栗繼偉， 汪 球， 趙 偉

(1. 中北大學(xué) 環(huán)境與安全工程學(xué)院， 山西 太原 030051；2. 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100190)

高超聲速繞平板直立舵干擾氣動(dòng)熱研究

栗繼偉1,2， 汪 球2， 趙 偉2

(1. 中北大學(xué) 環(huán)境與安全工程學(xué)院， 山西 太原 030051；2. 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100190)

針對(duì)激波/邊界層干擾引起的氣動(dòng)熱問題， 在中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF12復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件激波風(fēng)洞中開展了大尺寸平板/圓柱形直立舵干擾的氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)， 熱流測(cè)量采用E型同軸熱電偶， 同時(shí)開展了相應(yīng)工況的三維數(shù)值模擬. 研究結(jié)果表明， 舵體干擾區(qū)存在的流動(dòng)分離再附現(xiàn)象導(dǎo)致熱流分布存在雙峰結(jié)構(gòu)， 熱流峰值出現(xiàn)在舵體前緣0.2倍舵體直徑處， 為無干擾時(shí)的19倍； 舵體前干擾區(qū)以馬蹄渦形狀向后發(fā)展.

高超聲速； 激波/邊界層干擾； 氣動(dòng)熱； 激波風(fēng)洞

在飛行器控制面的設(shè)計(jì)中， 空氣舵等凸起物的存在會(huì)使得飛行器局部流場(chǎng)發(fā)生顯著改變， 尤其是在高超聲速條件下， 它會(huì)引起局部流場(chǎng)中的激波/邊界層干擾、 邊界層分離與再附等復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)， 導(dǎo)致飛行器局部壓力、 熱載荷分布的變化， 從而影響到飛行器熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)； 另外， 高超聲速流動(dòng)中激波/邊界層干擾作用的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)也是高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)亟待解決的難題之一， 因此受到學(xué)者廣泛關(guān)注.

激波/邊界層干擾現(xiàn)象最早由Ferri[1]于1939年發(fā)現(xiàn)， 其在超音速風(fēng)洞中觀察到了激波/邊界層干擾引起的邊界層分離， 此后很多學(xué)者針對(duì)這一現(xiàn)象開展了相關(guān)的試驗(yàn)研究， 如Lepmann[2]、 Fage[3]等. 隨著高超聲速概念的提出， 國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)高超聲速流動(dòng)下激波/邊界層的干擾也開展了大量的研究工作. 如Young[4]等在1968年完成了馬赫數(shù)5條件下垂直鈍舵與平板層流干擾的實(shí)驗(yàn)研究， 通過測(cè)量平板表面壓力和流場(chǎng)顯示技術(shù)， 確定了干擾區(qū)壓力變化的起始位置. Hung[5-6]等針對(duì)激波/邊界層干擾引起的氣動(dòng)熱環(huán)境問題， 開展了馬赫數(shù)5條件下的測(cè)熱實(shí)驗(yàn)， 根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析了干擾區(qū)對(duì)平板邊界層的影響， 討論了干擾區(qū)邊界層的轉(zhuǎn)捩， 提出了預(yù)測(cè)干擾區(qū)大小、 長(zhǎng)度的標(biāo)準(zhǔn)， 并采用MacCormack有限體積格式首次給出了鈍舵繞流流場(chǎng)的詳細(xì)結(jié)構(gòu). 力學(xué)所俞鴻儒[7]在JF8激波風(fēng)洞中利用新型測(cè)熱傳感器得到了圓柱形突起物誘導(dǎo)的湍流邊界層干擾區(qū)熱流分布， 對(duì)比了不同來流馬赫數(shù)對(duì)干擾區(qū)熱流分布的影響， 結(jié)果表明， 干擾區(qū)最大熱流出現(xiàn)在距離圓柱根部0.1～0.15D處的上游中心線處， 且高馬赫數(shù)條件下對(duì)氣動(dòng)熱影響更為明顯. 此后， 針對(duì)激波/邊界層干擾的氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)測(cè)， Aso[8]、 Schuricht[9]、 李素循[10-11]、 Estruch-samper[12]、 Kumar[13]等利用高分辨率快速響應(yīng)的測(cè)熱傳感器、 液晶熱圖技術(shù)等研究了繞流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特征及熱流分布規(guī)律， 結(jié)合數(shù)值模擬描述了干擾區(qū)流場(chǎng)的細(xì)致結(jié)構(gòu)， 提出了預(yù)測(cè)干擾區(qū)最大熱流位置及其量級(jí)的工程方法等.

雖然國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)激波/邊界層干擾開展了大量的實(shí)驗(yàn)研究， 但受限于地面實(shí)驗(yàn)條件等， 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ统叨染^小且難以全面的給出流場(chǎng)結(jié)構(gòu)， 高超聲速激波/邊界層干擾問題仍然有待深入研究. 本文在中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF12復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行條件激波風(fēng)洞中， 利用高精度同軸熱電偶測(cè)熱傳感器開展大尺度平板/圓柱形舵的氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)研究， 并開展相應(yīng)的數(shù)值模擬， 探討激波/邊界層干擾導(dǎo)致的復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及其熱流分布規(guī)律.

1 實(shí)驗(yàn)過程

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

本實(shí)驗(yàn)在中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF12氫氧爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞中進(jìn)行. 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖如圖 1 所示， 主體結(jié)構(gòu)全長(zhǎng)約265m， 包括爆轟驅(qū)動(dòng)段、 激波管段、 噴管、 試驗(yàn)段、 真空罐和卸爆段等主體部分. 該風(fēng)洞采用反向爆轟驅(qū)動(dòng)技術(shù)[14]， 可復(fù)現(xiàn)25～50 km高空、 馬赫數(shù)5～9的飛行條件， 同時(shí)應(yīng)用一系列延長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)間的方法[15]， 有效試驗(yàn)時(shí)間超過100 ms且試驗(yàn)氣流為純凈空氣. 另外， 噴管出口直徑較大， 為2.5 m， 具備開展全尺度/近全尺度模型氣動(dòng)力/熱研究的能力， 為我國(guó)重大工程項(xiàng)目關(guān)鍵技術(shù)及高溫氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)研究提供了可靠的地面試驗(yàn)手段.

圖 1 JF12激波風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Sketch of JF12 shock tunnel

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图巴S熱電偶測(cè)熱傳感器

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)安裝如圖 2 所示(模型倒立放置)， 攻角為0°， 平板尺寸為1 000mm(長(zhǎng))×500mm(寬)， 圓柱形舵位于平板中心線， 距離平板前緣500 mm， 舵高45 mm， 圓柱半徑50 mm. 測(cè)熱傳感器采用E型同軸熱電偶， 在平板沿流向的三個(gè)不同軸線及干擾區(qū)附近共布置98個(gè)傳感器. 同軸熱電偶的工作原理是基于一維熱傳導(dǎo)理論， 其典型溫度曲線如圖 3 所示， 在獲取傳感器表面溫度后， 即可由式(1)推導(dǎo)表面熱流[16]

式中：ρ,c和k為傳感器的密度、 比熱和導(dǎo)熱系數(shù)；T和t為溫度及時(shí)間.

圖 2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b圖Fig.2 Sketch of the test model

圖 3 典型熱電偶溫度曲線Fig.3 Typical temperature traces of thermocouple

1.3 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)

實(shí)驗(yàn)中， 在激波管段布置壓力傳感器監(jiān)測(cè)駐室壓力及運(yùn)動(dòng)激波速度， 同時(shí)在噴管出口布置壓力傳感器監(jiān)測(cè)皮托壓力， 圖 4 為實(shí)驗(yàn)測(cè)得的駐室及皮托壓力曲線， 皮托壓力與駐室總壓的跟隨性良好， 曲線較為平穩(wěn)且持續(xù)時(shí)間超過100 ms， 為本實(shí)驗(yàn)的開展提供了較好的條件， 具體風(fēng)洞來流參數(shù)見表 1 所示.

表 1 JF12實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)Tab.1 Test conditions in JF12 shock tunnel

圖 4 皮托及駐室壓力曲線Fig.4 Pressure histories of pitot and stagnation

1.4 數(shù)值方法

數(shù)值模擬可提供流場(chǎng)細(xì)節(jié)， 與實(shí)驗(yàn)結(jié)果互補(bǔ)可更為全面地分析流場(chǎng)特性， 因此本文也開展了相應(yīng)的數(shù)值分析. 控制方程為三維NS方程， 通過有限差分方法進(jìn)行離散， 對(duì)流項(xiàng)采用HLLC Riemmann求解器， 粘性項(xiàng)采用中心差分格式， 計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量360萬， 詳細(xì)算法參見文獻(xiàn)[17]. 計(jì)算中， 來流采用1.3節(jié)中的實(shí)驗(yàn)來流條件， 壁面為等溫壁面，Tw=300 K.

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及討論

本實(shí)驗(yàn)中， 針對(duì)圓柱形舵干擾引起的氣動(dòng)熱問題， 分別開展了平板有直立舵體與無舵體條件下的熱流實(shí)驗(yàn). 由于流態(tài)對(duì)于熱流分析方法、 激波位置、 分離再附點(diǎn)位置等均影響較大， 本實(shí)驗(yàn)工況下風(fēng)洞來流單位雷諾數(shù)為6.58×105m-1， 初步可判斷為層流， 盡管如此， 本文首先測(cè)量無直立舵平板表面熱流， 實(shí)驗(yàn)確定平板流線方向的流態(tài).

圖 5 平板熱流分布Fig.5 Heat flux distribution on flat plate

針對(duì)無舵體工況， 平板熱流通過邊界層理論進(jìn)行理論推導(dǎo)， 圖 5 給出了實(shí)驗(yàn)及層流情況下的理論結(jié)果， 結(jié)果以平板前緣值歸一化處理， 由圖可知， 兩者吻合較好， 基本在傳感器的測(cè)量不確定度以內(nèi)(±10%)[18]， 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)較為可靠， 同時(shí)可確定沿平板流線方向的流態(tài)為層流.

針對(duì)相同的實(shí)驗(yàn)條件， 對(duì)有舵體工況下干擾區(qū)熱流開展實(shí)驗(yàn)研究. 圖 6 給出了平板中心軸線上干擾區(qū)熱流分布的實(shí)驗(yàn)結(jié)果及CFD計(jì)算所獲得的中心線剖面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)， 結(jié)合數(shù)值結(jié)果分析實(shí)驗(yàn)中所獲得的熱流規(guī)律. 在有舵體條件下， 舵體激波后壓力升高并通過邊界層向前傳， 使得邊界層增厚， 流線凸起， 形成較大的逆壓梯度， 導(dǎo)致了邊界層的分離與再附. 同時(shí)， 分離激波與舵體脫體弓形激波相互作用， 形成“λ”波系結(jié)構(gòu). 實(shí)驗(yàn)結(jié)果中， 熱流存在雙峰結(jié)構(gòu)， 主要源于復(fù)雜流場(chǎng)的多渦結(jié)構(gòu)， 而最大熱流出現(xiàn)在緊靠舵體的再附點(diǎn)， 雙峰中間的低熱流值對(duì)應(yīng)于流場(chǎng)的二次分離位置. 熱流分布規(guī)律和CFD流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本吻合， 均表明激波/邊界層干擾所導(dǎo)致的復(fù)雜邊界層分離與再附是影響干擾區(qū)熱流分布的主要因素.

圖 6 實(shí)驗(yàn)熱流值及流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.6 Experimental heat flux distribution and flow field structure

在有舵條件下， 由于激波/邊界層、 激波/激波相互作用在平板表面形成干擾區(qū)， 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明， 干擾區(qū)從舵根部沿平板中心軸線向前其長(zhǎng)度達(dá)到約8倍的舵半徑， 干擾區(qū)熱流分布與無舵條件下有明顯區(qū)別. 圖7給出了本實(shí)驗(yàn)中有舵和無舵條件下平板中心軸線的熱流值分布. 熱流最大值出現(xiàn)在舵根部0.2D(D=50 mm)處上游位置而非舵根部， 略大于文獻(xiàn)中的0.1～0.15D的結(jié)果， 考慮到尺度效應(yīng)的影響(本文實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ? m， 是目前已發(fā)表文獻(xiàn)中最大的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?以及測(cè)點(diǎn)密集度的影響(5 mm/測(cè)點(diǎn))， 有待開展進(jìn)一步的試驗(yàn)及深入分析. 另外， 干擾區(qū)最大熱流與無舵情況下相比高出約19倍， 可見干擾結(jié)構(gòu)會(huì)導(dǎo)致熱流的明顯增長(zhǎng).

圖 7 中心軸線熱流值對(duì)比Fig.7 Comparison of heat flux on the center line

相比于熱流點(diǎn)測(cè)量實(shí)驗(yàn)結(jié)果， 數(shù)值模擬可提供更為詳細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu). 圖 8 給出了本實(shí)驗(yàn)工況下， 圓柱形舵/平板邊界層干擾流場(chǎng)溫度云圖， 舵前緣上游存在明顯的前緣激波， 由于邊界層存在亞聲速區(qū)， 激波無法緊貼壁面. 在后掠角為0°時(shí)， 圓柱舵垂直于平板， 舵前的脫體正激波與前緣激波相交形成“λ”波系結(jié)構(gòu)， 在舵前分離區(qū)內(nèi)主再附線附近的平板上形成高壓及高熱流區(qū). 隨著分離渦繞過舵向下游方向發(fā)展時(shí)， 再附線附近峰值壓力與熱流值逐漸減小. 熱流的峰值與低值與附著線和分離線分布相似且沿旋線向后， 舵體激波與前緣激波、 激波與邊界層干擾形成的干擾區(qū)形成三維的馬蹄渦形狀并向后發(fā)展， 使得干擾區(qū)域進(jìn)一步擴(kuò)大， 舵?zhèn)让嫱瑯右蚋蓴_而出現(xiàn)高壓和高熱流區(qū). 當(dāng)然， 具體的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)都是和舵高度及后掠角密切相關(guān)的.

圖 8 三維流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.8 Three dimensional flow field structure

3 結(jié) 論

本文通過測(cè)量大尺寸平板及帶圓柱形直立舵干擾區(qū)的熱流， 并結(jié)合數(shù)值模擬給出了干擾區(qū)熱流的分布規(guī)律及結(jié)構(gòu)， 主要結(jié)論如下：

1) 平板無舵體干擾條件下熱流分布與求解層流邊界層方程的理論結(jié)果吻合較好， 本實(shí)驗(yàn)工況下為層流.

2) 有舵體干擾條件下， 激波與邊界層干擾導(dǎo)致的邊界層分離和再附是影響熱流分布的主要因素， 熱流分布出現(xiàn)雙峰結(jié)構(gòu)， 在靠近舵體的再附點(diǎn)出現(xiàn)峰值， 低熱流點(diǎn)則出現(xiàn)在流動(dòng)的分離區(qū).

3) 與無舵體干擾平板熱流分布相比， 有舵體干擾區(qū)熱流最大值高約19倍， 最大值出現(xiàn)在距離舵根部0.2倍舵直徑的位置.

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InvestigationonAerodynamicHeatingCharacteristicsofHypersonicFlatPate/CylinderJunctureFlow

LI Ji-wei1,2, WANG Qiu2, ZHAO Wei2

(1. School of Environment and Safety Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China;2. State Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics, Institute of Mechanics,Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China)

In order to study the aerodynamic heating problems induced by shock wave/boundary layer interactions, experiments were conducted in JF12 shock tunnel in Institute of Mechanics, Chinese Academy of Sciences, which is capable of duplicating the hypersonic flight conditions. A flat plate with relatively large size and removable cylinder were selected and coaxial thermal couples were used to measure the heat transfer. Corresponding numerical simulations were also conducted in effort to better understand the phenomena accompanying in these experiments. Results show that double-peak structure of the heat flux distribution in front of the cylinder exist, due to the separation and reattachment phenomenon in the interference area. The peak heat flux, 19 times of which without interaction, was obtained located 0.2 times of the cylinder diameter ahead. Besides, the interaction region was developed backward as a shape of horseshoe vortex.

hypersonic flow; shock wave/boundary layer interaction; aerodynamic heating; shock tunnel

1673-3193(2017)05-0609-05

2016-12-15

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(11402275)； 山西省重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃項(xiàng)目(201603D121012)

栗繼偉(1991-)， 男， 碩士， 主要從事高超聲速氣動(dòng)熱測(cè)量的研究.

汪 球(1985-)， 男， 助理研究員， 主要從事高焓流動(dòng)方面的研究.

V211.7

A

10.3969/j.issn.1673-3193.2017.05.018