捩位置明顯后移；當迎角增大到α=-8°時，轉捩位置已經移出模型之外(中心線上沒有觀察到轉捩)；迎角增大到α=-10°時，中心線處發生“轉捩逆轉”的現象，轉捩位置前移到x≈700 mm的位置處。目前，關于轉捩逆轉現象還沒有找到確切的原因，初步推測是因為大迎角條件下，迎風面邊界層變薄，使得轉捩對壁面粗糙度更為敏感，導致轉捩提前。

圖7 模型迎風面溫升分布(Rn=0.05)

圖8 迎風中心線溫升(Rn=0.05)

圖9為模型背風區隨迎角增加時表面溫升分布圖，圖10為背風區中心線上溫升變化，圖11為轉捩雷諾數隨迎角的變化關系(α/θc為迎角與圓錐半錐角的比值)，表5為轉捩測量結果?？梢钥吹剑筹L區轉捩陣面變化規律和迎風面明顯不同，背風區靠中心線附近相對兩側區域轉捩位置更加靠前，即中心線處先轉捩。隨著迎角增大，背風區中心線轉捩位置前移，在α=4°以后中心線轉捩前移出測量區域(中心線上為全湍流)，在非金屬段前緣x=165 mm處轉捩已經完成。根據穩定性理論，背風區中心線轉捩機理與迎風區不同，可能是第一模態不穩定波或者流向渦失穩引起，兩側轉捩主要由橫流不穩定性引起[1]，需要結合穩定性分析、數值計算和實驗結果共同研判。隨著迎角增大，背風區由于邊界層增厚熱流值減小。當迎角α=10°時，背風區兩側熱流出現了條紋結構。分析認為，當迎角大于半錐角時，背風面可能出現低溫低密度(接近真空)區域和流動分離，熱流和摩阻不再顯著，導致背風面出現低熱流條帶。圖12為數值計算的α=4°和10°背風區壁面極限流線。α=4°時背風區沒有出現分離線，而α=10°時兩側出現分離線，其位置與紅外熱圖中的低熱流條帶接近。