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(zhuǎn)捩將產(chǎn)生復(fù)雜不確定的縱橫側(cè)向氣動擾動，對飛行器的氣動穩(wěn)定性和操縱性產(chǎn)生影響，設(shè)計不完善會導(dǎo)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(zhuǎn)捩的影響認識不足，造成了兩發(fā)飛行試驗的失利。臨近空間升力體飛行器的邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象非常復(fù)雜，影響轉(zhuǎn)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(tài)的影響，包括飛行高度、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等；c）飛行器表面狀態(tài)的影響，包括表面粗糙度、壁溫、燒蝕和熱解引起的表面質(zhì)量引射等；高馬赫數(shù)飛行的轉(zhuǎn)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(nèi)外就轉(zhuǎn)捩問題開展了大量研究，主要針對各種轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法，如e-N 法、轉(zhuǎn)捩模型法、轉(zhuǎn)捩判據(jù)、直接數(shù)值模擬和大渦模擬等，這些方法在流動轉(zhuǎn)捩預(yù)測中均扮演了重要角色，但在還缺乏有效理論基礎(chǔ)作為支撐的情況下，上述轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法均存在普適性較差的缺點，由于模擬高馬赫數(shù)轉(zhuǎn)捩現(xiàn)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(tǒng)的修正和標定，因此目前的高馬赫數(shù)轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法普遍對于工程外形適應(yīng)性和預(yù)示精度能力較差。

靜風洞是開展轉(zhuǎn)捩試驗研究最理想的地面設(shè)備，但現(xiàn)有的靜風洞馬赫數(shù)相對較低、尺寸較小，難以開展高馬赫大尺度模型的轉(zhuǎn)捩試驗研究；而激波風洞具有馬赫數(shù)更高、更寬，試驗段尺寸更大的優(yōu)點，近些年隨著TSP技術(shù)等測量手段的不斷深入，逐漸應(yīng)用于高速邊界層轉(zhuǎn)捩試驗研究，并取得了良好的效果；張扣立發(fā)展了激波風洞磷光測熱技術(shù)，并在中國空氣動力研究與發(fā)展中心Φ0.6 m 激波風洞上，開展了平板模型邊界層轉(zhuǎn)捩試驗測量，試驗結(jié)果表明磷光測熱技術(shù)具備在激波風洞邊界層轉(zhuǎn)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(zhuǎn)捩研究試驗，獲得了馬赫數(shù)、單位雷諾數(shù)以及攻角變化對鈍錐邊界層和平板邊界層轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律，并捕捉到了第二模態(tài)擾動。

在高速飛行器設(shè)計中避免和延遲邊界層轉(zhuǎn)捩，降低轉(zhuǎn)捩對飛行器的影響是工程設(shè)計急需解決的難題。目前主要通過飛行彈道優(yōu)化設(shè)計使飛行器盡可能在更高的高空飛行避免發(fā)生轉(zhuǎn)捩，另外通過對飛行器外形優(yōu)化設(shè)計降低飛行器發(fā)生轉(zhuǎn)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(fā)生轉(zhuǎn)捩的發(fā)生的角度出發(fā)，針對升力體外形，在激波風洞中綜合采用磷光熱圖技術(shù)和薄膜熱流傳感器兩種熱流測試技術(shù)，開展了馬赫數(shù)為8 流場下頭部外形對升力體迎風面轉(zhuǎn)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(zhuǎn)捩形貌，分析了球頭、橢球頭對模型身部邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律。

1 試驗設(shè)備、模型及流場條件

1.1 試驗設(shè)備及測量手段

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)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(nèi)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(yīng)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(qū)動。通過更換喉道或噴管可獲得不同的來流馬赫數(shù)，通過調(diào)節(jié)高低壓段的壓力可獲得不同的雷諾數(shù)，實現(xiàn)不同的模擬環(huán)境。目前該風洞所能模擬的馬赫數(shù)范圍是6～12，雷諾數(shù)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?zāi)Ｐ捅砻鏌崃鳒y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(yù)留測試孔的模型表面測量熱流。傳感器電阻溫度系數(shù)均控制在2.5×10～3×10/℃，熱流傳感器溫度系數(shù)由實驗室相應(yīng)的靜態(tài)標定系統(tǒng)標定，標定誤差在0.5%以內(nèi)，熱流測量范圍為0.04～400 W/cm。

磷光熱圖技術(shù)的測熱原理如圖2 所示，高速氣流經(jīng)過模型表面之后，對模型表面的磷光涂層氣動加熱；磷光發(fā)光材料感受表面溫度變化后，溫升程度不同的區(qū)域其向外輻射的可見光強變化也有所不同，通過科學(xué)級圖像采集系統(tǒng)記錄溫度引起的磷光材料發(fā)光變化，結(jié)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(tǒng)示意Fig.2 Schematic Diagram of Phosphorescence Heat Map System

1.2 試驗?zāi)Ｐ图傲鲌鰲l件

針對升力體外形的氣動布局特征，本文試驗設(shè)計如圖3 所示的模型。

圖3 試驗?zāi)Ｐ虵ig.3 Test Model

試驗?zāi)Ｐ蜑楸馄降那蝈F外形，其端頭和后體設(shè)計成可更換結(jié)構(gòu)，保證端頭和后體對接型面的一致性，實現(xiàn)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(xiàn)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(xiàn)無臺階平滑過渡。

熱圖測熱試驗?zāi)Ｐ腿鐖D4 所示，試驗?zāi)Ｐ筒牧蠟樘祭w維布，相機拍攝的視角是模型迎風大面積區(qū)域，由于測量窗口的限制，相機的有效拍攝區(qū)間為模型頭部到軸向450 mm 范圍。

圖4 熱圖試驗?zāi)Ｐ虵ig.4 Test Model of TSP

根據(jù)激波風洞試驗經(jīng)驗估計模型表面轉(zhuǎn)捩情況，選取激波風洞中高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)流場條件，試驗流場參數(shù)如表1 所示。

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

2 試驗結(jié)果與分析

圖5 給出了流場I條件下迎風面熱流測試結(jié)果。

圖5 流場I測熱結(jié)果Fig.5 Heat Measurement Results of Flow Field I

續(xù)圖5

由圖5 可知，兩個試驗?zāi)Ｐ捅砻鏌崃飨鄬崃鬏^大的區(qū)域集中在模型兩側(cè)的前緣區(qū)域，橢球頭模型=450 mm 之前模型處于層流狀態(tài)，而球頭模型=450 mm附近熱流有一定升高，但不明顯。結(jié)合迎風子午線上熱流傳感器結(jié)果可以明顯地觀察到迎風子午線上邊界層的轉(zhuǎn)捩過程，橢球頭模型在=510 mm 處流向方向熱流出現(xiàn)了梯度較大的增長，而圓球頭模型在=420 mm出現(xiàn)了熱流梯度較大的增長，熱流傳感器測量結(jié)果與磷光熱圖結(jié)果結(jié)論一致；＞600 mm 的區(qū)域，兩模型均發(fā)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(jié)果，可以看出，隨著雷諾數(shù)增大，兩個模型的身部邊界層都發(fā)生了明顯的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象。

圖6 流場Ⅱ測熱結(jié)果Fig.6 Heat Measurement Results of Flow Field Ⅱ

續(xù)圖6

從圖6 可以發(fā)現(xiàn)，兩個模型身部的邊界層轉(zhuǎn)捩形貌特征差別較大，對于橢球頭模型，迎風面邊界層轉(zhuǎn)捩的位置則比較一致，轉(zhuǎn)捩過渡帶較短，自端頭頂點280 mm 處，邊界層開始轉(zhuǎn)捩，在＞350 mm 處，二者邊界層幾乎全部轉(zhuǎn)捩為湍流流態(tài)；而圓球頭模型的轉(zhuǎn)捩發(fā)展過程與橢球頭有很大不同，邊界層轉(zhuǎn)捩起始位置更加靠前，存在一個明顯的由轉(zhuǎn)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(xiàn)轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，邊界層轉(zhuǎn)捩區(qū)沿著迎風子午線逐漸向下游擴大發(fā)展，表現(xiàn)出了明顯的對稱性和過渡性，至=270 mm 處彈身邊界層完全轉(zhuǎn)捩為湍流流態(tài)。根據(jù)迎風子午線上熱流傳感器的結(jié)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(jīng)發(fā)生轉(zhuǎn)捩，橢球頭模型迎風子午線在=200 mm 附近發(fā)生轉(zhuǎn)捩，并且圓球頭模型的轉(zhuǎn)捩過渡區(qū)較長；在＞280 mm 的區(qū)域，兩種端頭外形的迎風子午線邊界層完成了轉(zhuǎn)捩，轉(zhuǎn)捩后兩模型的熱流測量值差異不大，點測量結(jié)果與磷光熱圖測量結(jié)果結(jié)論一致。

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

3 結(jié) 論

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

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

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