高超聲速圓錐邊界層失穩條紋結構實驗研究

沙心國, 郭 躍, 紀 鋒, 袁湘江, 沈 清

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

0 引 言

邊界層轉捩準確預測問題是高超聲速飛行面臨的主要氣動問題之一[1]，邊界層流動狀態直接影響飛行器表面熱流、摩擦阻力和分離區等，進而影響高超聲速飛行器的氣動力/熱性能、飛行穩定性、進氣道起動性能和發動機燃燒性能等。邊界層轉捩是一個多因素耦合影響的強非線性復雜流動物理現象，其與來流噪聲、馬赫數、雷諾數、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[2]。從1883年雷諾在實驗中發現兩種流動狀態，至今已經一個多世紀，邊界層轉捩和湍流問題依舊沒有建立完備的理論體系。目前的實驗手段和數值模擬方法[3-6]仍舊無法完全模擬邊界層轉捩問題[7]，對邊界層轉捩的預測能力存在不盡如人意之處，尤其是在高超聲速領域，主要原因是對邊界層轉捩現象及機理認識不清。欲實現高超聲速邊界層轉捩的準確預測，首先需要對邊界層轉捩現象有清晰的認識，摸清邊界層轉捩過程與機理，才能對邊界層轉捩過程進行準確建模。

在高超聲速圓錐模型邊界層轉捩研究中，人們發現有迎角條件下，模型表面會出現條紋結構。早在1969年，McDevitt和Mellenthin[8]就在高超聲速圓錐模型表面油流實驗中觀察到了條紋結構。Schneider[9-12]、Heitmann[13-14]、Sebastian[15]、Saric[16]、Berridge[17-18]、Chen[19]、Sivasubramanian[20-21]和Ji[22]等對條紋結構的產生機理開展了研究工作?？偨Y前人研究結果，認為條紋結構的產生機制可以分為三類：①高超聲速圓錐上條紋結構可能是低速時出現的橫流失穩在高超聲速下的表現[9-16]；②條紋結構是 G?rtler渦、G?rtler渦與第二模態干擾[17-18]或第二模態的二次失穩所致[17-21]；③條紋結構是邊界層內不同頻率擾動波相互作用產生[22]。

綜上所述，雖然對圓錐模型表面邊界層失穩過程中的條紋結構開展了大量的研究工作，對條紋結構出現條件和分布規律取得了一些認識，但對條紋結構的研究尚不充分，條紋結構的產生機制尚存爭議。基于此，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[23]在常規高超聲速風洞中開展實驗研究，旨在厘清有迎角條件下圓錐模型表面邊界層失穩過程中條紋結構的分布特征與規律，探究條紋結構的產生機制。

1 實驗模型

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)材質中段和鋼制模型底座,如圖1所示。為了保證模型強度和剛度，模型頭部、內芯與底座采用30CrMnSi制成，為了滿足紅外熱像儀的拍攝需求，模型中段采用發射率高導熱系數低的PEEK材料制成。模型周向角定義如圖2所示。

2 風洞實驗

2.1 風洞設備

實驗在中國航天空氣動力技術研究院FD-07常規高超聲速風洞[24]中進行，該風洞是暫沖、下吹自由射流式風洞(圖3)。噴管出口直徑0.5 m，馬赫數范圍4～8，通過更換噴管改變來流馬赫數。實驗段內安裝變迎角機構，迎角變化范圍為-15°～50°。實驗段側壁開有Φ350 mm窗口，通過更換不同材質的玻璃窗口，可以實現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驗要求。

圖1 圓錐模型及風洞實驗照片Fig.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高超聲速風洞Fig.3 FD-07 hypersonic wind tunnel

2.2 紅外熱圖測量系統

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120 Hz。紅外熱圖測量系統如圖4所示。

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

模型表面發射率、紅外窗口透射率和模型材料的熱物性參數均由具有檢驗資質的研究機構測量獲得。

2.3 實驗過程

風洞實驗來流條件和紅外熱像儀拍攝參數列于表1和表2中。風洞實驗前，模型表面溫度為室溫。風洞開啟后，紅外熱像儀開始采集記錄，待風洞實驗流場建立并穩定后，采用插入機構將實驗模型由上向下快速插入高超聲速流場中心，實時記錄模型表面溫度變化，穩定5 s后，模型移出風洞流場，實驗結束。取在流場中第5 s時刻模型表面溫度分布進行后續條紋結構分析。

表1 實驗來流參數Table 1 Test condition

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

3 實驗結果分析

3.1 邊界層流態判定

采用“厚壁模型”數據處理方法[25]計算獲得的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的區域圓錐模型表面為層流流動，在X≈0.35 m位置開始發生轉捩現象，但是直到模型尾部，轉捩進程并未結束，對應的轉捩雷諾數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 條紋結構特征

圖6為7°迎角下圓錐模型表面溫度分布，由于每次風洞實驗前，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捩位置呈現迎風面靠后，背風面靠前，模型側面轉捩較早發生的分布特征。在圓錐模型表面存在大量的條紋結構，條紋起始于模型迎風面或側面的層流區，沿流向逐漸變寬變強，向背面風中心匯聚，且條紋的起始位置和強度在周向位置上存在差異。隨著周向角的增加，條紋結構的起始位置向上游移動。

圖6 模型表面溫度分布(側面，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面溫度分布，對比發現，隨著迎角增加，模型表面條紋結構的起始位置向上游移動，條紋結構強度差異越來越大。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 產生機理討論

在條紋結構實驗研究中，主要采用油流法、溫敏漆技術(TSP)和紅外熱圖技術進行條紋結構的顯示與測量，其中油流法獲得的條紋結構直接與模型表面流線相關，條紋結構遍布整個模型表面，其起始于迎風面，向背風面延伸，這種條紋結構是由橫流渦產生。采用TSP或者紅外熱圖技術獲得的條紋結構直接與模型表面溫度和熱流相關，其一般出現在模型中后段，其同樣起始于模型迎風面，向背風面發展，針對這種條紋結構的產生機理尚存爭議。

文獻[22]采用直接數值模擬的方法對圓錐模型邊界層內擾動波的發展進行了研究，在計算域入口處引入不同頻率的擾動波。模擬結果發現邊界層內不同頻率的擾動波相互作用會產生條紋結構，圖8給出的是擾動速度的最大值等值面時均分布結果，條紋結構在模型中后段出現，隨著周向角的增加，條紋結構的起始位置向上游移動，計算獲得的條紋結構分布規律與風洞實驗結果吻合。由此推測，有迎角條件下，邊界層內不同頻率擾動波相互作用是圓錐模型表面條紋結構產生的一種機制。

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

圖8 數值模擬獲得的條紋結構[22]Fig.8 Streaks obtained by numerical simulation [22]

4 結 論

以半錐角7°圓錐模型為研究對象，采用紅外熱圖技術在高超聲速風洞中開展邊界層轉捩測量實驗，通過對比分析，獲得以下結論：

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

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

3) 風洞實驗與直接數值模擬獲得的條紋結構特征相同，邊界層內不同頻率擾動波相互作用是產生條紋結構的一種機制。

致謝:感謝張婷婷在風洞實驗測量方面的協助，感謝文帥在數據處理方面的幫助。