王娜, 高超, 肖虹

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

雷諾數(shù)對(duì)旋成體表面脈動(dòng)壓力特性的影響

王娜, 高超, 肖虹

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

為進(jìn)一步研究雷諾數(shù)對(duì)旋成體表面脈動(dòng)壓力特性的影響,進(jìn)行了旋成體表面脈動(dòng)壓力測(cè)量試驗(yàn)。測(cè)量了沿旋成體軸向14個(gè)特征點(diǎn)的脈動(dòng)壓力,獲得旋成體表面軸向測(cè)壓點(diǎn)的脈動(dòng)壓力系數(shù)和聲壓級(jí)。最后,總結(jié)了在不同馬赫數(shù)條件下,雷諾數(shù)變化對(duì)脈動(dòng)壓力系數(shù)和聲壓級(jí)的影響。

脈動(dòng)壓力; 雷諾數(shù); 脈動(dòng)壓力系數(shù); 聲壓級(jí)

0 引言

飛行器繞流的湍流邊界層、分離、激波振蕩、燒蝕、燃燒等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象,會(huì)導(dǎo)致飛行器表面局部區(qū)域誘導(dǎo)出隨機(jī)的動(dòng)態(tài)壓力,產(chǎn)生較大的壓力脈動(dòng)。而脈動(dòng)壓力的強(qiáng)度和頻率顯著影響飛行器結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)載荷特性,通常會(huì)造成結(jié)構(gòu)顫振,尤其是接近與低階模態(tài)的頻率范圍時(shí),可能導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)疲勞甚至破壞[1-2]、縮短使用壽命、降低系統(tǒng)可靠性。另外,脈動(dòng)壓力是飛行氣動(dòng)噪聲的主要來(lái)源,而噪聲對(duì)飛行儀器和飛行員生理健康非常不利[3]。因此,研究飛行器表面脈動(dòng)壓力對(duì)于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)極為重要。

對(duì)脈動(dòng)壓力的系統(tǒng)研究始于20世紀(jì)60年代,并開(kāi)展了大量的對(duì)飛行器脈動(dòng)壓力分布的研究,主要有單純壓縮拐角和后臺(tái)階等試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。?duì)壓縮拐角處的壓力脈動(dòng)的研究包括壓縮拐角的變化以及雷諾數(shù)對(duì)激波邊界層的影響。文獻(xiàn)[4]采用細(xì)長(zhǎng)旋成體和二維壓縮面兩種模型,研究了雷諾數(shù)的變化對(duì)流動(dòng)分離的影響,結(jié)果顯示,流動(dòng)分離起始的位置幾乎不受雷諾數(shù)變化的影響。文獻(xiàn)[5]采用不同尺寸的NACA0020翼型研究了雷諾數(shù)變化對(duì)脈動(dòng)壓力的影響,結(jié)果表明,雷諾數(shù)較大時(shí)能量衰減的速度較快。但該方法需要不同尺寸的模型進(jìn)行驗(yàn)證,成本較大,并未得到廣泛的應(yīng)用。文獻(xiàn)[6]研究了子彈頭頭部連接楔形體模型的激波與平板邊界層干擾問(wèn)題,并通過(guò)楔形角來(lái)改變激波角從而調(diào)節(jié)激波強(qiáng)度。結(jié)果表明:激波角一定時(shí),馬赫數(shù)對(duì)脈動(dòng)壓力的影響不大;當(dāng)雷諾數(shù)Re≥3×105時(shí),雷諾數(shù)對(duì)脈動(dòng)壓力的影響減小。這些研究工作普遍集中在單純研究壓縮拐角、后臺(tái)階等試驗(yàn)?zāi)Ｐ?對(duì)于連續(xù)經(jīng)過(guò)壓縮拐角、后臺(tái)階以及膨脹拐角的細(xì)長(zhǎng)旋成體的表面脈動(dòng)壓力分布的細(xì)致研究較少。

本文在國(guó)內(nèi)首次開(kāi)展了通過(guò)連續(xù)變化總壓實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)連續(xù)變化的旋成體表面脈動(dòng)壓力測(cè)量試驗(yàn)。對(duì)旋成體模型在雷諾數(shù)連續(xù)變化的條件下(雷諾數(shù)范圍為5×105～2×106),進(jìn)行了亞、跨聲速狀態(tài)下旋成體表面脈動(dòng)壓力的精細(xì)測(cè)量,獲得了旋成體表面測(cè)點(diǎn)沿軸向的脈動(dòng)壓力系數(shù),研究了雷諾數(shù)對(duì)旋成體表面脈動(dòng)壓力的影響。

1 試驗(yàn)風(fēng)洞

試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的NF-6風(fēng)洞進(jìn)行,該風(fēng)洞是目前國(guó)內(nèi)第一座增壓連續(xù)式跨聲速高雷諾數(shù)風(fēng)洞。總壓范圍為50～550 kPa;試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.2～1.2。風(fēng)洞有兩個(gè)可供使用的試驗(yàn)段——3 m×0.4 m×0.8 m的二元試驗(yàn)段和3 m×0.8 m×0.6 m的三元試驗(yàn)段。該風(fēng)洞由一臺(tái)AV90-2二級(jí)軸流壓縮機(jī)驅(qū)動(dòng),形成一個(gè)在較長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)連續(xù)的均勻試驗(yàn)段流場(chǎng),實(shí)現(xiàn)高速風(fēng)洞“連續(xù)式”運(yùn)轉(zhuǎn)[7]。

2 模型與設(shè)備

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒牧蠟?5#鋼,頭部為鈍頭體的幾何軸對(duì)稱(chēng)旋成體。該旋成體分為圓拱形頭部、圓錐段和圓柱段三部分,圓錐段由兩個(gè)斜率不同的圓錐組成。沿外形子午線軸向設(shè)置了14個(gè)測(cè)點(diǎn),分別稱(chēng)作壓縮區(qū)、臺(tái)階區(qū)以及膨脹區(qū),在測(cè)點(diǎn)5前方形成后臺(tái)階區(qū)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y(cè)點(diǎn)分布如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y(cè)點(diǎn)分布Fig.1 Test model and testing points distribution

2.2 試驗(yàn)儀器與設(shè)備

脈動(dòng)壓力試驗(yàn)在NF-6風(fēng)洞的三元試驗(yàn)段進(jìn)行。采用KulitteXCL-100動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)量脈動(dòng)壓力,傳感器直徑為2.38 mm,測(cè)壓孔孔徑為3.5 mm,傳感器表面外包彈性塑料套,采用表面齊平方式安裝。該傳感器頻響大于400 kHz,量程為172 kPa,線性誤差小于±0.1%FS。為了保證傳感器的精度,試驗(yàn)中選取旋成體底部壓力為參考?jí)毫?動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)量旋成體表面的脈動(dòng)壓力分布。測(cè)試儀器采用成都華太VXI-12016高速同步數(shù)據(jù)采集器,信號(hào)頻帶寬度DC～300 kHz。試驗(yàn)中每個(gè)通道的采樣頻率為200 kHz,采樣長(zhǎng)度為256×1024,采樣時(shí)間為1.31072 s。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

通過(guò)連續(xù)改變總壓實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)連續(xù)變化進(jìn)行旋成體表面脈動(dòng)壓力的測(cè)量。試驗(yàn)條件為Ma=0.4,0.5,0.6,0.7;迎角范圍為-5°～5°;基于旋成體模型底部直徑的雷諾數(shù)范圍為5×105～2×106。

3.1 雷諾數(shù)變化對(duì)脈動(dòng)壓力系數(shù)的影響

圖2給出了迎角α=0°條件下,當(dāng)Ma=0.4，0.6和0.7時(shí)，脈動(dòng)壓力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化曲線。圖中,橫坐標(biāo)x/L表示單位長(zhǎng)度模型測(cè)壓孔的相對(duì)位置;實(shí)線表示旋成體輪廓線。

圖2 脈動(dòng)壓力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化的曲線Fig.2 Fluctuating pressure coefficient changing with the Reynolds number

可以看出,相同馬赫數(shù)條件下,脈動(dòng)壓力系數(shù)總體上隨雷諾數(shù)的增大而減小、隨馬赫數(shù)的增加而降低。脈動(dòng)壓力系數(shù)在旋成體的壓縮拐角、后臺(tái)階區(qū)、膨脹拐角處出現(xiàn)峰值之外,在后臺(tái)階后的再附點(diǎn)下游也出現(xiàn)了脈動(dòng)壓力系數(shù)峰值。后臺(tái)階區(qū)上游脈動(dòng)壓力系數(shù)受到雷諾數(shù)變化的影響較小,而后臺(tái)階再附點(diǎn)下游雷諾數(shù)對(duì)脈動(dòng)壓力系數(shù)的影響隨馬赫數(shù)的增大逐漸減弱,表明雷諾數(shù)的效應(yīng)減弱。其中,后臺(tái)階再附點(diǎn)下游的脈動(dòng)壓力系數(shù)受到雷諾數(shù)的影響最為明顯:Ma=0.4時(shí),雷諾數(shù)增大7×105,脈動(dòng)壓力系數(shù)減小0.008;Ma=0.7時(shí),雷諾數(shù)增大8.5×105,而相應(yīng)位置的脈動(dòng)壓力系數(shù)減小0.003。

3.2 雷諾數(shù)變化對(duì)聲壓級(jí)的影響

脈動(dòng)壓力的大小用聲壓等級(jí)衡量,本文分析了旋成體的全通聲壓級(jí),它是衡量真實(shí)旋成體脈動(dòng)壓力環(huán)境的重要全局指標(biāo)。圖3給出了在迎角α=0°條件下,當(dāng)Ma=0.4，0.5，0.7時(shí),聲壓級(jí)隨雷諾數(shù)的變化曲線。

圖3 聲壓級(jí)隨雷諾數(shù)的變化曲線Fig.3 Fluctuating sound pressure level changing with the Reynolds number

可以看出,聲壓級(jí)總體上位于140～162 dB范圍之內(nèi)。馬赫數(shù)不變的條件下,隨著雷諾數(shù)的增高,聲壓級(jí)也逐漸增大,旋成體流向的聲壓級(jí)總體上受到雷諾數(shù)變化的影響不大;隨著馬赫數(shù)的增加,聲壓級(jí)范圍逐漸升高。從量值上來(lái)看,在各馬赫數(shù)條件下,雷諾數(shù)變化影響最大的位置位于后臺(tái)階處,而且在相同雷諾數(shù)變化的條件下,隨著馬赫數(shù)的增大,聲壓級(jí)增量逐漸減小。

4 結(jié)論

(1)脈動(dòng)壓力系數(shù)總體上隨馬赫數(shù)的增加而降低。脈動(dòng)壓力系數(shù)除在旋成體的壓縮拐角、后臺(tái)階區(qū)、膨脹拐角處出現(xiàn)峰值外,在后臺(tái)階后的再附點(diǎn)下游也出現(xiàn)了脈動(dòng)壓力系數(shù)峰值。

(2)脈動(dòng)壓力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大雷諾數(shù)效應(yīng)減弱;在相同的馬赫數(shù)條件下,脈動(dòng)壓力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增大而減小,隨雷諾數(shù)的增大再附點(diǎn)下游脈動(dòng)壓力系數(shù)增量減小。

(3)隨馬赫數(shù)的增加,聲壓級(jí)逐漸升高;隨雷諾數(shù)的增高,聲壓級(jí)也逐漸增大,后臺(tái)階再附點(diǎn)下游聲壓級(jí)增量減小。

[1] 王娜,高超.旋成體脈動(dòng)壓力特征的試驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2010,24(1):30-35.

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InfluenceofReynoldsnumberonthesurfacefluctuatingpressurecharacteristicsforrotatedbody

WANG Na, GAO Chao, XIAO Hong

(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, NWPU, Xi’an 710072, China)

In order to study the influence of the Reynolds number on the characteristics of fluctuating pressure for rotated body, test is conducted for the measurement of fluctuating pressure on the missile surface. Fluctuating pressures of the 14 axial feature points along the rotated body were measured, and the fluctuating pressure coefficient and the sound pressure level of the axial feature points along the model surface. Finally, this paper summarized the influence of the change of Reynolds number on fluctuating pressure coefficient and the sound pressure level at different Ma.

fluctuating pressure; Reynolds number; fluctuating pressure coefficient; sound pressure level

V211.7

A

1002-0853(2013)05-0455-03

2013-01-19;

2013-06-03; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-08-21 18:48

國(guó)家973計(jì)劃項(xiàng)目資助(61355)

王娜(1984-)，女，甘肅酒泉人，博士研究生，研究方向?yàn)槔字Z數(shù)效應(yīng)對(duì)飛行器氣動(dòng)性能的影響。

(編輯：李怡)