趙慧勇，周 瑜，倪鴻禮，劉偉雄

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高超聲速沖壓發(fā)動機重點實驗室，四川綿陽 621000）

0 引 言

為了提高吸氣式高超聲速進氣道的起動能力，減少在壓縮面拐角處和隔離段入口的流動分離，保障超燃沖壓發(fā)動機的正常工作，進入進氣道的氣流必須是湍流。然而，吸氣式高超聲速飛行器在飛行試驗時進氣道通常保持層流狀態(tài)。如采用NASP計劃得到的尖平面轉(zhuǎn)捩預(yù)測準(zhǔn)則對X－43A進氣道飛行試驗的轉(zhuǎn)捩預(yù)測表明［1］，自然轉(zhuǎn)捩發(fā)生的位置已經(jīng)超出了進氣道的長度。因此X－43A采用轉(zhuǎn)捩帶（trip）來實現(xiàn)強制轉(zhuǎn)捩，保證在第一個壓縮面上實現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。由于這種轉(zhuǎn)捩帶采用了渦流控制的原理，又稱為渦流發(fā)生器。

Berry指出［1］：進氣道的強制轉(zhuǎn)捩有以下優(yōu)點：（1）減少層流的流動分離，提高質(zhì)量捕獲率和燃料混合。由于層流的抗反壓能力比湍流弱，因此，層流容易在壓縮面的拐角處發(fā)生分離，減少了進氣道的捕獲流量，使進氣道的性能下降，嚴重時導(dǎo)致進氣道不起動。美國X－43A進氣道在蘭利研究中心的20英寸Ma6風(fēng)洞的試驗顯示［2］：沒有轉(zhuǎn)捩帶時，由于在拐角處出現(xiàn)了流動分離，在第一個壓縮面結(jié)束的地方只有1／3的表面流線進入了隔離段；安裝了轉(zhuǎn)捩帶后，基本消除了橫向的流動分離。這說明了層流橫向溢流的嚴重性；（2）實現(xiàn)從縮尺飛行器到全尺寸飛行器試驗結(jié)果的推廣。由于全尺寸飛行器很有可能在前體就發(fā)生轉(zhuǎn)捩，而縮尺飛行器由于前體較短難以實現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩，采用強制轉(zhuǎn)捩可以消除模型尺度對轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響；（3）實現(xiàn)從風(fēng)洞試驗到飛行試驗的推廣。風(fēng)洞試驗由于來流湍流度和噪聲較高，轉(zhuǎn)捩Re數(shù)低，可以在進氣道實現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩；飛行試驗由于來流湍流度和噪聲較低，轉(zhuǎn)捩Re數(shù)高，難以在進氣道實現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩。采用強制轉(zhuǎn)捩可以讓風(fēng)洞試驗和飛行試驗都在指定的區(qū)域內(nèi)實現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，減少風(fēng)洞試驗和飛行試驗的差別。

X－43A采用渦流發(fā)生器成功地在2004年的飛行試驗中實現(xiàn)了強制轉(zhuǎn)捩。這之后，許多吸氣式高超聲速飛行器進氣道都采用渦流發(fā)生器來實現(xiàn)強制轉(zhuǎn)捩，包括HIFiRE、X－51A等。渦流發(fā)生器由一排組成，每一個的形狀主要為鉆石型和后掠斜坡型兩種。前者的轉(zhuǎn)捩效率更高，而后者的對熱防護的要求比較低。

國內(nèi)對進氣道強制轉(zhuǎn)捩的研究很少，趙俊波根據(jù)T－S波諧頻共振原理，設(shè)計了一種強制轉(zhuǎn)捩裝置［3］。在FD－07風(fēng)洞Ma數(shù)為6的風(fēng)洞試驗表明：在設(shè)計狀態(tài)下，沒有加裝強制轉(zhuǎn)捩裝置的進氣道不起動；但是加入強制轉(zhuǎn)捩裝置后，進氣道起動。這說明強制轉(zhuǎn)捩裝置改善了進氣道起動能力。但是趙俊波沒有對轉(zhuǎn)捩區(qū)域進行測量，因此不知道強制轉(zhuǎn)捩裝置對轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響有多少。

由于風(fēng)洞來流噪聲對邊界層轉(zhuǎn)捩有影響，而一般高超聲速風(fēng)洞的來流噪聲比飛行試驗高1～2個量級，因此需要對高超聲速風(fēng)洞的來流噪聲進行測量，以便為從地面風(fēng)洞試驗推廣到飛行試驗提供數(shù)據(jù)支持。風(fēng)洞來流噪聲的測量一般通過熱線風(fēng)速儀或者脈動壓力傳感器來測量。對于高超聲速風(fēng)洞，熱線風(fēng)速儀面臨比較大的困難，標(biāo)定很麻煩，熱線很容易被吹斷，因此比較可靠的方法是采用脈動壓力傳感器。Stainback［4］在10°尖錐模型上采用脈動壓力傳感器進行了測量，脈動壓力傳感器與模型表面平齊。脈動壓力傳感器的測量結(jié)果與熱線風(fēng)速儀相比表明：由于高超聲速風(fēng)洞來流的主要擾動是壓強脈動，而尖錐上的弱激波對來流擾動進入到激波層幾乎沒有影響，因此在尖錐模型表面用脈動壓力傳感器來測量來流擾動（噪聲）是一種簡單有效的方法。

針對一個吸氣式高超聲速進氣道模型，設(shè)計了一種鉆石型渦流發(fā)生器，在FL－31常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中，首先通過脈動壓力傳感器對來流噪聲進行了測量，然后利用紅外熱圖對壁面熱流進行測量來判斷轉(zhuǎn)捩區(qū)域，試驗?zāi)康氖鞘罐D(zhuǎn)捩區(qū)域提前到第一個壓縮面上，減少拐角處的流動分離，盡可能早地實現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。試驗成功地實現(xiàn)了來流Ma數(shù)為5、6和7、迎角1°下的強制轉(zhuǎn)捩，得到了不同渦流發(fā)生器高度對轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律。

1 高超聲速進氣道模型

高超聲速進氣道采用三維鴨嘴形狀（見圖1），其外壓縮形式為四波系平面頂壓，進氣道的流道沿軸向全長為1375mm，進氣道工作Ma數(shù)范圍為5.5～6.5。

為了開展紅外熱測量，測量區(qū)域需要采用絕熱材料，為此在渦流發(fā)生器的前后都安裝聚四氟乙烯板，直到隔離段入口。聚四氟乙烯板的熱物理參數(shù)在航天材料工藝性能檢測與失效分析中心經(jīng)過了標(biāo)定。在圖1中模型表面白色區(qū)域為聚四氟乙烯板。

圖1 吸氣式高超聲速進氣道模型Fig.1 Model of airbreathing hypersonic forebody／inlet

2 風(fēng)洞和測量設(shè)備

影響轉(zhuǎn)捩的參數(shù)很多，包括模型尺度、Ma數(shù)、Re數(shù)、壁溫／總溫比、來流湍流度和噪聲等，在風(fēng)洞試驗與飛行試驗之間的相似準(zhǔn)則為，模型幾何外形相似、Ma數(shù)相同，Re數(shù)接近。其它影響參數(shù)的研究將在未來開展。

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心Φ0.5m高超聲速風(fēng)洞中進行，該風(fēng)洞是一座下吹式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，配備6個出口直徑均為0.5m的噴管，試驗名義Ma數(shù)分別為5、6、7、8、9、10。風(fēng)洞前室總壓調(diào)節(jié)范圍為0.3～12MPa，前室總溫范圍為350～1100K，自由流雷諾數(shù)Re∞范圍為（0.35～5.6）× 107／m，風(fēng)洞試驗時間可達60～360s。另外，風(fēng)洞還配備了上、下兩套插入機構(gòu)。為了滿足FL－31風(fēng)洞堵塞比的要求，采用40%的進氣道縮比模型來開展試驗。

采用紅外熱像儀來進行大面積的熱流測量，轉(zhuǎn)捩區(qū)域的確定主要依靠壁面熱流分布來判斷。該試驗使用THV900LW／ST型紅外熱像儀，該設(shè)備屬于機械掃描式紅外熱像儀，其主要技術(shù)指標(biāo)為：測溫范圍－30～2000℃，測溫精度為±1%±0.1℃，幀頻為15幅／s，像素為272×136。紅外熱像儀的標(biāo)定采用HF15型黑體。

脈動壓力傳感器為美國Kulite公司生產(chǎn)的XCE－062型壓阻式脈動壓力傳感器，傳感器外徑1.65mm，采樣頻率為50kHz。

FL－31風(fēng)洞試驗的來流Ma數(shù)為5、6和7，3種狀態(tài)的動壓幾乎相同。試驗參數(shù)見表1。迎角為1°，偏航角為0°。

表1 FL－31風(fēng)洞來流參數(shù)Table 1 Free stream parameters of FL－31wind tunnel

3 計算軟件

為了設(shè)計強制轉(zhuǎn)捩裝置和對風(fēng)洞試驗結(jié)果進行數(shù)據(jù)分析，采用CFD軟件進行了計算。采用的計算軟件是筆者自主研制的AHL3D并行計算軟件。該軟件可以計算定常和非定常的完全氣體、平衡氣體和化學(xué)非平衡流動，支持多塊對接網(wǎng)格、拼接網(wǎng)格和重疊網(wǎng)格，采用MPI實現(xiàn)并行計算，擁有7種湍流模型、7種無粘通量格式和多種時間推進方法。AHL3D軟件經(jīng)過了大量驗證［5－6］，由于篇幅限制這里就略去了。AHL3D軟件主要用來計算進氣道邊界層參數(shù)、壁面中心線的層流和湍流熱流分布，通過與試驗結(jié)果的比較，確定轉(zhuǎn)捩區(qū)域的起始和結(jié)束位置。在計算中采用等溫壁條件，壁面溫度根據(jù)試驗條件來確定。

4 渦流發(fā)生器的設(shè)計

渦流發(fā)生器采用鉆石型構(gòu)型（見圖2），它的轉(zhuǎn)捩原理是通過產(chǎn)生一對反向旋轉(zhuǎn)的流向渦，促進流向不穩(wěn)定性的發(fā)生。同時不同渦流發(fā)生器的流向渦在橫向之間會發(fā)生相互作用，又會促進橫向不穩(wěn)定性的發(fā)生。

為了防止在第一個壓縮拐角處產(chǎn)生流動分離，同時考慮到模型結(jié)構(gòu)上有足夠的空間來安裝渦流發(fā)生器，因此渦流發(fā)生器安裝在進氣道的第一個壓縮面，從前緣開始沿流向x＝88mm處。

圖2 鉆石型渦流發(fā)生器構(gòu)型Fig.2 Configuration of vortex generator with diamond shape

渦流發(fā)生器的高度k是幾何構(gòu)型中的最重要的因素，原則上應(yīng)小于當(dāng)?shù)貙恿鬟吔鐚拥暮穸?。根?jù)Berry的定義［2］，渦流發(fā)生器的高度分為：起始（in－cipient）高度、臨界（critical）高度和有效（effective）高度3類。起始高度指開始影響轉(zhuǎn)捩位置的渦流發(fā)生器高度；臨界高度指開始使轉(zhuǎn)捩位置快速向頭部位置移動的渦流發(fā)生器的高度；有效高度指轉(zhuǎn)捩起始位置在緊接著渦流發(fā)生器后開始出現(xiàn)的渦流發(fā)生器的高度。起始高度、臨界高度和有效高度需要根據(jù)風(fēng)洞試驗來確定。雖然有一些經(jīng)驗公式，但是并不通用。渦流發(fā)生器的高度k一般用當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸圈臒o量綱化，通常采用的渦流發(fā)生器高度的設(shè)計準(zhǔn)則都是基于k／δ來確定的。

根據(jù)AHL3D的層流計算結(jié)果，Ma數(shù)為7的渦流發(fā)生器的當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸葹?.5mm，因此δ為1.5mm。渦流發(fā)生器高度分別取0.3、0.5、0.8、1.0、1.5mm五種，希望能夠得到起始高度、臨界高度和有效高度。在實際工程應(yīng)用中，一般采用有效高度的渦流發(fā)生器構(gòu)型，這樣可以盡快地實現(xiàn)強制轉(zhuǎn)捩的目的。同時為了減少熱防護的要求，要求渦流發(fā)生器的有效高度盡可能低。

5 試驗結(jié)果

試驗分為3個階段：首先對FL－31風(fēng)洞來流噪聲進行測量；其次開展Ma數(shù)為5、6和7自然轉(zhuǎn)捩（沒有安裝渦流發(fā)生器）的試驗；然后在Ma數(shù)為6和7上進行強制轉(zhuǎn)捩試驗，得到有效高度的渦流發(fā)生器；最后進行Ma數(shù)為5的強制轉(zhuǎn)捩試驗。

為了測量風(fēng)洞的來流噪聲，采用脈動壓力傳感器對10°尖錐模型上沿流向5個測點的脈動壓力進行了測量。來流條件為試驗Ma數(shù)6，迎角和側(cè)滑角都是0°。其它參數(shù)見表1。測量結(jié)果表明：位于層流中的測點總聲壓級為123.6dB，對應(yīng)的噪聲水平（脈動壓力均方根與平均壓強之比）為1.2%。由于一般高空大氣的噪聲水平低于0.05%，因此FL－31風(fēng)洞在Ma數(shù)6的噪聲是比較高的。

從圖3～5可以看出，在來流動壓相近的條件下，隨著Ma數(shù)的增加和Re數(shù)的減少，轉(zhuǎn)捩起始位置逐漸后移。Ma數(shù)5的轉(zhuǎn)捩起始位置在第二個壓縮面的中間，而Ma數(shù)7在第2個拐角后。轉(zhuǎn)捩起始位置的分布為弧形，中間的轉(zhuǎn)捩起始位置靠后，兩端的轉(zhuǎn)捩起始位置靠前。這估計是由于進氣道模型的兩側(cè)是光滑的曲面，流動的橫向不穩(wěn)定性造成的。不同Ma的弧形分布稍有不同。

從圖6可以看出，來流Ma數(shù)為6時，在渦流發(fā)生器（trip）前，試驗得到的壁面中心線的熱流與AHL3D軟件層流計算的熱流吻合較好，因此在渦流發(fā)生器前流動是層流狀態(tài)。在第二個拐角處，熱流值開始急劇增加，超過了湍流計算的熱流。這說明自然轉(zhuǎn)捩發(fā)生在第二個拐角附近，轉(zhuǎn)捩區(qū)域在第二個拐角后結(jié)束。Ma數(shù)5和7的中心線熱流分布與Ma數(shù)6的類似，由于篇幅限制，這里就不再重復(fù)。

從圖7～13可以看出，在Ma數(shù)6下，隨著渦流發(fā)生器高度的增加，轉(zhuǎn)捩區(qū)域的起始位置逐漸向前緣移動。在渦流發(fā)生器高度為0.3mm時就可以看出明顯的移動，在渦流發(fā)生器高度為0.8和1mm時轉(zhuǎn)捩區(qū)域的起始位置已經(jīng)緊接著渦流發(fā)生器后面，從紅外熱圖中看不出0.8和1mm轉(zhuǎn)捩區(qū)域的差別。說明1mm的渦流發(fā)生器已經(jīng)達到了有效高度。值得注意的是，自然轉(zhuǎn)捩的轉(zhuǎn)捩區(qū)域起始位置是一條弧線，而不同渦流發(fā)生器高度（強制轉(zhuǎn)捩）的轉(zhuǎn)捩區(qū)域的起始位置基本上是一條直線。這與美國X－43A進氣道在NASA蘭利研究中心Ma數(shù)6的風(fēng)洞試驗結(jié)果不太一樣［1］。在Ma數(shù)6時，X－43A進氣道自然轉(zhuǎn)捩和強制轉(zhuǎn)捩的轉(zhuǎn)捩區(qū)域起始位置基本都是一條直線。這可能是兩個模型幾何外形上的差別引起的：X－43A的模型表面兩側(cè)都是平面，而該試驗的模型兩側(cè)是曲面。Ma數(shù)7和5的紅外熱圖隨渦流發(fā)生器高度的變化規(guī)律與Ma數(shù)6的相同。從紅外熱圖和壁面中心線的熱流分布（見圖14）來看1mm高度的渦流發(fā)生器構(gòu)型在Ma數(shù)5、6和7都達到了有效高度，因此在以后的試驗中都采用1mm高度的渦流發(fā)生器。

計算表明：在Ma數(shù)6和7下，進氣道在渦流發(fā)生器位置的層流邊界層厚度分別為1.2和1.5mm。因此Ma數(shù)為6時，進氣道渦流發(fā)生器的起始k／δ為0.25，臨界k／δ為0.42，有效k／δ為0.83；Ma數(shù)為7時，進氣道渦流發(fā)生器的起始k／δ為0.2，臨界k／δ為0.33，有效k／δ為0.67。

從圖15～16可以看出，流場在來流Ma數(shù)6下，沒有渦流發(fā)生器時，流場呈現(xiàn)三波系結(jié)構(gòu)。加入渦流發(fā)生器后，產(chǎn)生了一道明顯的附加的弱斜激波，這對流場有一定的干擾。

根據(jù)風(fēng)洞試驗的轉(zhuǎn)捩結(jié)果，采用AHL3D計算軟件開展了強制轉(zhuǎn)捩對進氣道性能的影響分析。計算模型為二維進氣道的對稱面外形（包括隔離段）。進氣道的流量捕獲率和總壓恢復(fù)系數(shù)的計算位置在隔離段出口。首先從表2和圖15～16來看，強制轉(zhuǎn)捩前后進氣道都是起動的。與自然轉(zhuǎn)捩相比，強制轉(zhuǎn)捩使進氣道的流量捕獲率和總壓恢復(fù)系數(shù)分別最多降低3%和5%，說明渦流發(fā)生器對進氣道性能的影響較小。下一步需要對渦流發(fā)生器進行優(yōu)化設(shè)計，以減少不利影響。

表2 強制轉(zhuǎn)捩對進氣道性能的影響Table 2 Effect of forced－transition on inlet performance

6 小 結(jié)

在FL－31高超聲速風(fēng)洞開展了吸氣式高超聲速飛行器進氣道模型的強制轉(zhuǎn)捩試驗，試驗的來流Ma數(shù)為5、6和7，迎角為1°。設(shè)計了一種鉆石型渦流發(fā)生器的強制轉(zhuǎn)捩裝置，采用紅外熱像儀對壁面熱流進行測量，對比CFD計算結(jié)果，得到轉(zhuǎn)捩區(qū)域。通過風(fēng)洞試驗成功地實現(xiàn)了強制轉(zhuǎn)捩，通過試驗得到了以下結(jié)論：

（1）對于這種類型的進氣道，采用鉆石型渦流發(fā)生器構(gòu)型的設(shè)計方法是有效的；

（2）FL－31風(fēng)洞Ma數(shù)6時來流脈動壓力總聲壓級不大于123.6dB，對應(yīng)的噪聲水平為1.2%；

（3）在相同的來流動壓下，隨著Ma數(shù)的增加，自然轉(zhuǎn)捩的轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐漸后移；

（4）隨著渦流發(fā)生器高度的增加，強制轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐漸前移。在Ma數(shù)6和7時，渦流發(fā)生器的有效高度為1mm，對應(yīng)的k／δ分別為0.83和0.67；

（5）對于起動的進氣道，這種強制轉(zhuǎn)捩裝置對進氣道的性能影響比較小。

該試驗為進氣道強制轉(zhuǎn)捩研究提供了試驗數(shù)據(jù)和方法，下一步的研究主要是：①進一步研究渦流發(fā)生器構(gòu)型對進氣道性能（特別是起動性能）的影響；②通過LES等數(shù)值方法和穩(wěn)定性分析，基于精細的試驗測量結(jié)果，加強對轉(zhuǎn)捩機理的研究，改進強制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計方法；③由于影響強制轉(zhuǎn)捩的參數(shù)除了Ma數(shù)和Re數(shù)外，還有模型尺度、壁溫／總溫比、湍流度和噪聲等，而且不同的風(fēng)洞有各自的模擬參數(shù)，因此將比較不同風(fēng)洞類型、不同模型尺度對強制轉(zhuǎn)捩的影響，加深對進氣道強制轉(zhuǎn)捩的了解和認識。

致謝：該研究得到了中國空氣動力研究與發(fā)展中心樂嘉陵院士的技術(shù)指導(dǎo)，何顯中和袁強進行了紅外熱圖的測量，黃國川在風(fēng)洞試驗方面提供了大力幫助，蔣衛(wèi)民進行了脈動壓力的測量，筆者在此對他們表示衷心的感謝。

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