賀 中，吳軍強，蔣衛(wèi)民，吳繼飛

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000）

0 引 言

為了提高先進戰(zhàn)斗機和戰(zhàn)術導彈的作戰(zhàn)效能，通常對其飛行的機動性和敏捷性提出了很高的要求。飛行器的高機動、高敏捷往往是通過大迎角飛行甚至過失速機動來實現(xiàn)的。然而，具有細長前體構型的飛行器在大迎角繞流中會出現(xiàn)明顯的非對稱渦系流動及其伴隨而來的非對稱力（矩），如圖1。

圖1 前體渦示意圖Fig.1 Schematic of forbody vortex patterns

自從發(fā)現(xiàn)細長體在大迎角、零側(cè)滑角下會出現(xiàn)流動非對稱以及非對稱氣動力現(xiàn)象以來，國內(nèi)外對此已經(jīng)開展了大量研究［1－15］，經(jīng)過數(shù)十年的努力，對細長體大迎角非對稱流動的認識也越來越深入。然而大迎角流動十分復雜，對各種影響因素都極其敏感，主要包括迎角、頭尖擾動、前體橫截面形狀、頭尖半頂角、頭部鈍度、長細比、Reynolds數(shù)、Mach數(shù)等。目前還有許多問題有待研究，其中尤其是壓縮性效應（Mach數(shù)影響）的系統(tǒng)研究相對較少。由于在低速范圍非對稱渦產(chǎn)生的非對稱側(cè)向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)顯得比較大，再加上低速研究條件比較充足一些，所需研究成本也低一些，因此以前研究大多數(shù)集中于低速范圍。但是，飛行武器也常常在高速飛行時碰到這種非對稱渦的問題，尤其是戰(zhàn)術導彈的大部分機動飛行出現(xiàn)在高速范圍。因此，空氣動力學科的發(fā)展和現(xiàn)代飛行器的研制都需要進行高速非對稱渦現(xiàn)象研究，系統(tǒng)地研究大迎角流動特性的壓縮性影響。

由此，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所0.6m亞跨超聲速風洞中，以尖拱細長旋成體為研究對象，通過模型表面壓力測量、粒子圖像測速（PIV）等測量手段，對高速條件下細長旋成體大迎角非對稱流動開展了較為系統(tǒng)的試驗研究。本文重點介紹了其中采用PIV技術對細長體大迎角流動的空間流場測量的試驗結(jié)果，通過對測量得到的渦量分布、速度矢量分布的變化的分析，討論了高速條件下細長體大迎角非對稱流動的變化情況。

1 試驗設備與模型

1.1 風 洞

試驗于2010年8月在氣動中心高速所FL－23 0.6m高速風洞中完成。該風洞是一座試驗段橫截面尺寸為0.6m×0.6m的直流暫沖下吹式三聲速風洞，風洞M數(shù)運行范圍為0.3～4.0。試驗中采用可投放的下單臂迎角機構，其機構迎角范圍為－10°～50°。

1.2 試驗模型

試驗模型采用尖拱－圓柱旋成體模型，其圓柱段直徑D為0.05m，尖拱段頭部長度為3D，模型總長為10D。該模型兼顧測壓試驗，模型表面上布置了9個剖面共計172個測壓點。為了考察頭部擾動與非對稱流動的響應關系，模型的頭尖段（軸向長為0.02m）可任意旋轉(zhuǎn)周向角度。采用陶瓷小球作為模型頭尖部人工微擾動。小球直徑約為0.1mm，人工微擾動粘貼在模型頭尖部。在進行PIV試驗時，為了防止模型表面反光，對模型表面噴涂了黑色涂料。試驗模型在風洞中照片見圖2。

圖2 模型在風洞中照片F(xiàn)ig.2 Photo of the test model in the wind tunnel

1.3 PIV測試系統(tǒng)

粒子圖像測速（PIV）可得到流場一個切面內(nèi)各點的速度、渦量、流線以及等速度線等流場特性參數(shù)分布。PIV系統(tǒng)由硬件和軟件兩部分組成：硬件主要由示蹤粒子發(fā)生器、雙脈沖激光器、光路系統(tǒng)、數(shù)字相機、圖像校準板、同步控制器、圖像采集板和計算機組成；軟件包括圖像采集、顯示、速度場計算處理和分析顯示軟件。

示蹤粒子發(fā)生器有40個Laskin噴管，可使用DEHS或橄欖油作為粒子材料；雙脈沖激光器為KSP－600，波長532nm，單脈沖功率600mJ，系統(tǒng)配備了1.8m長的激光光導臂，有三個活動關節(jié)；CCD分辨率為2k×2k。圖像處理軟件為MicroVec3，軟件具有圖像采集、速度場計算處理和顯示功能。本次試驗采樣禎頻為5Hz，每次采集15幀速度場。速度場網(wǎng)格32像素×32像素。測量結(jié)果用Tecplot軟件進行處理。

2 試驗結(jié)果及分析

PIV試驗測量尖拱旋成體的橫截面流場，測量剖面位置分別為x／D＝2.0、3.35、5.35，M數(shù)范圍為0.4～1.2，迎角為40°，側(cè)滑角為0°。

2.1 自然擾動下的測量結(jié)果

圖3（a～c）分別給出了在自然擾動情況（不加任何人工擾動的基本外形狀態(tài)）下，M＝0.4、0.6、0.8和α＝40°時，x／D＝3.35測量截面的PIV試驗結(jié)果。該截面位于緊靠尖拱頭部結(jié)束后的等直段，低速情況下的大量研究結(jié)果以及這兩期高速測壓結(jié)果表明，x／D＝3.35截面附近的流動非對稱性最大。

圖3 自然擾動下x／D＝3.35截面的PIV測量結(jié)果Fig.3 PIV test results at x／D＝3.35with nature disturbance

PIV測量結(jié)果顯示，在自然擾動情況下，M＝0.4和0.6（對應的橫流馬赫數(shù)Mc＜0.42）時，x／D＝3.35截面處都可以看到除物面附近的2個渦外，還存在一個漂離物面的脫落渦。而M＝0.8（對應的橫流馬赫數(shù)Mc＝0.514＞0.42）時，沒有漂在空間的脫落渦，說明在該條件下頭尖部生成的一對渦的非對稱性發(fā)展相對更弱。

2.2 人工擾動下的測量結(jié)果

圖4分別給出了在人工擾動（γA＝315°）情況下，M＝0.4、0.6、0.8和α＝40°時，測量的x／D＝2.0截面和x／D＝3.35截面的PIV試驗結(jié)果。

當頭尖部粘貼微擾動后，可以清楚地看到x／D＝3.35截面有微擾動的同側(cè)渦升高，渦量增強，非對稱性增加；并且，從x／D＝2.0截面的流場圖看，此時仍然是2渦系，說明人工微擾動確實能夠影響背風渦系結(jié)構。其影響機制是，人工微擾動引入的干擾在附面層中沿流向非線性放大，導致同側(cè)渦位置升高形成高位渦（PIV結(jié)果顯示還導致3渦系在模型軸向位置提前），而不是人工微擾動本身產(chǎn)生一個渦來改變背風渦結(jié)構。

圖5分別給出了在人工擾動情況下，M＝0.4、0.6、0.8、1.0、1.2和α＝40°時，測量的x／D＝5.35截面的PIV試驗結(jié)果。x／D＝5.35截面的流場結(jié)構與x／D＝3.35截面相似，只是漂離的高位渦位置更高，靠近物面的一對渦系的渦量增加。隨來流M數(shù)增加，流動結(jié)構顯示為兩類：一類是M＝0.4和0.6時的三渦系結(jié)構，此時對應的橫流馬赫數(shù)Mc＜0.42；另一類是M＝0.8、1.0和1.2時的兩渦系結(jié)構，并且隨M數(shù)增加對稱性增強，此時對應的Mc＞0.42。

圖4 人工擾動下x／D＝2.0和3.35截面的PIV測量結(jié)果Fig.4 PIV test results at x／D＝2.0 ＆3.35with artificial disturbance

圖5 人工擾動下x／D＝5.35截面的PIV測量結(jié)果Fig.5 PIV test results at x／D＝5.35with artificial disturbance

前期的測壓試驗結(jié)果［16］顯示，馬赫數(shù)變化對尖拱細長旋成體非對稱流動的影響存在一個臨界值（大致為橫流馬赫數(shù)Mc＝0.42），可以分成兩個影響區(qū)間：在Mc＜0.42范圍，總側(cè)向力隨M數(shù)增加而增加，流動非對稱性增強；當Mc＞0.42后，總側(cè)向力隨M數(shù)增加而迅速減小，流動非對稱性減弱。而本次對空間流態(tài)的PIV測量結(jié)果表明，無論自然擾動還是人工擾動情況下，這一結(jié)論仍然存在。

圖6分別給出了人工擾動貼在γA＝135°和315°情況下，M＝0.4和α＝40°時x／D＝3.35截面的PIV試驗結(jié)果。從頭尖微擾動粘貼在左右對稱的相對位置時的流場觀測結(jié)果，可以看出，微擾動粘貼位置從一側(cè)改變到對稱的另一側(cè)，都使粘貼微擾動同側(cè)的渦位置升高，因而圖6（a）和圖6（b）近似于鏡像對稱。該結(jié)果說明，在高速（跨臨界雷諾數(shù)范圍）情況下，頭尖部的微擾動仍然能有效地影響流動的非對稱性。

圖6 不同人工擾動位置下的PIV測量結(jié)果Fig.6 PIV test results with different positions of artificial disturbance

雖然PIV測量的流動結(jié)構顯示了在高速情況下模型頭尖部人工微擾動仍然起作用，即模型頭尖部人工微擾動與非對稱渦（空間流態(tài)）之間存在確定的響應關系，但在測壓結(jié)果顯示的模型各截面的側(cè)向力（物面上的氣動力）與模型頭尖部人工微擾動的響應關系并不象低速情況下那么明確，即文獻［14］等提到的雙周期和雙穩(wěn)態(tài)現(xiàn)象，以及人工擾動情況下旋轉(zhuǎn)不同模型頭尖得到的側(cè)向力變化趨于一致。作者認為應該從雷諾數(shù)影響方面找原因。

由于試驗條件的限制，所進行的高速風洞試驗的試驗雷諾數(shù)主要處于跨臨界雷諾數(shù)范圍。圖7給出了本次試驗中通過模型表面壓力測量獲得的典型測壓曲線結(jié)果，從截面壓力系數(shù)變化曲線可以看出流動表現(xiàn)為跨臨界Re數(shù)的流動。繞模型的附面層流動經(jīng)歷從層流到湍流，模型兩側(cè)邊界層發(fā)展不對稱引起的對模型表面壓力的不對稱，要大于非對稱渦引起的模型表面壓力不對稱。本次試驗結(jié)果還表明，在臨界Re數(shù)范圍（ReD＝0.2×106～2.0×106），Re數(shù)對尖拱細長旋成體大迎角非對稱流動有明顯影響，Re數(shù)效應與壓縮性效應混雜，要研究純粹的壓縮性效應影響，必須扣除Re數(shù)效應影響因素。

圖7 典型測壓結(jié)果Fig.7 The results of pressure measurement

3 結(jié) 論

（1）在高速情況下，細長旋成體的大迎角流動仍然可能出現(xiàn)非對稱的多渦系流動結(jié)構；

（2）壓縮性對細長旋成體大迎角流動的非對稱性有影響，橫流馬赫數(shù)Mc＝0.42是一個臨界值，小于該值則存在較明顯的非對稱性，大于該值則非對稱性顯著減?。?/p>

（3）模型頭尖部人工微擾動與大迎角非對稱渦（空間流態(tài)）之間存在確定的響應關系，但對高速測壓結(jié)果影響規(guī)律不明顯；

（4）壓縮性效應和Re數(shù)效應均對流動非對稱性產(chǎn)生影響，研究壓縮性效應必須考慮Re數(shù)效應。

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