頭部外形對升力體轉捩影響的試驗研究

聶春生，閻 君，曹占偉，黃建棟，袁 野

（空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

對于臨近空間升力體飛行器，邊界層轉捩將產生復雜不確定的縱橫側向氣動擾動，對飛行器的氣動穩定性和操縱性產生影響，設計不完善會導致飛行失控，造成飛行失利，例如美國的HTV-2 飛行器正是由于對邊界層轉捩的影響認識不足，造成了兩發飛行試驗的失利。臨近空間升力體飛行器的邊界層轉捩現象非常復雜，影響轉捩的因素眾多，主要包括3 個方面：a）飛行器自身外形的影響，包括飛行器頭部曲率、表面外形曲率、艙段縫隙和天線窗口等局部凸起和溝槽等；b）飛行狀態的影響，包括飛行高度、馬赫數、攻角、側滑角等；c）飛行器表面狀態的影響，包括表面粗糙度、壁溫、燒蝕和熱解引起的表面質量引射等；高馬赫數飛行的轉捩機理和上述影響因素的作用機制迄今為止仍未得到清晰的認識。

到目前為止，國內外就轉捩問題開展了大量研究，主要針對各種轉捩預測方法，如e-N 法、轉捩模型法、轉捩判據、直接數值模擬和大渦模擬等，這些方法在流動轉捩預測中均扮演了重要角色，但在還缺乏有效理論基礎作為支撐的情況下，上述轉捩預測方法均存在普適性較差的缺點，由于模擬高馬赫數轉捩現象的地面試驗和飛行試驗的匱乏，難以對研究成果進行系統的修正和標定，因此目前的高馬赫數轉捩預測方法普遍對于工程外形適應性和預示精度能力較差。

靜風洞是開展轉捩試驗研究最理想的地面設備，但現有的靜風洞馬赫數相對較低、尺寸較小，難以開展高馬赫大尺度模型的轉捩試驗研究；而激波風洞具有馬赫數更高、更寬，試驗段尺寸更大的優點，近些年隨著TSP技術等測量手段的不斷深入，逐漸應用于高速邊界層轉捩試驗研究，并取得了良好的效果；張扣立發展了激波風洞磷光測熱技術，并在中國空氣動力研究與發展中心Φ0.6 m 激波風洞上，開展了平板模型邊界層轉捩試驗測量，試驗結果表明磷光測熱技術具備在激波風洞邊界層轉捩定性、定量測量試驗的能力；常雨在激波風洞中在激波風洞中開展轉捩研究試驗，獲得了馬赫數、單位雷諾數以及攻角變化對鈍錐邊界層和平板邊界層轉捩位置的影響規律，并捕捉到了第二模態擾動。

在高速飛行器設計中避免和延遲邊界層轉捩，降低轉捩對飛行器的影響是工程設計急需解決的難題。目前主要通過飛行彈道優化設計使飛行器盡可能在更高的高空飛行避免發生轉捩，另外通過對飛行器外形優化設計降低飛行器發生轉捩的高度。本文從延遲或抑制扁平升力體布局飛行器迎風面發生轉捩的發生的角度出發，針對升力體外形，在激波風洞中綜合采用磷光熱圖技術和薄膜熱流傳感器兩種熱流測試技術，開展了馬赫數為8 流場下頭部外形對升力體迎風面轉捩特性影響的研究試驗，通過表面熱流辨識得到了攻角10°條件下模型迎風面的轉捩形貌，分析了球頭、橢球頭對模型身部邊界層轉捩的影響規律。

1 試驗設備、模型及流場條件

1.1 試驗設備及測量手段

試驗在中國空氣動力研究與發展中心超高速所Φ0.6 m 激波風洞（FD-14）（見圖1）上開展，其由內徑為80 mm、高/低壓段長度分別為7.5 m 和12.5 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0.6 m。

圖1 Φ0.6m 激波風洞Fig.1 Φ0.6m Shock Tunnel

風洞試驗氣體為N，采用H或H和N混合氣體驅動。通過更換喉道或噴管可獲得不同的來流馬赫數，通過調節高低壓段的壓力可獲得不同的雷諾數，實現不同的模擬環境。目前該風洞所能模擬的馬赫數范圍是6～12，雷諾數范圍2.1×10～6.5×10m，試驗段的橫截面積是 2.6m×2.6m，試驗的有效時間為2～13 ms。

試驗模型表面熱流測量采用薄膜熱流傳感器和磷光熱圖兩種測量手段。點式鉑薄膜熱流傳感器，以玻璃為基底材料，制作成直徑為2 mm 的玻璃棒，在其中一個拋光的端面鍍鉑薄膜，連接測試引線制作成點式傳感器，并安裝在預留測試孔的模型表面測量熱流。傳感器電阻溫度系數均控制在2.5×10～3×10/℃，熱流傳感器溫度系數由實驗室相應的靜態標定系統標定，標定誤差在0.5%以內，熱流測量范圍為0.04～400 W/cm。

磷光熱圖技術的測熱原理如圖2 所示，高速氣流經過模型表面之后，對模型表面的磷光涂層氣動加熱；磷光發光材料感受表面溫度變化后，溫升程度不同的區域其向外輻射的可見光強變化也有所不同，通過科學級圖像采集系統記錄溫度引起的磷光材料發光變化，結合材料的溫度-光強特性曲線，反推出模型表面溫度變化情況，最終獲得模型表面的熱流分布信息。

圖2 磷光熱圖系統示意Fig.2 Schematic Diagram of Phosphorescence Heat Map System

1.2 試驗模型及流場條件

針對升力體外形的氣動布局特征，本文試驗設計如圖3 所示的模型。

圖3 試驗模型Fig.3 Test Model

試驗模型為扁平的球錐外形，其端頭和后體設計成可更換結構，保證端頭和后體對接型面的一致性，實現不同外形的頭部的更換。模型全長742 mm，圓球頭半徑=10 mm，橢球頭長軸半徑=22 mm，短軸=17 mm，球頭和橢球頭端頭與后體對接面在=50 mm的地方，實現球頭模型和橢球頭模型的互換，端頭和身部上下表面配合實現無臺階平滑過渡。

熱圖測熱試驗模型如圖4 所示，試驗模型材料為碳纖維布，相機拍攝的視角是模型迎風大面積區域，由于測量窗口的限制，相機的有效拍攝區間為模型頭部到軸向450 mm 范圍。

圖4 熱圖試驗模型Fig.4 Test Model of TSP

根據激波風洞試驗經驗估計模型表面轉捩情況，選取激波風洞中高馬赫數、低雷諾數流場條件，試驗流場參數如表1 所示。

表1 風洞來流參數Tab.1 Incoming Flow Parameters of Wind Tunnel

2 試驗結果與分析

圖5 給出了流場I條件下迎風面熱流測試結果。

圖5 流場I測熱結果Fig.5 Heat Measurement Results of Flow Field I

續圖5

由圖5 可知，兩個試驗模型表面熱流相對熱流較大的區域集中在模型兩側的前緣區域，橢球頭模型=450 mm 之前模型處于層流狀態，而球頭模型=450 mm附近熱流有一定升高，但不明顯。結合迎風子午線上熱流傳感器結果可以明顯地觀察到迎風子午線上邊界層的轉捩過程，橢球頭模型在=510 mm 處流向方向熱流出現了梯度較大的增長，而圓球頭模型在=420 mm出現了熱流梯度較大的增長，熱流傳感器測量結果與磷光熱圖結果結論一致；＞600 mm 的區域，兩模型均發展為完全湍流，二者熱流差異較小。

圖6 給出了流場Ⅱ條件下的迎風面測試結果，可以看出，隨著雷諾數增大，兩個模型的身部邊界層都發生了明顯的轉捩現象。

圖6 流場Ⅱ測熱結果Fig.6 Heat Measurement Results of Flow Field Ⅱ

續圖6

從圖6 可以發現，兩個模型身部的邊界層轉捩形貌特征差別較大，對于橢球頭模型，迎風面邊界層轉捩的位置則比較一致，轉捩過渡帶較短，自端頭頂點280 mm 處，邊界層開始轉捩，在＞350 mm 處，二者邊界層幾乎全部轉捩為湍流流態；而圓球頭模型的轉捩發展過程與橢球頭有很大不同，邊界層轉捩起始位置更加靠前，存在一個明顯的由轉捩帶所控制的熱流間斷，在身部約=100 mm 處，迎風子午線上的邊界層開始出現轉捩現象，邊界層轉捩區沿著迎風子午線逐漸向下游擴大發展，表現出了明顯的對稱性和過渡性，至=270 mm 處彈身邊界層完全轉捩為湍流流態。根據迎風子午線上熱流傳感器的結果，可以看出橢端頭機體前部近球頭位置的測點熱流值要高于圓端頭外形的測量值，但是圓球頭模型迎風子午線在=100 mm 以前已經發生轉捩，橢球頭模型迎風子午線在=200 mm 附近發生轉捩，并且圓球頭模型的轉捩過渡區較長；在＞280 mm 的區域，兩種端頭外形的迎風子午線邊界層完成了轉捩，轉捩后兩模型的熱流測量值差異不大，點測量結果與磷光熱圖測量結果結論一致。

總體來看，兩個雷諾數流場條件下，圓球頭模型的迎風面轉捩位置比較靠前，其轉捩陣面自迎風子午線逐漸向兩側發展，存在一個明顯的由轉捩帶所控制的熱流間斷，轉捩過渡區較長；而相同來流狀態下橢球頭模型的迎風面邊界層轉捩的位置則比較一致，且轉捩起始位置較圓球頭模型靠后，轉捩過渡區相對較短。

3 結 論

采用磷光熱圖和薄膜熱流傳感器測熱技術，在中國空氣動力研究與發展中心Φ0.6 m激波風洞開展了升力體外形邊界層轉捩試驗研究，對試驗結果進行分析后得到了以下主要結論：

a）采用應用點式鉑薄膜熱流傳感器和磷光熱圖兩種熱流測量技術，在激波風洞開展了升力體外形邊界層轉捩試驗研究，獲得了迎風面轉捩陣面形貌，兩種測量手段轉捩測量結果規律一致。

b）不同外形的頭部對升力體迎風面邊界層的轉捩過程具有明顯的影響，主要體現在：相同流場條件下圓球頭模型轉捩位置較橢球頭模型靠前；圓端頭的轉捩發展過程明顯的表現為由中心線向兩側逐漸擴展，轉捩發生位置較橢端頭外形靠前；橢端頭的轉捩過渡帶則明顯較短。