高超聲速進氣道邊界層強制轉捩試驗

趙慧勇，周 瑜，倪鴻禮，劉偉雄

（中國空氣動力研究與發展中心高超聲速沖壓發動機重點實驗室，四川綿陽 621000）

0 引 言

為了提高吸氣式高超聲速進氣道的起動能力，減少在壓縮面拐角處和隔離段入口的流動分離，保障超燃沖壓發動機的正常工作，進入進氣道的氣流必須是湍流。然而，吸氣式高超聲速飛行器在飛行試驗時進氣道通常保持層流狀態。如采用NASP計劃得到的尖平面轉捩預測準則對X－43A進氣道飛行試驗的轉捩預測表明［1］，自然轉捩發生的位置已經超出了進氣道的長度。因此X－43A采用轉捩帶（trip）來實現強制轉捩，保證在第一個壓縮面上實現轉捩。由于這種轉捩帶采用了渦流控制的原理，又稱為渦流發生器。

Berry指出［1］：進氣道的強制轉捩有以下優點：（1）減少層流的流動分離，提高質量捕獲率和燃料混合。由于層流的抗反壓能力比湍流弱，因此，層流容易在壓縮面的拐角處發生分離，減少了進氣道的捕獲流量，使進氣道的性能下降，嚴重時導致進氣道不起動。美國X－43A進氣道在蘭利研究中心的20英寸Ma6風洞的試驗顯示［2］：沒有轉捩帶時，由于在拐角處出現了流動分離，在第一個壓縮面結束的地方只有1／3的表面流線進入了隔離段；安裝了轉捩帶后，基本消除了橫向的流動分離。這說明了層流橫向溢流的嚴重性；（2）實現從縮尺飛行器到全尺寸飛行器試驗結果的推廣。由于全尺寸飛行器很有可能在前體就發生轉捩，而縮尺飛行器由于前體較短難以實現自然轉捩，采用強制轉捩可以消除模型尺度對轉捩區域的影響；（3）實現從風洞試驗到飛行試驗的推廣。風洞試驗由于來流湍流度和噪聲較高，轉捩Re數低，可以在進氣道實現自然轉捩；飛行試驗由于來流湍流度和噪聲較低，轉捩Re數高，難以在進氣道實現自然轉捩。采用強制轉捩可以讓風洞試驗和飛行試驗都在指定的區域內實現轉捩，減少風洞試驗和飛行試驗的差別。

X－43A采用渦流發生器成功地在2004年的飛行試驗中實現了強制轉捩。這之后，許多吸氣式高超聲速飛行器進氣道都采用渦流發生器來實現強制轉捩，包括HIFiRE、X－51A等。渦流發生器由一排組成，每一個的形狀主要為鉆石型和后掠斜坡型兩種。前者的轉捩效率更高，而后者的對熱防護的要求比較低。

國內對進氣道強制轉捩的研究很少，趙俊波根據T－S波諧頻共振原理，設計了一種強制轉捩裝置［3］。在FD－07風洞Ma數為6的風洞試驗表明：在設計狀態下，沒有加裝強制轉捩裝置的進氣道不起動；但是加入強制轉捩裝置后，進氣道起動。這說明強制轉捩裝置改善了進氣道起動能力。但是趙俊波沒有對轉捩區域進行測量，因此不知道強制轉捩裝置對轉捩區域的影響有多少。

由于風洞來流噪聲對邊界層轉捩有影響，而一般高超聲速風洞的來流噪聲比飛行試驗高1～2個量級，因此需要對高超聲速風洞的來流噪聲進行測量，以便為從地面風洞試驗推廣到飛行試驗提供數據支持。風洞來流噪聲的測量一般通過熱線風速儀或者脈動壓力傳感器來測量。對于高超聲速風洞，熱線風速儀面臨比較大的困難，標定很麻煩，熱線很容易被吹斷，因此比較可靠的方法是采用脈動壓力傳感器。Stainback［4］在10°尖錐模型上采用脈動壓力傳感器進行了測量，脈動壓力傳感器與模型表面平齊。脈動壓力傳感器的測量結果與熱線風速儀相比表明：由于高超聲速風洞來流的主要擾動是壓強脈動，而尖錐上的弱激波對來流擾動進入到激波層幾乎沒有影響，因此在尖錐模型表面用脈動壓力傳感器來測量來流擾動（噪聲）是一種簡單有效的方法。

針對一個吸氣式高超聲速進氣道模型，設計了一種鉆石型渦流發生器，在FL－31常規高超聲速風洞中，首先通過脈動壓力傳感器對來流噪聲進行了測量，然后利用紅外熱圖對壁面熱流進行測量來判斷轉捩區域，試驗目的是使轉捩區域提前到第一個壓縮面上，減少拐角處的流動分離，盡可能早地實現轉捩。試驗成功地實現了來流Ma數為5、6和7、迎角1°下的強制轉捩，得到了不同渦流發生器高度對轉捩區域的影響規律。

1 高超聲速進氣道模型

高超聲速進氣道采用三維鴨嘴形狀（見圖1），其外壓縮形式為四波系平面頂壓，進氣道的流道沿軸向全長為1375mm，進氣道工作Ma數范圍為5.5～6.5。

為了開展紅外熱測量，測量區域需要采用絕熱材料，為此在渦流發生器的前后都安裝聚四氟乙烯板，直到隔離段入口。聚四氟乙烯板的熱物理參數在航天材料工藝性能檢測與失效分析中心經過了標定。在圖1中模型表面白色區域為聚四氟乙烯板。

圖1 吸氣式高超聲速進氣道模型Fig.1 Model of airbreathing hypersonic forebody／inlet

2 風洞和測量設備

影響轉捩的參數很多，包括模型尺度、Ma數、Re數、壁溫／總溫比、來流湍流度和噪聲等，在風洞試驗與飛行試驗之間的相似準則為，模型幾何外形相似、Ma數相同，Re數接近。其它影響參數的研究將在未來開展。

試驗在中國空氣動力研究與發展中心Φ0.5m高超聲速風洞中進行，該風洞是一座下吹式常規高超聲速風洞，配備6個出口直徑均為0.5m的噴管，試驗名義Ma數分別為5、6、7、8、9、10。風洞前室總壓調節范圍為0.3～12MPa，前室總溫范圍為350～1100K，自由流雷諾數Re∞范圍為（0.35～5.6）× 107／m，風洞試驗時間可達60～360s。另外，風洞還配備了上、下兩套插入機構。為了滿足FL－31風洞堵塞比的要求，采用40%的進氣道縮比模型來開展試驗。

采用紅外熱像儀來進行大面積的熱流測量，轉捩區域的確定主要依靠壁面熱流分布來判斷。該試驗使用THV900LW／ST型紅外熱像儀，該設備屬于機械掃描式紅外熱像儀，其主要技術指標為：測溫范圍－30～2000℃，測溫精度為±1%±0.1℃，幀頻為15幅／s，像素為272×136。紅外熱像儀的標定采用HF15型黑體。

脈動壓力傳感器為美國Kulite公司生產的XCE－062型壓阻式脈動壓力傳感器，傳感器外徑1.65mm，采樣頻率為50kHz。

FL－31風洞試驗的來流Ma數為5、6和7，3種狀態的動壓幾乎相同。試驗參數見表1。迎角為1°，偏航角為0°。

表1 FL－31風洞來流參數Table 1 Free stream parameters of FL－31wind tunnel

3 計算軟件

為了設計強制轉捩裝置和對風洞試驗結果進行數據分析，采用CFD軟件進行了計算。采用的計算軟件是筆者自主研制的AHL3D并行計算軟件。該軟件可以計算定常和非定常的完全氣體、平衡氣體和化學非平衡流動，支持多塊對接網格、拼接網格和重疊網格，采用MPI實現并行計算，擁有7種湍流模型、7種無粘通量格式和多種時間推進方法。AHL3D軟件經過了大量驗證［5－6］，由于篇幅限制這里就略去了。AHL3D軟件主要用來計算進氣道邊界層參數、壁面中心線的層流和湍流熱流分布，通過與試驗結果的比較，確定轉捩區域的起始和結束位置。在計算中采用等溫壁條件，壁面溫度根據試驗條件來確定。

4 渦流發生器的設計

渦流發生器采用鉆石型構型（見圖2），它的轉捩原理是通過產生一對反向旋轉的流向渦，促進流向不穩定性的發生。同時不同渦流發生器的流向渦在橫向之間會發生相互作用，又會促進橫向不穩定性的發生。

為了防止在第一個壓縮拐角處產生流動分離，同時考慮到模型結構上有足夠的空間來安裝渦流發生器，因此渦流發生器安裝在進氣道的第一個壓縮面，從前緣開始沿流向x＝88mm處。

圖2 鉆石型渦流發生器構型Fig.2 Configuration of vortex generator with diamond shape

渦流發生器的高度k是幾何構型中的最重要的因素，原則上應小于當地層流邊界層的厚度。根據Berry的定義［2］，渦流發生器的高度分為：起始（in－cipient）高度、臨界（critical）高度和有效（effective）高度3類。起始高度指開始影響轉捩位置的渦流發生器高度；臨界高度指開始使轉捩位置快速向頭部位置移動的渦流發生器的高度；有效高度指轉捩起始位置在緊接著渦流發生器后開始出現的渦流發生器的高度。起始高度、臨界高度和有效高度需要根據風洞試驗來確定。雖然有一些經驗公式，但是并不通用。渦流發生器的高度k一般用當地邊界層厚度δ無量綱化，通常采用的渦流發生器高度的設計準則都是基于k／δ來確定的。

根據AHL3D的層流計算結果，Ma數為7的渦流發生器的當地邊界層厚度為1.5mm，因此δ為1.5mm。渦流發生器高度分別取0.3、0.5、0.8、1.0、1.5mm五種，希望能夠得到起始高度、臨界高度和有效高度。在實際工程應用中，一般采用有效高度的渦流發生器構型，這樣可以盡快地實現強制轉捩的目的。同時為了減少熱防護的要求，要求渦流發生器的有效高度盡可能低。

5 試驗結果

試驗分為3個階段：首先對FL－31風洞來流噪聲進行測量；其次開展Ma數為5、6和7自然轉捩（沒有安裝渦流發生器）的試驗；然后在Ma數為6和7上進行強制轉捩試驗，得到有效高度的渦流發生器；最后進行Ma數為5的強制轉捩試驗。

為了測量風洞的來流噪聲，采用脈動壓力傳感器對10°尖錐模型上沿流向5個測點的脈動壓力進行了測量。來流條件為試驗Ma數6，迎角和側滑角都是0°。其它參數見表1。測量結果表明：位于層流中的測點總聲壓級為123.6dB，對應的噪聲水平（脈動壓力均方根與平均壓強之比）為1.2%。由于一般高空大氣的噪聲水平低于0.05%，因此FL－31風洞在Ma數6的噪聲是比較高的。

從圖3～5可以看出，在來流動壓相近的條件下，隨著Ma數的增加和Re數的減少，轉捩起始位置逐漸后移。Ma數5的轉捩起始位置在第二個壓縮面的中間，而Ma數7在第2個拐角后。轉捩起始位置的分布為弧形，中間的轉捩起始位置靠后，兩端的轉捩起始位置靠前。這估計是由于進氣道模型的兩側是光滑的曲面，流動的橫向不穩定性造成的。不同Ma的弧形分布稍有不同。

從圖6可以看出，來流Ma數為6時，在渦流發生器（trip）前，試驗得到的壁面中心線的熱流與AHL3D軟件層流計算的熱流吻合較好，因此在渦流發生器前流動是層流狀態。在第二個拐角處，熱流值開始急劇增加，超過了湍流計算的熱流。這說明自然轉捩發生在第二個拐角附近，轉捩區域在第二個拐角后結束。Ma數5和7的中心線熱流分布與Ma數6的類似，由于篇幅限制，這里就不再重復。

從圖7～13可以看出，在Ma數6下，隨著渦流發生器高度的增加，轉捩區域的起始位置逐漸向前緣移動。在渦流發生器高度為0.3mm時就可以看出明顯的移動，在渦流發生器高度為0.8和1mm時轉捩區域的起始位置已經緊接著渦流發生器后面，從紅外熱圖中看不出0.8和1mm轉捩區域的差別。說明1mm的渦流發生器已經達到了有效高度。值得注意的是，自然轉捩的轉捩區域起始位置是一條弧線，而不同渦流發生器高度（強制轉捩）的轉捩區域的起始位置基本上是一條直線。這與美國X－43A進氣道在NASA蘭利研究中心Ma數6的風洞試驗結果不太一樣［1］。在Ma數6時，X－43A進氣道自然轉捩和強制轉捩的轉捩區域起始位置基本都是一條直線。這可能是兩個模型幾何外形上的差別引起的：X－43A的模型表面兩側都是平面，而該試驗的模型兩側是曲面。Ma數7和5的紅外熱圖隨渦流發生器高度的變化規律與Ma數6的相同。從紅外熱圖和壁面中心線的熱流分布（見圖14）來看1mm高度的渦流發生器構型在Ma數5、6和7都達到了有效高度，因此在以后的試驗中都采用1mm高度的渦流發生器。

計算表明：在Ma數6和7下，進氣道在渦流發生器位置的層流邊界層厚度分別為1.2和1.5mm。因此Ma數為6時，進氣道渦流發生器的起始k／δ為0.25，臨界k／δ為0.42，有效k／δ為0.83；Ma數為7時，進氣道渦流發生器的起始k／δ為0.2，臨界k／δ為0.33，有效k／δ為0.67。

從圖15～16可以看出，流場在來流Ma數6下，沒有渦流發生器時，流場呈現三波系結構。加入渦流發生器后，產生了一道明顯的附加的弱斜激波，這對流場有一定的干擾。

根據風洞試驗的轉捩結果，采用AHL3D計算軟件開展了強制轉捩對進氣道性能的影響分析。計算模型為二維進氣道的對稱面外形（包括隔離段）。進氣道的流量捕獲率和總壓恢復系數的計算位置在隔離段出口。首先從表2和圖15～16來看，強制轉捩前后進氣道都是起動的。與自然轉捩相比，強制轉捩使進氣道的流量捕獲率和總壓恢復系數分別最多降低3%和5%，說明渦流發生器對進氣道性能的影響較小。下一步需要對渦流發生器進行優化設計，以減少不利影響。

表2 強制轉捩對進氣道性能的影響Table 2 Effect of forced－transition on inlet performance

6 小 結

在FL－31高超聲速風洞開展了吸氣式高超聲速飛行器進氣道模型的強制轉捩試驗，試驗的來流Ma數為5、6和7，迎角為1°。設計了一種鉆石型渦流發生器的強制轉捩裝置，采用紅外熱像儀對壁面熱流進行測量，對比CFD計算結果，得到轉捩區域。通過風洞試驗成功地實現了強制轉捩，通過試驗得到了以下結論：

（1）對于這種類型的進氣道，采用鉆石型渦流發生器構型的設計方法是有效的；

（2）FL－31風洞Ma數6時來流脈動壓力總聲壓級不大于123.6dB，對應的噪聲水平為1.2%；

（3）在相同的來流動壓下，隨著Ma數的增加，自然轉捩的轉捩區域逐漸后移；

（4）隨著渦流發生器高度的增加，強制轉捩區域逐漸前移。在Ma數6和7時，渦流發生器的有效高度為1mm，對應的k／δ分別為0.83和0.67；

（5）對于起動的進氣道，這種強制轉捩裝置對進氣道的性能影響比較小。

該試驗為進氣道強制轉捩研究提供了試驗數據和方法，下一步的研究主要是：①進一步研究渦流發生器構型對進氣道性能（特別是起動性能）的影響；②通過LES等數值方法和穩定性分析，基于精細的試驗測量結果，加強對轉捩機理的研究，改進強制轉捩裝置的設計方法；③由于影響強制轉捩的參數除了Ma數和Re數外，還有模型尺度、壁溫／總溫比、湍流度和噪聲等，而且不同的風洞有各自的模擬參數，因此將比較不同風洞類型、不同模型尺度對強制轉捩的影響，加深對進氣道強制轉捩的了解和認識。

致謝：該研究得到了中國空氣動力研究與發展中心樂嘉陵院士的技術指導，何顯中和袁強進行了紅外熱圖的測量，黃國川在風洞試驗方面提供了大力幫助，蔣衛民進行了脈動壓力的測量，筆者在此對他們表示衷心的感謝。

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