王成鵬, 楊錦富, 程 川, 王文碩, 徐 培, 楊 馨, 焦 運, 程克明

(南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院, 南京 210016)

0 引 言

超聲速噴管是高速風洞和高速流動基礎(chǔ)研究的基本氣動部件，其功能是產(chǎn)生超聲速氣流。超聲速噴管廣泛存在于風洞、高速飛行器等設(shè)備或部件中，具有廣泛的航空、航天和軍事應(yīng)用背景。噴管及其下游擴壓段的流動特性關(guān)系著超聲速氣流的穩(wěn)定運行[1]。在超聲速噴管起動過程中形成的含激波超聲速流動結(jié)構(gòu)具有速度快、梯度大、間斷強、力熱耦合復(fù)雜、擾動區(qū)域傳播有限等特點，含有類似流動結(jié)構(gòu)的氣動部件(如超聲速擴壓器、超燃沖壓發(fā)動機隔離段等)的設(shè)計技術(shù)和流場特性十分復(fù)雜，其中包含的定?；蚍嵌ǔ＜げǜ矫鎸痈蓴_[2]主導(dǎo)的復(fù)雜流場，也是高速空氣動力學(xué)領(lǐng)域的基礎(chǔ)流場。

拉瓦爾噴管為典型的超聲速噴管，通過管道橫截面的變化來實現(xiàn)氣流流速的控制。氣流在亞聲速流動時，管道收縮，在超聲速時，管道擴張，從而使氣流速度不斷增大。目前，拉瓦爾噴管的理論研究已經(jīng)較為深入，在經(jīng)典教科書中，對不同壓比下拉瓦爾噴管出口截面處的超聲速氣流工作狀態(tài)均有詳細分析[3-4]。拉瓦爾噴管不同工況下的工程應(yīng)用非常廣泛，但針對工程實際中超聲速噴管起動過程所形成的復(fù)雜激波附面層干擾結(jié)構(gòu)，相關(guān)認識還遠遠沒有達到透徹的地步，學(xué)術(shù)界和工程應(yīng)用界還在持續(xù)不斷地開展研究。

在拉瓦爾噴管上游調(diào)壓閥逐步開啟、來流總壓逐步增大的噴管起動過程中，噴管及下游擴壓器內(nèi)形成的含激波流動結(jié)構(gòu)通常是一種具有一定長度的、在核心流中耦合復(fù)雜多重激波結(jié)構(gòu)以及在靠近壁面附面層形成分離流的“激波串”結(jié)構(gòu)[5]。這種“激波串”結(jié)構(gòu)常見的工程應(yīng)用背景是超/高超聲速風洞擴壓器[6](圖1)、超燃沖壓發(fā)動機隔離段[7]、超聲速流動引射裝置和火箭發(fā)動機尾噴管等。其特點是：在激波與附面層的相干結(jié)構(gòu)中，氣流經(jīng)歷了較為平緩的減速增壓過程，即上游來流不是經(jīng)過一道正激波使得氣流參數(shù)發(fā)生劇烈間斷，而是逐漸經(jīng)過一段激波與附面層相互干擾的區(qū)域，在這一區(qū)域，壁面附面層通常會發(fā)生分離和再附。在實際流動中，這種激波串結(jié)構(gòu)在受到上、下游流場參數(shù)變化等各種擾動時，會呈現(xiàn)出一定程度的非定常特性，這些非定常特性和前文提及的風洞擴壓器等部件的氣動設(shè)計和性能密切相關(guān)(比如風洞的穩(wěn)定運行時間等)。

圖1 南京航空航天大學(xué)NH-1風洞擴壓器的激波串

通常，承載這種激波串結(jié)構(gòu)的工程部件是等截面或近似等截面直管道。一方面，超聲速氣流在其中減速增壓；另一方面，又要求激波串結(jié)構(gòu)具備一定的抗反壓能力，即該等直管道能夠隔離下游反壓擾動對上游的影響。這種部件應(yīng)用于超/高超聲速風洞，稱為“擴壓器”；應(yīng)用于吸氣式超聲速燃燒沖壓發(fā)動機，則稱為“隔離段”；另外，在氣體激光器、超聲壓氣機葉柵中均有功能類似的部件。而起“擴壓”和“隔離”作用的，便是前文提到的激波串結(jié)構(gòu)?！皵U壓”是超聲速氣流在摩擦和下游反壓影響下形成激波串過程的自然屬性；而激波串“隔離”下游壓力擾動，有時則成為隔離段功能的核心。比如，在風洞試驗段保證流場穩(wěn)定、保證高超聲速進氣道流動不受下游燃燒形成的高壓前傳的影響等[8]。

基于上述應(yīng)用背景開展超聲速噴管流動研究，在“拉瓦爾噴管+等直管道”試驗?zāi)Ｐ蛢?nèi)，在噴管上游調(diào)壓閥逐步開啟、來流總壓逐步增大的噴管起動過程中，觀察到噴管及下游擴壓器內(nèi)所形成的含激波流動結(jié)構(gòu)[9-14]以及上、下游氣流參數(shù)變化導(dǎo)致的非定常激波串結(jié)構(gòu)包含了很多上述工程應(yīng)用所關(guān)心的流動細節(jié)。

采用風洞試驗的方式，在一種“拉瓦爾噴管+等直管道”試驗?zāi)Ｐ蛢?nèi)，研究和分析馬赫數(shù)2.7的二維對稱拉瓦爾噴管起動過程中的流場激波結(jié)構(gòu)變化情況，從試驗角度給出常見的拉瓦爾噴管流動理論示意圖的流動圖譜。

1 理論分析

假設(shè)噴管內(nèi)為一維定常等熵流動，在不同大小的外界反壓pb的影響下，拉瓦爾噴管內(nèi)的氣流可能出現(xiàn)7種流動形態(tài)。圖2直接給出相應(yīng)的分析結(jié)果(p、p0分別為靜壓、總壓，p*為速度等于當?shù)芈曀俚慕孛娴呐R界壓力)。

圖2 拉瓦爾噴管中氣體流動狀態(tài)理論示意圖

第一種工況(I)pb≤pe(pe為噴管處于設(shè)計工況時的出口壓力)：當pb

第二種工況(Ⅱ)：當pb>pe時，超聲速氣流在噴管出口截面外受壓縮產(chǎn)生激波，氣流通過激波后，壓力迅速上升(工況c)。激波強度隨著pb的增大而不斷增大，并由斜激波逐漸變?yōu)檎げ?，在出口截面形成封口正激波，壓力變化如工況d所示。

第三種工況(Ⅲ)：反壓pb繼續(xù)增大，激波向噴管內(nèi)移動，此時，激波波前馬赫數(shù)減小。當激波移動到擴張段某個截面時，壓力分布如工況e所示。此時，噴管內(nèi)氣流狀態(tài)由亞聲速(收縮段)、聲速(喉部)、超聲速(激波前)、亞聲速(激波后)組成。當pb繼續(xù)升高至某值時，噴管內(nèi)正激波正好移動到喉部位置；此時，噴管內(nèi)氣流狀態(tài)由亞聲速(收縮段)、聲速(喉部)、亞聲速(擴張段)組成，如工況f所示。

第四種工況(Ⅳ)：當反壓pb繼續(xù)升高，整個噴管內(nèi)全為亞聲速流，喉部達不到聲速；此時反壓變化引起的擾動將傳入噴管，影響噴管內(nèi)的流動狀態(tài)。管內(nèi)壓力分布如工況g所示。

2 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

在南京航空航天大學(xué)高超聲速風洞實驗室的Ф50mm高速風洞中進行試驗。試驗來流馬赫數(shù)2.7，上游總壓最高可達800kPa，下游連通于大氣環(huán)境，總溫290K。當來流總壓達到350kPa時，風洞噴管即可完全起動，流場建立，整個試驗氣流穩(wěn)定時間約60s。

為簡化研究對象，設(shè)計了馬赫數(shù)2.7的二維對稱拉瓦爾噴管加等直段模型。噴管段長146.7mm，喉道高度14.2mm，進、出口高度均為45.1mm；等直段長400.0mm，垂直于流向的等直段截面水平寬度為40.0mm，下壁面設(shè)計為0.5°外擴張角以進行附面層干擾修正。在噴管出口和等直段處的側(cè)面布置360mm×70mm的光學(xué)玻璃觀察窗，上壁面布置120mm×20mm的PIV拍攝的激光入射窗口(圖3)。模型下壁面沿流向中心線共布置38個壓力測點，其中前5個測點布置在噴管擴張段上，后33個測點布置在等直段上，相鄰測點間距為10.0mm，在圖3中示意標注了測點位置。該模型能很好地模擬超聲速噴管起動激波演化及斜激波串在管道內(nèi)的發(fā)生、發(fā)展和移動情況。

試驗中，在風洞穩(wěn)壓段處以Kulite動態(tài)壓力傳感器監(jiān)測來流總壓，以量程為15PSI的DTC Initium電子壓力掃描閥測量壁面沿程壓力分布，采集頻率333Hz，測試精度0.5%。紋影系統(tǒng)口徑Ф200mm，采用Hotshot系列高速相機進行拍攝，采集頻率5000Hz，圖片像素640dpi×448dpi。

圖3 試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D

3 試驗結(jié)果分析

3.1 沿程壓力分布

圖4為試驗中管道下壁面沿程靜壓隨總壓變化的分布情況。橫坐標為沿來流方向的坐標值，以噴管喉道處為坐標原點；縱坐標為沿程壁面靜壓p與來流總壓p0的無因次比值。由圖4可知，當來流總壓大于350kPa時(如pb/p0=0.230的情況)，起動激波串首道激波被推出噴管出口(噴管出口處位置為x=93.7mm)，馬赫數(shù)2.7的超聲速流場建立。壁面靜壓在波后并不是呈現(xiàn)陡增，而是緩步上升，產(chǎn)生的激波串首道激波為斜激波，紋影結(jié)果(圖5(b))也說明了這一點。另外，圖5也表明首道斜激波后出現(xiàn)了大分離區(qū)，反射激波與分離區(qū)附面層相互作用，在波后的一段區(qū)域內(nèi)，壓力出現(xiàn)較大幅度的振蕩變化(如pb/p0=0.289的情況)。隨著來流總壓逐漸增大，激波串逐漸向管道下游移動。

圖4 下壁面沿程壓力分布曲線

(a) p0=400kPa(pb/p0=0.215)

(b) p0=440kPa(pb/p0=0.206)

3.2 典型流場結(jié)構(gòu)

當來流總壓逐漸增大，噴管起動，超聲速流場建立，超聲速流場對應(yīng)的低壓與下游風洞出口大氣壓聯(lián)合作用，在等直段部分形成包含激波和附面層分離結(jié)構(gòu)的激波串結(jié)構(gòu)。在上壁面附近，激波串出現(xiàn)大范圍分離區(qū)(見圖5)，上壁面附面層在視窗內(nèi)沒有再附；下壁面反射激波與附面層干擾所產(chǎn)生的小范圍附面層分離則可以清楚地觀察到。由于上、下壁面激波與附面層干擾后分離區(qū)的差異性，激波串呈現(xiàn)非對稱性，偏向下壁面。激波串呈現(xiàn)非對稱性的具體原因還有待進一步研究。

圖5為從紋影觀察窗觀測到的兩種典型狀態(tài)的紋影圖像。圖5(a)中激波串首道激波反射為馬赫反射，形成λ型激波，圖5(b)中激波串首道激波反射為規(guī)則反射[14-15]，形成X型激波，波系簡化結(jié)構(gòu)如圖6所示。圖5(b)對應(yīng)的PIV速度場如圖7所示，該激波波系大致可分為4個區(qū)域：1區(qū)為自由來流區(qū)，流場未受下游壓力擾動；2區(qū)為首道斜激波后流場，經(jīng)過斜激波壓縮后，該區(qū)域流場壓力逐漸上升；3區(qū)為斜激波串首道斜激波與附面層相互干擾的分離區(qū)；4區(qū)為反射激波后的混合流場區(qū)域。首道激波后氣流轉(zhuǎn)角與附面層分離區(qū)分離角相關(guān)。

圖6 馬赫反射和規(guī)則反射示意圖

圖7 與圖5(b)紋影對應(yīng)的PIV流場

3.3 超聲速噴管起動激波演化過程

對應(yīng)圖2中的理論工況g到工況a，在試驗中通過逐步增加來流總壓來實現(xiàn)。通觀圖8～11的紋影結(jié)構(gòu)，可見在總壓逐漸增大的初期，喉道下游形成的起動氣流剪切層在縱向上就呈現(xiàn)出上下不對稱的結(jié)構(gòu)，整體偏向下壁面(圖8)；一直到激波串形成、往下游移動，整個起動激波串結(jié)構(gòu)始終偏向下壁面(圖9～11)。

隨著來流總壓的不斷增大，噴管和擴壓器內(nèi)包含激波串的流動結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生與發(fā)展分別經(jīng)歷了全亞聲速流、喉道正激波、擴張段內(nèi)正激波、等直管內(nèi)馬赫反射、等直管內(nèi)規(guī)則反射等過程，分別對應(yīng)理論分析圖2中的各個工作狀態(tài)。

對應(yīng)前述第四種工況：由于來流總壓較低，噴管內(nèi)流速較低。如圖8中的紋影所示，噴管和擴壓器中未觀測到激波結(jié)構(gòu)，有條帶狀剪切層結(jié)構(gòu)存在。

圖8 pb/p0=0.633噴管內(nèi)紋影圖和下壁面壓力分布

Fig.8Schlierenimageandpressuredistributiononthebottomwallundertheconditionofpb/p0=0.633

對應(yīng)前述第三種工況：隨著來流總壓增大，噴管擴張段內(nèi)形成首道激波為λ型的正激波串，如圖9(a)所示；來流總壓繼續(xù)增大，擴張段內(nèi)正激波串強度逐漸增強，正激波串首道激波前緣逐漸到達噴管出口位置，如圖9(b)所示。此時，噴管內(nèi)氣流狀態(tài)由亞聲速(收縮段)、聲速(喉部)、超聲速(首道激波前)、亞聲速(激波串后)以及上、下壁面分離區(qū)亞聲速流動組成。

(a) pb/p0=0.509

(b) pb/p0=0.436

Fig.9Schlierenimageandpressuredistributiononthebottomwallundertheconditionsofpb/p0=0.509andpb/p0=0.436

對應(yīng)前述第二種工況：噴管喉部聲速，擴張段超聲速。隨著來流總壓增大，激波串逐漸向下游移動，擴張段內(nèi)首道激波逐漸由馬赫反射結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變?yōu)橐?guī)則反射結(jié)構(gòu)(即λ型轉(zhuǎn)變?yōu)閄型)，從而由正激波串逐漸演變?yōu)樾奔げù?，如圖10(a)和(b)所示。

對應(yīng)前述第一種工況：噴管喉部聲速，擴張段及噴管出口均為超聲速流動，氣流在噴管出口下游擴壓段內(nèi)形成X型激波，即激波結(jié)構(gòu)為規(guī)則反射結(jié)構(gòu)，構(gòu)成斜激波串的首對交叉激波，達到設(shè)計工況，如圖11所示。此時，超聲速氣流不能逆向影響噴管內(nèi)部的流動狀態(tài)。

(a) pb/p0=0.329

(b) pb/p0=0.301

Fig.10Schlierenimageandpressuredistributiononthebottomwallundertheconditionsofpb/p0=0.329andpb/p0=0.301

Fig.11Schlierenimageandpressuredistributiononthebottomwallundertheconditionofpb/p0=0.240

3.4 起動激波結(jié)構(gòu)的初步三維特征探索

以上試驗結(jié)果，基本上是從二維角度或沿流向?qū)ΨQ面角度獲得。對于上述拉瓦爾噴管下游的矩形截面擴壓器(高45.1mm×寬40.0mm)內(nèi)的起動激波串結(jié)構(gòu)，三維特征也是學(xué)術(shù)界和工程界廣泛關(guān)注的問題。針對這一問題開展了初步研究，采用玻璃組成擴壓器段四壁，通過旋轉(zhuǎn)超聲速噴管和擴壓器模型90°的辦法，獲得了斜激波串首道激波垂直截面和水平截面的紋影圖像，以幫助刻畫起動激波串的初步三維結(jié)構(gòu)。圖12給出了垂直和水平截面上紋影的對應(yīng)流態(tài)結(jié)果。從圖中可見，雖然斜激波串結(jié)構(gòu)在垂直截面上呈現(xiàn)上下不對稱結(jié)構(gòu)，但首道激波在水平截面上呈現(xiàn)對稱結(jié)構(gòu)。

需要說明的是，圖12的垂直截面和水平截面的紋影是在兩個測試下采用高速攝像機(5000幀/s)獲得，在所關(guān)心的區(qū)域細致調(diào)整首道激波位置，綜合壓力分布、液晶涂層摩擦力顯示結(jié)果，獲得圖12(a)和(b)。紋影試驗完成后，將擴壓段底板換為發(fā)黑金屬板，通過噴涂剪切敏感液晶涂層獲得底板上的激波附面層干擾流場分布。圖12(c)為壁面摩擦力分布云圖，紅色對應(yīng)摩擦力小尺度區(qū)域，黃色和綠色對應(yīng)摩擦力大尺度區(qū)域。由圖中可見，在下壁面首道分離激波后的分離區(qū)內(nèi)，摩擦應(yīng)力大大降低，對應(yīng)的流場結(jié)構(gòu)同水平截面上的紋影結(jié)果一致，斜激波串基本呈現(xiàn)為對稱形狀；下壁面的分離激波起始位置沿展向幾乎為一條直線，在兩側(cè)壁面處彎曲，而分離激波再附位置沿展向呈現(xiàn)出“M”型鋸齒形狀。剪切敏感液晶技術(shù)的細節(jié)詳見文獻[16]。

圖12 起動斜激波串位于擴壓段時首道斜激波三維特征

Fig.123Dcharacteristicsoftheleadingobliqueshockswhenthestartingshocktrainlocatesinthediffuser

4 結(jié) 論

(1) 通過試驗手段獲得了馬赫數(shù)2.7的二維對稱拉瓦爾噴管起動時的流態(tài)變化情況，從試驗角度給出了對應(yīng)拉瓦爾噴管流動理論示意圖的流動圖譜。

(2) 試驗中的超聲速流場建立和理論中的流場建立同樣經(jīng)歷了噴管起動激波從喉道發(fā)展到噴管出口、而后過渡到設(shè)計工況的歷程；不同的是，由于壁面附面層干擾，試驗流態(tài)更加復(fù)雜，比如激波串的不對稱結(jié)構(gòu)、首道激波從λ型激波向Х型激波的轉(zhuǎn)變等。

(3) 綜合運用不同光路布置的紋影和剪切敏感液晶摩阻測量技術(shù)，初步獲得了起動激波串首道激波的三維特征。