新型高超聲速進氣道邊界層人工轉捩方法研究

張紅軍, 沈 清

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

新型高超聲速進氣道邊界層人工轉捩方法研究

張紅軍*, 沈 清

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

為確保高超聲速進氣道的安全工作，其壓縮面邊界層在進入其內流道前必須完成轉捩。針對高超聲速進氣道邊界層轉捩需要，依據二維高超聲速邊界層轉捩機理，嘗試了一種新型低阻高效的邊界層人工轉捩方法，在FD-07風洞中開展了試驗驗證。試驗中首先通過進氣道對稱面壓力分布和激波紋影獲得進氣道的自起動情況，進而推斷進氣道入口前的邊界層轉捩情況。試驗包括進氣道前體邊界層自然轉捩和人工轉捩，試驗結果表明在Ma=5、6，迎角α=0°來流條件下，使用同一波長的人工轉捩帶可以成功實現進氣道邊界層轉捩，驗證了基于線性穩定性理論設計的人工轉捩帶在寬馬赫數范圍的適用性。

高超聲速進氣道；邊界層人工轉捩；線性穩定性理論

0 引 言

高超聲速進氣道壓縮面在減速增壓過程中存在嚴重的激波/邊界層干擾，在邊界層為層流時容易引起流動分離，進而使進氣道的捕獲流量減小、總壓恢復下降，嚴重時引發進氣道不起動。相對于層流邊界層而言，湍流邊界層能夠很好地抑制由激波/邊界層干擾導致的流動分離[1-2]。然而，相關分析表明[3]，吸氣式高超聲速飛行器在飛行試驗時進氣道壓縮面邊界層自然轉捩位置通常會超出進氣道的長度而保持層流狀態，無法保證進氣道按預期設計狀態工作。因此，研究高超聲速進氣道邊界層人工轉捩方法，通過采取人工轉捩措施確保邊界層在進入內流道前完成轉捩，對于保障超燃沖壓發動機的正常工作具有重要的意義[4]。

NASA蘭利研究中心面向Hyper-X任務從1997年開始在其31英寸和20英寸風洞中開展了大量邊界層人工轉捩實驗[5-6]，研究了各種用于邊界層

轉捩的主動(吹氣)與被動(粗糙元)控制方法，其研究結果成功應用于多個飛行試驗。如X-43A[7]、X-51[8]、HIFiRE-5[9]等都采用了后掠斜坡型或鉆石型渦流發生器來實現邊界層的轉捩，轉捩方法是基于渦致轉捩的原理，設計的轉捩裝置能夠高效產生流向渦進而實現邊界層的轉捩，設計要素包括轉捩裝置的形狀、高度、安裝位置和轉捩塊的間距等。日本國家航天實驗室(NAL)也對高超聲速邊界層人工轉捩開展了一些研究[10]。當風洞來流雷諾數較小時，光滑模型表面邊界層不能發生自然轉捩，但安裝轉捩裝置后成功實現了轉捩。在Ma=7條件下對比了波紋狀、矛狀和絆線的各種邊界層轉捩方法。

國內在高超聲速進氣道邊界層轉捩控制方面也開展了一些工作。國防科技大學的范曉檣等[11]針對半錐角為15°的軸對稱高超聲速進氣道模型開展了轉捩實驗，利用鉆石型渦流發生器研究了不同邊界層流態對進氣道性能的影響。通過對比層流和湍流2種流態的進氣道流場數值計算結果和風洞試驗結果，從進氣道性能方面證明了采用的轉捩方法是成功的。中國空氣動力研究與發展中心的趙慧勇[12]針對一個吸氣式高超聲速進氣道模型，同樣使用鉆石型渦流發生器，在FL-31常規高超聲速風洞中成功實現了來流條件為Ma=5、6、7，迎角α=1°時的邊界層人工轉捩，獲得了不同渦流發生器高度對轉捩區域的影響規律。

針對超燃沖壓發動機進氣道邊界層轉捩問題，作者也曾進行了一些初步的研究[13-14]，探索了一種弱擾動邊界層人工轉捩方法：基于二維高超聲速邊界層轉捩機理，設計了一種呈“W”形的人工轉捩裝置并將其應用于高超聲速進氣道的邊界層轉捩。常規高超聲速風洞Ma=6的風洞試驗表明：在激波封口狀態，沒有加裝轉捩裝置的進氣道不起動；在加裝轉捩裝置后，進氣道順利起動，說明轉捩裝置起到了很好的轉捩效果。同渦流發生器相比，這種轉捩裝置對進氣道帶來的附加阻力很小，氣動防熱容易，因此具有深入研究的價值。為進一步把這種轉捩方法由單工況向寬馬赫數范圍推廣，以一典型二元高超聲速進氣道為應用對象，在理論分析的基礎上對轉捩裝置進行重新設計并對其有效性進行了試驗驗證。

1 試驗條件及試驗模型

影響高超聲速邊界層轉捩的因素很多，包括模型尺度、馬赫數、雷諾數、壁溫、來流湍流度和噪聲等。由于試驗在常規高超聲速風洞中進行，無法考慮來流湍流度和噪聲等對邊界層轉捩的影響，主要保證模型幾何外形相似、馬赫數相同以及雷諾數接近，因此本次試驗中只模擬馬赫數及雷諾數。試驗的來流條件如表1所示。

表1 來流條件

試驗在FD-07高超聲速風洞中完成。該風洞是一座下吹式常規高超聲速風洞，噴管出口直徑為0.5m，設計馬赫數范圍為Ma=5～12，試驗中采用更換噴管的辦法改變馬赫數，為防止噴管結構受熱變形，噴管采用水冷卻系統。實驗段側壁開有口徑為φ350mm光學玻璃窗口，供紋影儀觀察和記錄流場使用。

進氣道模型為二元三楔四波系結構，進氣道全長L=565.67mm，內寬度W=76.67mm，工作馬赫數范圍：Ma=4.5～7，內收縮比CRIN=1.66，總收縮比CR=5.8，模型縮比為1∶3。圖1給出了進氣道模型結構尺寸。

圖1 進氣道模型結構尺寸

2 轉捩帶設計

圖2給出了本文人工轉捩方法的理論示意圖。擾動帶之前邊界層為層流，通過擾動帶的作用，在邊界層內形成二維T-S波，二維T-S波在非線性作用下沿流向演化為三維不穩定波，而后邊界層經過后掠渦和渦破裂等過程最終發生轉捩，形成湍流。董亞妮和周恒的研究表明[15]:“邊界層轉捩過程的大部分時間主要取決于增長最快的T-S波的線性增長，只有在擾動幅值比較大以后，非線性因素才起作用，而非線性作用有多種多樣，目前并不能肯定是某種非線性起主要或決定性作用，一旦非線性因素起作用，不管是哪種作用，轉捩都將很快發生。與線性增長階段在整個轉捩過程中所占比重相比，即使非線性作用對最終的轉捩位置有影響，其差別也并不大。”這說明對于二維高超聲速邊界層轉捩來說，T-S波的線性增長對轉捩起著非常重要的作用。據此，有望通過邊界層的線性穩定性分析找出在寬馬赫數范圍內不穩定的二維T-S波，然后設計相應的轉捩裝置來實現邊界層的轉捩。

圖2 人工轉捩理論示意圖

文獻[13]給出了該種轉捩條帶的具體設計方法，本文不再贅述。通過線性穩定性分析，得出了在Ma=5、6來流時在距離進氣道前緣l=40mm處的不穩定波，根據分析得到的不穩定波參數進行轉捩帶設計。此次試驗用轉捩條帶的厚度為0.2mm，寬度與進氣道內通道寬度相同，為76.67mm。轉捩帶前帶齒高3mm，后帶齒高6mm，齒間距4mm，齒邊夾角為90o。粘貼位置距進氣道前緣40mm處。

轉捩帶由0.2mm厚鋁合金材料切割而成，該厚度為Ma=5時當地邊界層厚度的1/4，為Ma=6時當地邊界層厚度的1/6，轉捩帶緊貼于壁面粘貼，效果如圖3所示。

圖3 人工轉捩帶構型

3 試驗驗證及分析

采用高階格式的高超聲速進氣道流場數值計算結果表明[16]，層流邊界層在進氣道唇口入射激波的干擾下會產生嚴重分離，引發進氣道不起動。當進氣道入口為湍流邊界層時分離非常小，進氣道可以正常起動。這說明進氣道起動與否實際上反映了激波/邊界層干擾的嚴重程度。據此，試驗中首先可根據對稱面壓力分布及紋影圖像判斷進氣道的起動情況，進氣道不起動表明激波/邊界層干擾嚴重，邊界層可能為層流，進氣道起動表明激波/邊界層干擾較弱，邊界層可能為湍流，因此可根據進氣道起動情況對所設計的轉捩帶的有效性進行驗證。基于這種想法只開展了進氣道的測壓試驗，未對進氣道表面熱流進行測量，所以本文未給出邊界層轉捩的具體位置。

首先開展的是在Ma=5、6，迎角α=0°來流工況下進氣道邊界層自然轉捩試驗。試驗時對沿程壓力及進氣道出口參數進行測量，并對進氣道入口波系進行紋影觀察。試驗發現，進氣道在2種來流條件下均不能正常起動，獲得的進氣道對稱面沿程壓力分布分別與進氣道的層流流場計算結果相符(見圖4和5)。從紋影圖像來看，在進氣道唇口前緣均存在分離激波(見圖6(a)和6(b))，該分離激波由分離包引起，說明在未粘貼轉捩帶時進氣道壓縮面邊界層在入射激波干擾下產生了嚴重分離。因此，根據這些流場特征有理由認為進氣道不起動是由激波/層流邊界層干擾所引起的。

圖4 進氣道起動/不起動時的靜壓對比(Ma=5)

Fig.4 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=5)

圖5 進氣道起動/不起動時的靜壓對比(Ma=6)

Fig.5 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=6)

在距離進氣道前緣l=40mm處粘貼設計好的人工轉捩條帶，開展人工轉捩試驗。粘貼轉捩帶的進氣道試驗表明進氣道在Ma=5、6，迎角α=0°來流工況下均可正常起動。通過紋影觀察，進氣道入口前分離激波消失(見圖6(c)和6(d))，獲得的進氣道對稱面沿程壓力分布與湍流流場的計算結果相吻合(見圖4和5)，湍流數值計算得到的進氣道出口馬赫數、總壓恢復系數、流量系數及壓升比和試驗一致(見表2和3)，由此說明在轉捩帶的作用下，進氣道壓縮面的邊界層未發生過于嚴重的分離，有效保證了進氣道的自起動。

表2 進氣道起動狀態計算和試驗對比(Ma=5)

表3 進氣道起動狀態計算和試驗對比(Ma=6)

(a) Ma=5，natural transition (b) Ma=6，natural transition

(c) Ma=5，artificial transition (d) Ma=6，artificial transition

4 結 論

針對高超聲速進氣道邊界層轉捩需要，研究了一種新型低阻高效的人工轉捩方法，設計了相應的人工轉捩條帶，并對其在寬馬赫數范圍內的有效性開展了試驗驗證，得出以下結論：

(1) 風洞試驗表明，依據邊界層轉捩機理，經過理論分析所設計的人工轉捩帶可以改善進氣道的起動性能。

(2) 人工轉捩帶結構簡單，對熱防護要求低，利于工程應用。

本文研究為實現進氣道邊界層人工轉捩提供了一種新方法，為全面了解引入的擾動發展過程，近期準備進一步開展如下工作：通過采用表面熱流測量技術，確定引入人工轉捩后進氣道邊界層轉捩的具體位置；借助PSE或DNS等數值手段對所引入擾動流經2級壓縮拐角的過程開展研究，以便更加有效地指導轉捩帶設計。

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(編輯：楊 娟)

A new method of artificial boundary layer transition for hypersonic inlet

Zhang Hongjun*, Shen Qing

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

In order to ensure the robustness of the scramjet propulsion system，the boundary layer approaching the hypersonic inlet should be turbulent. To develop boundary layer strips for the hypersonic vehicle，a new promising strip configuration with low drag and high efficiency was designed based on the theory of two dimensional hypersonic boundary layer transition and was tested in FD-07 wind tunnel. Whether the inlet is started or not can reflect the boundary layer/shock interaction. The pressure distribution of inlet symmetry planes and shock schlieren will be distinctively deferent for laminar and turbulent on the effect of incident shock, so pressure distribution of inlet symmetrical and shock schlieren were used to identify the inlet starting or not and the situation of boundary layer transition can be judged by inlet starting. The tests were conducted including natural transition and artificial transition. The test results show that the boundary layer can be transited successfully using the same strip under the condition ofMa=5 and 6,α=0°, and thus verifies the applicability of the strip which is designed based on the Linear Steady Theory in a wide range of Mach numbers.

hypersonic inlet;boundary layer transition;linear steady theory

1672-9897(2016)02-0075-05

10.11729/syltlx20150088

2014-06-16;

2014-10-16

航天技術自主研發基金

ZhangHJ,ShenQ.Anewmethodofartificialboundarylayertransitionforhypersonicinlet.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 75-78,102. 張紅軍, 沈清. 新型高超聲速進氣道邊界層人工轉捩方法研究. 實驗流體力學, 2016, 30(2): 75-78,102.

V231.3；V211.3

A

張紅軍(1976-)，男，遼寧昌圖人，碩士，高級工程師。研究方向:流體力學計算及試驗。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074)。 E-mail:zhhj76529@sina. com

*通信作者 E-mail: zhhj76529@sina.com