激波風洞邊界層強制轉捩試驗研究

李 強，張扣立，莊 宇，趙金山

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所，綿陽 621000)

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激波風洞邊界層強制轉捩試驗研究

李 強，張扣立，莊 宇，趙金山

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所，綿陽 621000)

針對升力體模型設計了渦流發(fā)生器，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)Φ2 m激波風洞上開展風洞試驗，研究了高超聲速邊界層強制轉捩問題。試驗來流名義馬赫數(shù)分別為10、12，單位雷諾數(shù)分別為2.4×106/m、2.1×106/m，模型攻角10°。試驗中應用鉑薄膜熱流傳感器技術和溫敏熱圖(TSP)技術測量了模型表面熱流，證明渦流發(fā)生器實現(xiàn)了模型邊界層強制轉捩，使Φ2 m激波風洞擁有了模擬高馬赫數(shù)低雷諾數(shù)湍流邊界層的能力。試驗結果表明,不同形狀不同高度渦流發(fā)生器對邊界層完全轉捩成湍流后的熱流影響不明顯，由此可提出一種新的激波風洞試驗方法，即利用渦流發(fā)生器開展相同來流條件下不同邊界層流態(tài)對模型表面熱流等邊界層參數(shù)分布影響的試驗研究。

激波風洞；渦流發(fā)生器；強制轉捩；湍流模擬

0 引 言

激波風洞等大型地面氣動熱環(huán)境模擬試驗設備，由于受到風洞運行參數(shù)的制約，對飛行條件的模擬受到較大限制。而風洞模型長度相對較短，某些條件下模型表面邊界層無法轉捩形成湍流，或者無法在需要的位置轉捩形成湍流，導致風洞試驗無法模擬飛行器表面邊界層流動狀態(tài)。為了能準確地將高超聲速飛行器風洞試驗結果外推到全尺寸飛行器，就需要利用邊界層轉捩裝置強迫形成湍流流動，使高超聲速邊界層按可控和可預測的方式轉捩。前期的一些CFD計算工作發(fā)現(xiàn)，層流流態(tài)條件下，升力體方向舵舵軸迎風面熱流比湍流流態(tài)條件高，這與迎風大面積區(qū)域熱流分布規(guī)律相反。分析認為導致這種現(xiàn)象的原因可能是相同來流條件下，方向舵位置處的層流邊界層比湍流邊界層薄，因而進入方向舵縫隙的氣流速度更高。為了在風洞試驗中復現(xiàn)這一現(xiàn)象，首先需要解決相同來流條件下，實現(xiàn)模型表面層流和湍流邊界層模擬。這需要在較低單位雷諾數(shù)流場條件下，通過強制轉捩控制裝置，將模型表面層流邊界層強制轉捩為湍流邊界層。

目前風洞試驗中采用較多的強制轉捩裝置[1-4]是被動控制裝置，主要通過采用增加模型壁面粗糙度和安裝渦流發(fā)生器的方式，使有限尺寸模型表面邊界層強制轉捩，以實現(xiàn)地面風洞設備按照需求對湍流流動狀態(tài)的模擬。近幾年在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所Φ2 m激波風洞(FD-14A)中，開展了一系列的強制轉捩試驗，采用增加模型壁面粗糙度和安裝渦流發(fā)生器的方式，在風洞試驗來流單位雷諾數(shù)1×107/m條件下，使模型表面邊界層轉捩位置提前。考慮到很多文獻[5-9]都提到粗糙元高度是影響強制轉捩的關鍵因素，為了在激波風洞更低單位雷諾數(shù)流場條件下，使模型表面層流邊界層強制轉捩為湍流邊界層，本文采用渦流發(fā)生器作為強制轉捩裝置。

近些年來，吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展非常迅速，由于其采用的吸氣式超燃發(fā)動機要求氣流在進入進氣道前形成湍流，因此高超聲速邊界層強制轉捩試驗技術得到了深入的研究。美國的Berry等[2]、Borg等[10]、Schneider等[11]，在20inM6風洞、31inM10風洞、M6靜音風洞等風洞設備上對Hyper-X、X- 43和X-51A飛行器模型前體進行了高超聲速邊界層控制方法研究，采用了鉆石型(包括圓柱型)和斜坡型(包括不同參數(shù)的變形)渦流發(fā)生器作為強制轉捩控制裝置。國內(nèi)的戰(zhàn)培國等[1]、戰(zhàn)培國[12]和趙慧勇等[13]對吸氣式高超聲速飛行器進氣道強制轉捩問題及風洞試驗情況作了比較系統(tǒng)的研究，發(fā)表了綜述性的文章。趙慧勇等[14]在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所Φ0.5 m高超聲速風洞(FL-31)、趙俊波等[15]在中國航天空氣動力技術研究院Φ0.5 m高超聲速風洞(FD-07)分別對超燃進氣道邊界層強制轉捩進行了研究，都獲得了比較好的試驗效果。

上述試驗大多是在常規(guī)高超聲速風洞較低馬赫數(shù)流場條件下，針對進氣道壓縮面平面區(qū)域開展強制轉捩試驗研究工作。本文在脈沖型設備激波風洞高馬赫數(shù)低雷諾數(shù)流場條件下，針對升力體弧面區(qū)域開展強制轉捩試驗研究，研究渦流發(fā)生器的強制轉捩特性。

1 渦流發(fā)生器強制轉捩原理

渦流發(fā)生器依據(jù)粗糙元誘導邊界層轉捩，影響粗糙元強制轉捩效果的因素非常多，包括粗糙元的高度、外形和間距，另外馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、模型攻角、來流噪聲、壁面溫度、逆壓梯度、壁面結構特征等因素也會對粗糙元強制轉捩效果帶來影響。粗糙元對高超聲速邊界層轉捩影響的研究工作持續(xù)了超過50年，目前仍然是國際上的研究熱點。并且以渦流發(fā)生器為代表的粗糙元研究結果，已經(jīng)被成功應用到吸氣式高超聲速飛行器上。但是目前對粗糙元誘導轉捩的物理機理仍未完全研究清楚，沒有統(tǒng)一完整的解釋。國內(nèi)外研究粗糙元誘導強制轉捩機理的文獻很多，下面挑選部分典型的文獻來說明粗糙元強制轉捩機理問題。

Schneider[16]認為粗糙元在強制轉捩過程中的作用為粗糙元會在尾跡區(qū)產(chǎn)生流向渦結構和不穩(wěn)定剪切層，流向渦可能通過一些失穩(wěn)機制發(fā)展，也可能通過感受性機理，與聲波或者來流的其他擾動相互作用進而發(fā)展出失穩(wěn)波。文獻[2,17-20]認為在粗糙元上游會形成反向旋轉的渦對，下游會形成不穩(wěn)定尾跡渦和側邊的馬蹄渦結構，尾跡中的渦結構和剪切層相互作用而導致邊界層轉捩。流向渦對邊界層的失穩(wěn)和轉捩過程十分重要，它通常對應于瞬態(tài)增長不穩(wěn)定機制，因此很多研究[21-22]認為粗糙元引發(fā)的邊界層轉捩是由瞬態(tài)增長引起的旁路轉捩。而Merkle等[23]認為，粗糙元對基本流的改變以及其自身提供的擾動在轉捩中占據(jù)主導作用。另外，文獻[24]提到，粗糙元的外形對轉捩效果影響不大，這也是本文通過風洞試驗所驗證的結果。

國內(nèi)近幾年對粗糙元誘導強制轉捩機理也開展了很多研究工作[25-29]，基本都認為粗糙元尾跡流向渦與剪切層的相互作用是強制轉捩的主要機理，并且還分析了鉆石型和斜坡型粗糙元誘導轉捩機理的異同點。天津大學周恒院士等[30]認為，渦流發(fā)生器這種大粗糙元引發(fā)的旁路(bypass)轉捩，是由于大粗糙元下游產(chǎn)生的流向渦旋，其作用可能與流向條帶類似，會導致某種二次不穩(wěn)定，由此引發(fā)某些能快速增長的不穩(wěn)定波，這些波會修正平均流剖面，使得其線性穩(wěn)定性特征發(fā)生有利于更多T-S波產(chǎn)生并快速增長的變化，并形成一種正反饋的作用而導致轉捩。

圖1 斜坡型粗糙元尾跡的紅外、油流、升華法顯示圖[18]Fig.1 Infra-red, oil and sublimation visualization of ramp roughness wake[18]

在試驗研究方面，除了引言中所提到的試驗，Tirtey等[17-18]對鉆石型、斜坡型、圓柱型及圓球形粗糙元繞流流場，采用數(shù)值計算、紅外熱圖顯示、油流顯示、升華法顯示等方法，進行了對比研究。如圖 1所示，試驗結果顯示了粗糙元上游的反向旋轉渦對及下游尾跡流向渦情況，以及尾跡中反向旋轉渦對相互吸引與交互作用、邊界層分離與再附，并完成轉捩的情況，其中紅外熱圖結果證實了分離區(qū)的低熱流以及再附后完成轉捩。Danehy等[19]和Danehy等[20]采用一氧化氮激光誘導熒光(Planar laser induced fluorescence,PLIF)技術測量了馬赫數(shù)10高超聲速條件下半球形和圓柱形兩種粗糙元的尾跡流動結構。Wheaton等[31]在普渡大學靜音風洞馬赫數(shù)6試驗條件下測量了圓柱型粗糙元尾跡不穩(wěn)定波的發(fā)展情況。

2 試驗設備及流場條件

2.1 試驗設備及測量手段

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所Φ2 m激波風洞(FD-14A)上開展，其由內(nèi)徑為150 mm，高壓段、低壓段長度分別為9 m和18 m的激波管和相應的噴管、試驗段、真空箱組成，其型面噴管出口直徑為1.2 m。風洞試驗氣體為氮氣，采用氫氣或氫氣和氮氣混合氣體驅動，驅動壓力目前可達50 MPa。通過更換喉道或噴管可獲得不同的來流馬赫數(shù)，通過調(diào)節(jié)高低壓段的壓力可獲得不同的雷諾數(shù)，實現(xiàn)不同的模擬環(huán)境。目前該風洞所能模擬的馬赫數(shù)范圍是6～16，雷諾數(shù)范圍是2.1×105～6.7×107m-1，試驗段的橫截面積是2.6 m×2.6 m，試驗的有效時間為4～18 ms。

試驗所采用的測量手段有點式鉑薄膜熱流傳感器技術、紋影技術、溫敏熱圖技術。對邊界層流態(tài)的判斷主要依靠點式鉑薄膜熱流傳感器技術[32]，其依據(jù)是邊界層流態(tài)由層流轉捩為湍流后，氣體向壁面?zhèn)鳠嵩鰪?，壁面熱流升高，而這一變化可根據(jù)單點熱流時變特性及沿流向熱流分布特性識別出來。采用紋影技術顯示渦流發(fā)生器尾跡流場結構，以觀察其對邊界層的擾動情況。采用溫敏熱圖技術[32]可定性顯示渦流發(fā)生器下游流向渦形成的條帶結構。

2.2 試驗模型及流場條件

采用的升力體示意圖如圖 2所示，渦流發(fā)生器安裝在模型迎風面距頭部x/L=0.32位置。取鉆石型粗糙元中心點連線與模型迎風中心線交點為基準點，以表1中設計流場的參數(shù)計算了該基準點處法向速度分布(見圖 3)，選取速度分布圖中第一個拐點處對應的Y值為邊界層厚度值(4.5 mm)。以該數(shù)值為基準，設計了三種渦流發(fā)生器構型，分別為2.0 mm高度、4.5 mm高度鉆石型以及4.5 mm高度斜坡型渦流發(fā)生器(見圖 4)。

圖2 升力體示意圖Fig.2 The lifting body model

為了檢驗渦流發(fā)生器對激波風洞中模型邊界層強制轉捩的效果，選取激波風洞高馬赫數(shù)低雷諾數(shù)流場條件，以確保在無渦流發(fā)生器時模型表面邊界層為層流流態(tài)，選取的試驗流場參數(shù)如表1所示。模型攻角為10°，側滑角0°。需要說明的是，這兩個試驗流場的單位雷諾數(shù)，逼近Φ2 m激波風洞兩個馬赫數(shù)條件下的下限單位雷諾數(shù)。當流場單位雷諾數(shù)在1.0×107/m以上時，Φ2 m激波風洞中模型邊界層比較容易轉捩。因此在設計試驗方案時，預計表1的設計流場能保證模型表面邊界層為層流流態(tài)，但風洞試驗結果表明，迎風面中心線后部區(qū)域測點在該流場條件下開始轉捩，邊界層處于轉捩過渡狀態(tài)。為了保證模型表面邊界層為層流流態(tài)，為了驗證渦流發(fā)生器對低雷諾數(shù)流場的強制轉捩效果，選取的試驗流場如表1所示的兩個高馬赫數(shù)低雷諾數(shù)流場，圖 3表明了兩個試驗流場中基準點處法向速度分布與原設計流場相差不大。

流場參數(shù)設計流場試驗流場Ma10Ma10Ma12總壓P0/MPa11．555．6610．09溫度T0/K98213481471馬赫數(shù)Ma∞9．959．7011．82單位雷諾數(shù)Re∞/m-18．5×1062．4×1062．1×106邊界層厚度δ/mm1．012．843．12k/δ(k=4．5mm)-1．581．44k/δ(k=2．0mm)-0．700．64

圖4 三種渦流發(fā)生器Fig.4 Three kinds of vortex generators

文獻[2,14,33]中在Ma6～Ma10流場條件下，在進氣道壓縮面或平板模型表面安裝了渦流發(fā)生器，其誘導轉捩的有效高度所對應的k/δ值大致為0.67～1.73。對于該δ值，是以99.5%總焓來定義邊界層厚度，如表1所示基準點處邊界層厚度值，Ma10試驗流場δ=2.84 mm，Ma12試驗流場δ=3.12 mm，4.5 mm高度渦流發(fā)生器對應的k/δ值分別為1.58和1.44，2 mm高度渦流發(fā)生器對應的k/δ值分別為0.70和0.64。對比上述風洞試驗所采用的渦流發(fā)生器，考慮到本文試驗中模型外形、來流條件、模型攻角等因素的差異，本文選取的渦流發(fā)生器高度比較合適。

2.3 計算方法

為了計算中心線邊界層參數(shù)，預測試驗條件下的流場結構和氣動熱，本文采用計算流體力學(Computational fluid dynamics,CFD)數(shù)值方法進行了計算分析。采用的計算軟件是中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所自主研發(fā)的AHENS并行計算軟件。該軟件采用有限體積方法，求解三維坐標系下的N-S方程組[34]，氣體模型為完全氣體。在采用有限體積方法對控制方程組進行空間離散時，通過對網(wǎng)格控制體單元內(nèi)的無黏通量與黏性通量進行積分來實現(xiàn)空間離散。對控制方程進行積分，結合Gauss定理，可得：

(1)

3 試驗結果與分析

試驗獲得了比較理想的結果，驗證了渦流發(fā)生器的強制轉捩效果。下面針對鉑薄膜熱流傳感器技術、紋影技術和溫敏熱圖技術獲得的試驗結果，分別進行討論分析。

圖 5給出了模型迎風面中心線測點在無渦流發(fā)生器、2.0 mm鉆石型、4.5 mm鉆石型、4.5 mm斜坡型渦流發(fā)生器作用下的熱流測量結果，以及無渦流發(fā)生器時層流和湍流條件下迎風面中心線熱流計算結果，可見計算結果與試驗結果吻合較好。邊界層流態(tài)由層流轉捩到湍流，流體的動量和能量輸運能力增強，體現(xiàn)在氣動熱上即是使得物面熱流明顯升高。由圖 5可知，兩個流場條件下無渦流發(fā)生器時，迎風中心線測點熱流呈現(xiàn)單調(diào)降低的趨勢，邊界層流動為層流，計算結果與試驗結果相符。對于存在渦流發(fā)生器的情況，圖 5(a)中，來流馬赫數(shù)為10，在x/L=0.32之前，中心線測點邊界層為層流；x/L=0.32～0.55之間，測點受渦流發(fā)生器的影響，熱流逐漸增加，邊界層流動處在轉捩過渡區(qū)；在x/L=0.55之后，熱流趨于平穩(wěn)并逐漸降低，邊界層完全轉捩為湍流，熱流峰值為轉捩開始之前熱流值的2.9倍；在轉捩過渡區(qū)，2.0 mm鉆石型和4.5 mm鉆石型渦流發(fā)生器引起的測點熱流爬升速度不一致，但在邊界層完全轉捩成為湍流之后，兩種情況下的熱流值相當。圖 5(b)中，來流馬赫數(shù)為12，在x/L=0.32之前，中心線測點邊界層為層流；4.5 mm高度渦流發(fā)生器引起的轉捩過渡區(qū)較長，在x/L=0.32～0.55之間；2.0 mm渦流發(fā)生器引起的轉捩過渡區(qū)較短，在x/L=0.32～0.36之間很快完成轉捩。4.5 mm高度渦流發(fā)生器在x/L=0.55之后，邊界層完全轉捩為湍流，熱流峰值為轉捩開始之前熱流值的2.9倍；2.0 mm高度渦流發(fā)生器在x/L=0.36之后，邊界層為湍流，熱流峰值為轉捩開始之前熱流值的1.67倍。相同高度的4.5 mm鉆石型和4.5 mm斜坡型渦流發(fā)生器對轉捩區(qū)熱流的影響效果基本一致，2.0 mm高度渦流發(fā)生器影響的邊界層很快完成轉捩，完成轉捩之后的熱流在三種渦流發(fā)生器情況下基本一致，說明不同高度渦流發(fā)生器雖然會對轉捩過程產(chǎn)生不同程度的影響，但轉捩完成之后的熱流基本一致。這種情況可用于在相同的風洞自由來流參數(shù)條件下，利用渦流發(fā)生器實現(xiàn)邊界層層流流態(tài)和湍流流態(tài)的模擬，研究不同邊界層流態(tài)對模型表面熱流分布的影響。

圖5 中心線熱流分布Fig.5 Heat flux distribution of the center line

圖6給出了Ma12流場條件下，三種渦流發(fā)生器下游(x/L=0.32～0.54)尾跡影響下邊界層紋影圖像，該圖像由5000幀的高速相機拍攝獲取。圖像中可以清晰分辨尾跡對邊界層的擾動情況，該擾動就是流向渦的發(fā)生發(fā)展，并導致轉捩的發(fā)生及完成轉捩。紋影照片表征邊界層密度梯度變化，可認為粗糙元上游模型表面的黑帶即是邊界層邊緣，圖中可見2.0 mm高度渦流發(fā)生器浸沒在邊界層內(nèi)，4.5 mm高度渦流發(fā)生器則略高于邊界層。從圖6可以看出，渦流發(fā)生器上下游的激波結構，流動在渦流發(fā)生器上游分離形成分離激波，并在前端經(jīng)過壓縮形成前緣激波，經(jīng)過渦流發(fā)生器之后，流動出現(xiàn)膨脹和再壓縮過程，形成相應的波系結構。

圖6 渦流發(fā)生器尾跡紋影圖像Fig.6 Schlieren visualization of the wake

圖7為Ma12流場條件下，鉆石型渦流發(fā)生器尾跡的溫敏熱圖，從中可以清晰分辨渦流發(fā)生器下游流向渦生成的條帶結構，隨后條帶結構消失、流向渦破碎，最終完成轉捩。該溫敏熱圖顯示試驗是在另一較小尺寸模型上開展的，計算獲得的當?shù)厮俣冗吔鐚雍穸葹?.0 mm，渦流發(fā)生器基準尺度也設計為3.0 mm。雖然邊界層相關結構并不是按模型縮比的相同比例縮小，但該圖同樣能夠定性說明強制轉捩的過程。圖中渦流發(fā)生器中間區(qū)域引起的條帶結構和兩側的不一樣，兩側條帶結構引起的熱流升高幅度更大。這是由于該模型迎風面展向是弧形的，其邊界層厚度由中心線向外側降低，但渦流發(fā)生器高度是以中心點位置的邊界層厚度為基準設計的，這就導致渦流發(fā)生器外側粗糙元高度與當?shù)剡吔鐚雍穸炔黄ヅ?，引起了更強的渦流尾跡。

圖7 尾跡溫敏熱圖顯示結果Fig.7 Hear flux distribution of the wake with TSP technique

4 結 論

1)在Φ2 m激波風洞的Ma10和Ma12、單位雷諾數(shù)2×106/m量級的流場條件下，渦流發(fā)生器有效地促使模型表面邊界層由層流轉捩成湍流。由于激波風洞模擬能力的限制，現(xiàn)有高馬赫數(shù)流場基本只能在模型表面模擬層流邊界層，也曾經(jīng)嘗試過通過增加模型壁面粗糙度的方式來實現(xiàn)強制轉捩，但效果不理想，在粗糙帶下游一定距離，粗糙帶擾動耗散之后，邊界層恢復到層流流態(tài)。本文渦流發(fā)生器的強制轉捩能力，可使激波風洞具備高馬赫數(shù)條件下模擬湍流邊界層的試驗能力。

2)本文試驗結果驗證了文獻[24]中的觀點，渦流發(fā)生器的外形對轉捩效果影響不大。本文試驗結果更進一步表明不同形狀不同高度渦流發(fā)生器對邊界層完全轉捩成湍流后的熱流影響不明顯，說明強制轉捩完成之后，相關參數(shù)主要受邊界層流動特征影響，渦流發(fā)生器粗糙元擾動的影響不明顯。

3)在激波風洞等地面模擬設備中，模擬層流和湍流邊界層的風洞自由來流參數(shù)不一樣，較難開展不同流態(tài)對模型表面參數(shù)影響的試驗研究工作。本文研究結果表明，可提出一種新的風洞模擬試驗方法，利用渦流發(fā)生器在相同風洞來流參數(shù)條件下，實現(xiàn)邊界層層流和湍流流態(tài)的模擬，以利于開展不同邊界層流態(tài)對模型表面流動特性影響的試驗研究。

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通信地址：四川綿陽高新區(qū)二環(huán)路南段6號15信箱2分箱(621000)

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Experimental Investigation on Forced Boundary-Layer Transition in Shock Tunnel

LI Qiang, ZHANG Kou-li, ZHUANG Yu, ZHAO Jin-shan

(Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The experiment of the hypersonic boundary-layer forced-transition is carried out in aΦ2 m shock tunnel which is affiliated to China Aerodynamics Research and Development Center (CARDC). The forced-transition trip is a vortex generator which is designed and mounted on a lifting body model. The test nominal Mach numbers are 10 and 12, the unit Reynolds numbers are 2.4×106/m and 2.1×106/m respectively, and the angle of attack is 10°. The model surface heat transfer is measured by the thin film thermal gauges and temperature sensitive paint (TSP) technique. Tests results show that the initial motivation of the artificial transition is triggered. Thus, it is able to carry out the measurement campaigns which require turbulent boundary layer in high Mach number and low Reynolds number flows. A series of vortex generators, differing from shape and height, are investigated in this project. By comparing heat transfer downstream of these vortex generators, no significant difference is found in regions where artificial transition is totally completed. And also, the results give us confidence to carry out the experimental study aiming to find out some different flow characteristics such as heat transfer distribution under laminar and turbulent boundary layer in the identical inflow condition.

Shock tunnel; Vortex generator; Forced transition; Turbulent flow simulation

2017-01-22;

2017-05-11

國家重點研發(fā)計劃“大科學裝置前沿研究”重點專項(2016YFA0401201)

V211

A

1000-1328(2017)07-0758-08

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.07.000

李 強(1982-)，男，助理研究員，主要從事高超聲速氣動熱環(huán)境試驗、高超聲速邊界層轉捩試驗研究。