高超聲速圓錐邊界層失穩(wěn)條紋結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)研究

沙心國, 郭 躍, 紀(jì) 鋒, 袁湘江, 沈 清

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

邊界層轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)確預(yù)測問題是高超聲速飛行面臨的主要?dú)鈩訂栴}之一[1]，邊界層流動狀態(tài)直接影響飛行器表面熱流、摩擦阻力和分離區(qū)等，進(jìn)而影響高超聲速飛行器的氣動力/熱性能、飛行穩(wěn)定性、進(jìn)氣道起動性能和發(fā)動機(jī)燃燒性能等。邊界層轉(zhuǎn)捩是一個多因素耦合影響的強(qiáng)非線性復(fù)雜流動物理現(xiàn)象，其與來流噪聲、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、迎角、壁面溫度、前緣鈍度、粗糙度和壁面催化等眾多因素有關(guān)[2]。從1883年雷諾在實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)兩種流動狀態(tài)，至今已經(jīng)一個多世紀(jì)，邊界層轉(zhuǎn)捩和湍流問題依舊沒有建立完備的理論體系。目前的實(shí)驗(yàn)手段和數(shù)值模擬方法[3-6]仍舊無法完全模擬邊界層轉(zhuǎn)捩問題[7]，對邊界層轉(zhuǎn)捩的預(yù)測能力存在不盡如人意之處，尤其是在高超聲速領(lǐng)域，主要原因是對邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象及機(jī)理認(rèn)識不清。欲實(shí)現(xiàn)高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)測，首先需要對邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象有清晰的認(rèn)識，摸清邊界層轉(zhuǎn)捩過程與機(jī)理，才能對邊界層轉(zhuǎn)捩過程進(jìn)行準(zhǔn)確建模。

在高超聲速圓錐模型邊界層轉(zhuǎn)捩研究中，人們發(fā)現(xiàn)有迎角條件下，模型表面會出現(xiàn)條紋結(jié)構(gòu)。早在1969年，McDevitt和Mellenthin[8]就在高超聲速圓錐模型表面油流實(shí)驗(yàn)中觀察到了條紋結(jié)構(gòu)。Schneider[9-12]、Heitmann[13-14]、Sebastian[15]、Saric[16]、Berridge[17-18]、Chen[19]、Sivasubramanian[20-21]和Ji[22]等對條紋結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生機(jī)理開展了研究工作。總結(jié)前人研究結(jié)果，認(rèn)為條紋結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生機(jī)制可以分為三類：①高超聲速圓錐上條紋結(jié)構(gòu)可能是低速時出現(xiàn)的橫流失穩(wěn)在高超聲速下的表現(xiàn)[9-16]；②條紋結(jié)構(gòu)是 G?rtler渦、G?rtler渦與第二模態(tài)干擾[17-18]或第二模態(tài)的二次失穩(wěn)所致[17-21]；③條紋結(jié)構(gòu)是邊界層內(nèi)不同頻率擾動波相互作用產(chǎn)生[22]。

綜上所述，雖然對圓錐模型表面邊界層失穩(wěn)過程中的條紋結(jié)構(gòu)開展了大量的研究工作，對條紋結(jié)構(gòu)出現(xiàn)條件和分布規(guī)律取得了一些認(rèn)識，但對條紋結(jié)構(gòu)的研究尚不充分，條紋結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生機(jī)制尚存爭議?；诖?，本文以半錐角7°的圓錐模型為研究對象，采用紅外熱圖技術(shù)[23]在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展實(shí)驗(yàn)研究，旨在厘清有迎角條件下圓錐模型表面邊界層失穩(wěn)過程中條紋結(jié)構(gòu)的分布特征與規(guī)律，探究條紋結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生機(jī)制。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

圓錐模型半錐角為7°，前緣半徑R=1.6 mm，全長476 mm，模型共分為三段：鋼制頭部、PEEK(polyether ether ketone)材質(zhì)中段和鋼制模型底座,如圖1所示。為了保證模型強(qiáng)度和剛度，模型頭部、內(nèi)芯與底座采用30CrMnSi制成，為了滿足紅外熱像儀的拍攝需求，模型中段采用發(fā)射率高導(dǎo)熱系數(shù)低的PEEK材料制成。模型周向角定義如圖2所示。

2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

2.1 風(fēng)洞設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-07常規(guī)高超聲速風(fēng)洞[24]中進(jìn)行，該風(fēng)洞是暫沖、下吹自由射流式風(fēng)洞(圖3)。噴管出口直徑0.5 m，馬赫數(shù)范圍4～8，通過更換噴管改變來流馬赫數(shù)。實(shí)驗(yàn)段內(nèi)安裝變迎角機(jī)構(gòu)，迎角變化范圍為-15°～50°。實(shí)驗(yàn)段側(cè)壁開有Φ350 mm窗口，通過更換不同材質(zhì)的玻璃窗口，可以實(shí)現(xiàn)紋影拍攝或紅外拍攝。紅外觀察窗玻璃窗口為硅玻璃，其表面鍍有消反射膜和紅外增透膜，使得其在3.7～4.8 μm波段的透射率滿足實(shí)驗(yàn)要求。

圖1 圓錐模型及風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)照片F(xiàn)ig.1 Cone model and tunnel test photos

圖2 周向角的定義示意圖Fig.2 Definition of circumferential angle

圖3 FD-07高超聲速風(fēng)洞Fig.3 FD-07 hypersonic wind tunnel

2.2 紅外熱圖測量系統(tǒng)

紅外熱像儀采用制冷型MCT探測器，光譜范圍為3.7～4.8 μm，熱靈敏度<25 mK，測溫精度為±1 ℃，像素640×512，測溫范圍-10～1200 ℃，鏡頭焦距25 mm，幀頻最高達(dá)120 Hz。紅外熱圖測量系統(tǒng)如圖4所示。

圖4 紅外熱圖測量系統(tǒng)Fig.4 Infrared thermography system

模型表面發(fā)射率、紅外窗口透射率和模型材料的熱物性參數(shù)均由具有檢驗(yàn)資質(zhì)的研究機(jī)構(gòu)測量獲得。

2.3 實(shí)驗(yàn)過程

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)來流條件和紅外熱像儀拍攝參數(shù)列于表1和表2中。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)前，模型表面溫度為室溫。風(fēng)洞開啟后，紅外熱像儀開始采集記錄，待風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)流場建立并穩(wěn)定后，采用插入機(jī)構(gòu)將實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ陀缮舷蛳驴焖俨迦敫叱曀倭鲌鲋行?，?shí)時記錄模型表面溫度變化，穩(wěn)定5 s后，模型移出風(fēng)洞流場，實(shí)驗(yàn)結(jié)束。取在流場中第5 s時刻模型表面溫度分布進(jìn)行后續(xù)條紋結(jié)構(gòu)分析。

表1 實(shí)驗(yàn)來流參數(shù)Table 1 Test condition

表2 紅外熱像儀拍攝參數(shù)Table 2 Infrared camera parameters

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 邊界層流態(tài)判定

采用“厚壁模型”數(shù)據(jù)處理方法[25]計(jì)算獲得的0°迎角下圓錐模型表面中心線熱流分布如圖5所示，在X<0.35 m區(qū)域，測量獲得的中心線熱流與工程算法[25]層流熱流吻合較好，在X≈0.35 m位置，中心線熱流開始升高，直到模型尾部，一直呈升高趨勢，說明在X<0.35 m的區(qū)域圓錐模型表面為層流流動，在X≈0.35 m位置開始發(fā)生轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，但是直到模型尾部，轉(zhuǎn)捩進(jìn)程并未結(jié)束，對應(yīng)的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)ReT≈5.25×106。

圖5 圓錐模型中心線熱流分布(0°迎角)Fig.5 Heat flux along cone model centerline (0° angle of attack)

3.2 條紋結(jié)構(gòu)特征

圖6為7°迎角下圓錐模型表面溫度分布，由于每次風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)前，模型表面溫度均勻一致，因此模型表面的溫度分布與模型表面的熱流分布趨勢完全一致。由溫度分布可以判斷，在7°迎角下，圓錐模型表面的邊界層轉(zhuǎn)捩位置呈現(xiàn)迎風(fēng)面靠后，背風(fēng)面靠前，模型側(cè)面轉(zhuǎn)捩較早發(fā)生的分布特征。在圓錐模型表面存在大量的條紋結(jié)構(gòu)，條紋起始于模型迎風(fēng)面或側(cè)面的層流區(qū)，沿流向逐漸變寬變強(qiáng)，向背面風(fēng)中心匯聚，且條紋的起始位置和強(qiáng)度在周向位置上存在差異。隨著周向角的增加，條紋結(jié)構(gòu)的起始位置向上游移動。

圖6 模型表面溫度分布(側(cè)面，7°迎角)Fig.6 Distribution of surface temperature(side view, 7° angle of attack)

圖7為不同迎角下模型側(cè)面溫度分布，對比發(fā)現(xiàn)，隨著迎角增加，模型表面條紋結(jié)構(gòu)的起始位置向上游移動，條紋結(jié)構(gòu)強(qiáng)度差異越來越大。另外，隨著模型迎角的增加，模型表面條紋與模型中心線的夾角逐漸增加。

3.3 產(chǎn)生機(jī)理討論

在條紋結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)研究中，主要采用油流法、溫敏漆技術(shù)(TSP)和紅外熱圖技術(shù)進(jìn)行條紋結(jié)構(gòu)的顯示與測量，其中油流法獲得的條紋結(jié)構(gòu)直接與模型表面流線相關(guān)，條紋結(jié)構(gòu)遍布整個模型表面，其起始于迎風(fēng)面，向背風(fēng)面延伸，這種條紋結(jié)構(gòu)是由橫流渦產(chǎn)生。采用TSP或者紅外熱圖技術(shù)獲得的條紋結(jié)構(gòu)直接與模型表面溫度和熱流相關(guān)，其一般出現(xiàn)在模型中后段，其同樣起始于模型迎風(fēng)面，向背風(fēng)面發(fā)展，針對這種條紋結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生機(jī)理尚存爭議。

文獻(xiàn)[22]采用直接數(shù)值模擬的方法對圓錐模型邊界層內(nèi)擾動波的發(fā)展進(jìn)行了研究，在計(jì)算域入口處引入不同頻率的擾動波。模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)邊界層內(nèi)不同頻率的擾動波相互作用會產(chǎn)生條紋結(jié)構(gòu)，圖8給出的是擾動速度的最大值等值面時均分布結(jié)果，條紋結(jié)構(gòu)在模型中后段出現(xiàn)，隨著周向角的增加，條紋結(jié)構(gòu)的起始位置向上游移動，計(jì)算獲得的條紋結(jié)構(gòu)分布規(guī)律與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合。由此推測，有迎角條件下，邊界層內(nèi)不同頻率擾動波相互作用是圓錐模型表面條紋結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的一種機(jī)制。

圖7 不同迎角下模型表面溫度分布(側(cè)面)Fig.7 Distribution of surface temperature at different angle of attack (side view)

圖8 數(shù)值模擬獲得的條紋結(jié)構(gòu)[22]Fig.8 Streaks obtained by numerical simulation [22]

4 結(jié) 論

以半錐角7°圓錐模型為研究對象，采用紅外熱圖技術(shù)在高超聲速風(fēng)洞中開展邊界層轉(zhuǎn)捩測量實(shí)驗(yàn)，通過對比分析，獲得以下結(jié)論：

1) 有迎角條件下，在模型表面中后段出現(xiàn)條紋結(jié)構(gòu)，條紋的起始位置隨周向角的增加向上游移動，條紋的寬度與強(qiáng)度沿流向逐漸增加；

2) 隨著迎角的增加，條紋結(jié)構(gòu)的起始位置向上游移動，條紋強(qiáng)度差異和條紋與模型中心線的夾角越來越大。

3) 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)與直接數(shù)值模擬獲得的條紋結(jié)構(gòu)特征相同，邊界層內(nèi)不同頻率擾動波相互作用是產(chǎn)生條紋結(jié)構(gòu)的一種機(jī)制。

致謝:感謝張婷婷在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測量方面的協(xié)助，感謝文帥在數(shù)據(jù)處理方面的幫助。