帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦匝芯?/h1>
2015-06-23 09:11:08王小虎易仕和陸小革
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2015年2期
王小虎, 易仕和, 付 佳, 陸小革, 何 霖
(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院, 長沙 410073)
帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦匝芯?/p>
王小虎, 易仕和, 付 佳, 陸小革, 何 霖*
(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院, 長沙 410073)
當(dāng)帶紅外成像制導(dǎo)系統(tǒng)的飛行器在稠密大氣層內(nèi)做高超聲速飛行時，必須采取主動冷卻方式防止嚴(yán)重氣動加熱造成的窗口材料熱畸變以及復(fù)雜流場造成的氣動光學(xué)畸變。本文根據(jù)成像窗口周圍流動具有受高超聲速鈍頭體繞流和氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(即背面為空腔的超聲速后臺階)共同作用的特點(diǎn)，在KD-01高超聲速炮風(fēng)洞中開展了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板在不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦缘脑囼?yàn)研究，測量了Ma8來流條件下噴縫下游表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)，試驗(yàn)獲得了2種前緣形狀的帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板噴縫周圍瞬態(tài)流場NPLS圖像。通過分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出以下結(jié)論：對于帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜不工作狀態(tài))的高超聲速平板，模型前緣的形狀對噴縫下游區(qū)域的表面熱流整體分布有明顯影響，在鈍前緣情形下，表面熱流分布接近相同前緣形狀的平板邊界層為層流狀態(tài)時的表面熱流分布；在尖前緣情形下，表面熱流分布則表現(xiàn)出從層流邊界層狀態(tài)向充分發(fā)展湍流邊界層狀態(tài)變化的特性；噴縫下游分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦院统曀俸笈_階流動類似，取決于噴縫上緣處邊界層相對厚度。
高超聲速；氣膜冷卻結(jié)構(gòu)；表面?zhèn)鳠?；測量；鈍前緣
0 引 言
當(dāng)帶有紅外成像末制導(dǎo)系統(tǒng)的飛行器在大氣層內(nèi)做高速飛行時，必須采取冷卻措施防止嚴(yán)重氣動加熱造成的窗口材料熱畸變以及復(fù)雜流場造成的氣動光學(xué)畸變。對此，一般選用帶側(cè)窗超聲速氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的光學(xué)頭罩。這類頭罩基本外形為球錐，平面光學(xué)窗口安裝在球錐側(cè)表面處，超聲速冷卻氣膜從窗口上游略高于窗口的狹縫中平行于窗口表面噴出，形成的超聲速“氣膜”將光學(xué)窗口同周圍灼熱氣流物理隔離，從而達(dá)到窗口冷卻的目的。
紅外成像窗口周圍的流動受高超聲速鈍頭體繞流和氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(即背面為空腔的超聲速后臺階)共同作用。為便于掌握這類流動的主要特性，本文開展了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)的高超聲速鈍前緣平板流動特性研究。如果不考慮模型的前體形狀，就氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的這種流動而言，它與(高)超聲速后臺階的流動類似。不同之處在于，一般的后臺階的臺階背面為固壁，而本文研究所用模型臺階背面為噴縫(但沒有抽吸)。
對(高)超聲速后臺階流動，試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，分離點(diǎn)處邊界層相對厚度δL/h是影響臺階附近下游流場的重要參數(shù)[1-5]，而δL/h～L/(h·Re∞L1/2)，這里δL為臺階處邊界層厚度，h為臺階高度，L表示臺階到平板前緣的距離，Re∞L為基于L的自由來流雷諾數(shù)。
對高超聲速鈍劈流動，研究發(fā)現(xiàn)前緣鈍性和粘性效應(yīng)都很重要[6]。只要知道相應(yīng)的無粘流場，則雷諾數(shù)對表面壓力分布以及流動參數(shù)可采用傳統(tǒng)的邊界層理論進(jìn)行預(yù)測；使用爆炸波理論能夠很好地預(yù)測前緣鈍性的影響。另外，Creager通過分析風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，提出了一套估算鈍緣平板和斜劈表面參數(shù)的工程估算方法，在前緣厚度相對不是太大時具有足夠高的預(yù)測精度[7-8]。
本文研究了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)的高超聲速鈍前緣平板噴縫下游表面?zhèn)鳠嵴w分布特性。試驗(yàn)在KD-01高超聲速炮風(fēng)洞中開展，研究了Ma8來流條件下噴縫下游表面熱流和靜壓。為便于分析前緣形狀對噴縫下游流動的影響，還測量了對應(yīng)測試條件下尖前緣情形時噴縫下游表面熱流。
1 試驗(yàn)設(shè)備與模型
1.1 KD-01高超聲速炮風(fēng)洞
KD-01高超聲速炮風(fēng)洞(以下簡稱KD-01風(fēng)洞)是一座脈沖式、可輕活塞運(yùn)行的高馬赫數(shù)風(fēng)洞。風(fēng)洞全長43m，型面噴管出口直徑為500mm，出口馬赫數(shù)為5～10。風(fēng)洞可按照激波風(fēng)洞和炮風(fēng)洞2種方式運(yùn)行，驅(qū)動氣體可使用常溫空氣或氫氮混合氣體。
圖1 KD-01高超聲速激波風(fēng)洞
在本試驗(yàn)中，風(fēng)洞以輕活塞方式運(yùn)行。噴管出口馬赫數(shù)實(shí)校值為8.24。試驗(yàn)段來流參數(shù)如表1所示。
表1 自由來流參數(shù)
1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>
試驗(yàn)研究采用了不同前緣形狀(鈍前緣和尖前緣)的2種帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)平板模型，如圖2所示。除前緣分別為尖劈和直徑為36mm的半圓柱外，其余構(gòu)造完全相同。噴縫處臺階高6mm，下游安裝有用于測量表面熱流的鉑薄膜電阻溫度計和用于測量表面靜壓的壓力傳感器，臺階上游33mm中線位置處安裝一壓力傳感器，以測量當(dāng)?shù)乇砻骒o壓。圖中噴縫下游最上列的13個安裝位用于安裝壓力傳感器，下游其余安裝位用于固定鉑薄膜電阻溫度計。圖3為安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段的模型照片。試驗(yàn)中模型迎角可通過風(fēng)洞試驗(yàn)艙內(nèi)角度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)精細(xì)調(diào)節(jié)，其精度控制在±1′范圍內(nèi)。
圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ突境叽?/p>
圖3 安裝于試驗(yàn)段的模型照片
2 測試方法
在脈沖風(fēng)洞中測量模型表面瞬態(tài)熱流時，要求傳感器具有較高的靈敏度和較快的響應(yīng)速度。對此，一般選用同軸熱電偶和薄膜電阻測量瞬態(tài)熱流。當(dāng)來流氣體焓值不高時，通常選用較同軸熱電偶靈敏度更高、響應(yīng)更迅速的鉑薄膜電阻溫度計進(jìn)行測量。
由于本試驗(yàn)來流總焓為0.97MJ/kg，故選用薄膜電阻溫度計測量噴縫下游表面熱流。相應(yīng)的測試系統(tǒng)基本組成如圖4所示?；驹硎牵谝痪S半無窮傳熱理論，由所記錄的薄膜電阻溫度計的表面溫度進(jìn)行計算得到表面熱流值，詳見參考文獻(xiàn)[9-10]。
圖4 熱流測試系統(tǒng)示意圖
在測得當(dāng)?shù)乇砻鏌崃?記為qw_experiment)后，可進(jìn)一步通過計算表面熱流St對其無量綱化。St定義為：
(1)
式中：ρe和ue分別為臺階處邊界層外緣密度和速度，cp為定壓比熱，Tr為恢復(fù)溫度，Tw表示當(dāng)?shù)乇诿鏈囟?。其中Tr定義為
(2)
為便于后續(xù)分析，本文使用文獻(xiàn)[5,7-8]所述方法，計算了各試驗(yàn)狀態(tài)下模型在噴縫出口處邊界層外緣流動參數(shù)理論計算結(jié)果，如表2所示。
表2 噴縫出口處邊界層外緣流動參數(shù)
表中D表示模型前緣直徑，D=0和36分別對應(yīng)尖、鈍前緣模型；下標(biāo)L表示模型前緣至噴縫出口處的距離，本文研究所用試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓熬壘鄧娍p出口的距離均為150mm；L/(h·Re∞L1/2)是表征超聲速后臺階流動臺階上緣邊界層相對厚度δL/h的無量綱參數(shù)，正比于δL/h。
3 結(jié)果與分析
3.1 噴縫下游流場結(jié)構(gòu)顯示
圖5所示為超聲速冷卻氣膜工作時噴縫周圍紋影照片，紋影刀口從下向上切，噴縫下游靠近壁面的黑色部分為超聲速氣膜作用區(qū)域。從圖中可見，當(dāng)冷卻氣體從噴縫中沿壁面超聲速噴出后，冷卻氣膜將壁面與來流物理隔離。
圖5 超聲速冷卻氣膜工作時噴縫周圍流動結(jié)構(gòu)紋影照片
當(dāng)冷卻氣膜未工作時，噴縫周圍模型結(jié)構(gòu)可近似為背面為空腔的超聲速后臺階(無抽吸)。氣流從臺階背面分離，形成回流區(qū)?；亓鞅粐娍p下游再附的剪切層卷挾。剪切層的超聲速區(qū)域繞噴縫上緣拐角快速膨脹。氣流最終在噴縫下游某處再附到物面，形成邊界層[11]。圖6所示為帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的超聲速平板流動結(jié)構(gòu)示意圖(當(dāng)氣膜未工作時)。
圖6 帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的超聲速平板流動結(jié)構(gòu)示意圖(氣膜未工作)
Fig.6 Sketch of supersonic flow over flat plate with film-cooling structure(when the cooling film is laid idle)
試驗(yàn)分別獲得了鈍前緣模型和尖前緣模型在-4°迎角狀態(tài)下噴縫周圍瞬態(tài)流場的NPLS圖像，如圖7所示。雖然所示為瞬態(tài)流場的精細(xì)結(jié)構(gòu)，但仍可通過流動圖像所顯示的基本流動結(jié)構(gòu)的差異反映前緣鈍性對噴縫周圍流場的影響。
圖7 α=-4°時噴縫下游流場瞬態(tài)精細(xì)結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)
Fig.7 Instantaneous fine structure of downstream flow of the slot atα=-4°(when the cooling film is laid idle)
首先，從圖7可見，鈍前緣構(gòu)型下回流區(qū)范圍較尖前緣情形大，鈍前緣模型的回流區(qū)長度約為9h，而尖前緣模型的則約為6h。
其次，從鈍前緣模型噴縫上緣處發(fā)出的膨脹波系(圖中箭頭所指灰度值相對較低的區(qū)域)范圍比尖前緣模型的大。鈍前緣模型膨脹波系分布表現(xiàn)出超聲速后臺階流動的特性(Mae=2.61，見表2)，膨脹波系上邊界明顯高于噴縫；而尖前緣模型膨脹波系上邊界則幾乎平行于壁面。
另外，就圖7中所示瞬態(tài)流場，可以發(fā)現(xiàn)，噴縫處邊界層厚度均約為0.3h(1.8mm)。將其同表2所示邊界層厚度的估算值進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)圖中所示噴縫邊緣處邊界層厚度和按照層流邊界層理論估算的值相當(dāng)。由此認(rèn)為，在圖7所示測試狀態(tài)下，噴縫邊緣處邊界層應(yīng)當(dāng)為層流邊界層。
3.2 噴縫下游表面熱流
測量了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板模型在0°、-4°和-10°這3種迎角狀態(tài)下噴縫下游無量綱表面熱流分布，如圖8～10所示。各圖中橫坐標(biāo)為基于噴縫高度歸一化的測點(diǎn)位置，原點(diǎn)均位于噴縫出口處(同圖7)。圖8(a)、9(a)和10(a)均為鈍前緣模型噴縫下游表面熱流，圖8(b)、9(b)和10(b)均為尖前緣模型噴縫下游相同位置處表面熱流。圖中“Theory_Laminar”和“Theory_Turbulent”為使用Creager方法[7-8]和雷諾比擬關(guān)系對相同前緣形狀的平板邊界層分別在層流和充分發(fā)展湍流狀態(tài)下進(jìn)行計算得到的表面熱流的理論計算值。
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
觀察圖8～10中表面熱流分布，可以發(fā)現(xiàn)其表現(xiàn)出以下特點(diǎn)：
(1) 與鈍前緣平板邊界層為層流狀態(tài)下表面熱流的理論計算值相比，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣模型在噴縫下游再附后的表面熱流，整體上接近且略高于對應(yīng)位置的該理論計算值。不同之處在于，隨著模型迎角增大，二者差值相應(yīng)略有增加。
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
(2) 對尖前緣模型，當(dāng)流動在噴縫下游再附后，表面熱流在3種迎角狀態(tài)下都表現(xiàn)出從接近層流平板邊界層狀態(tài)向接近充分發(fā)展湍流邊界層狀態(tài)變化的過程。隨著迎角增大，這一過程向上游移動，變化過程的范圍縮短。如在0°迎角下這一過程在25h～39h發(fā)生，-4°迎角時發(fā)生在8h～18h之間，-10°迎角時則在流動再附后即已接近湍流邊界層無量綱表面熱流理論計算值。
3.3 噴縫下游表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)分布的前緣形狀影響原因分析
3.1和3.2節(jié)分別描述了不同前緣形狀下帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)平板在不同前緣形狀下所表現(xiàn)出明顯不同的特性。現(xiàn)分析出現(xiàn)這一差異的原因。
3.3.1 轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)
針對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游無量綱表面熱流分布在不同前緣形狀下表現(xiàn)出不同特性這一現(xiàn)象，考慮邊界層轉(zhuǎn)捩特性的影響，計算出各狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)[12]，如表3所示。
表3 轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)
工程應(yīng)用中對邊界層轉(zhuǎn)捩的一種處理方法是假設(shè)轉(zhuǎn)捩發(fā)生在某一位置，稱為“轉(zhuǎn)捩點(diǎn)”。在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之前的流動全為層流，在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之后則全為湍流。在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)處可定義一個用于定性判斷邊界層狀態(tài)的參數(shù)，稱為轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)ReT，其定義式如下
(3)
式中：xT為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置，ρe、ue和μe分別為邊界層外緣的密度、速度和粘性系數(shù)。
如表3所示，比較各測試狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)和噴縫外緣處當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，鈍前緣情形下噴縫處邊界層外緣雷諾數(shù)低于轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)一個量級，而尖前緣模型各狀態(tài)下的所估算的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)則和相同狀態(tài)下噴縫處邊界層外緣雷諾數(shù)接近。從而可以認(rèn)為，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠嵋蚯熬壭螤畈煌憩F(xiàn)出不同特性是由于前緣形狀導(dǎo)致噴縫下游邊界層轉(zhuǎn)捩特性出現(xiàn)明顯差別所致。
3.3.2 邊界層發(fā)展特性
由圖7所示噴縫下游流動再附后邊界層發(fā)展特性可以發(fā)現(xiàn)，對鈍前緣模型，9h～15h之間的邊界層表現(xiàn)出一定的層流特性；而對尖前緣模型，這一區(qū)域大大縮短，僅在6h～8h之間表現(xiàn)出相同的特性。筆者認(rèn)為鈍前緣抑制了噴縫下游邊界層向充分發(fā)展湍流邊界層的轉(zhuǎn)捩，從而使得鈍前緣模型噴縫下游的表面?zhèn)鳠崽匦越咏鼘恿鬟吔鐚拥奶攸c(diǎn)，而尖前緣情形下噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦詣t表現(xiàn)出如圖8～10所示的從接近層流狀態(tài)向接近湍流狀態(tài)發(fā)展的過程。
3.3.3 表面靜壓分布
在測量模型表面熱流的同時，測量了相同流向位置處的表面靜壓。圖11所示為帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板下游基于噴縫上緣處靜壓歸一化的表面靜壓分布。很明顯，3種迎角狀態(tài)下噴縫下游的表面靜壓在流動再附后均表現(xiàn)出順壓特性。這一現(xiàn)象說明，在鈍前緣情形下，噴縫下游邊界層較難發(fā)生轉(zhuǎn)捩。這和實(shí)測的表面熱流分布特性所表現(xiàn)出的邊界層流動特性一致。
圖11 鈍緣平板臺階下游歸一化表面靜壓分布
Fig.11 Normalized static pressure distribution of downstream flow of the step of flat plate with blunted leading edge
通過上述3個方面的分析，可以認(rèn)為，前緣形狀對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦跃哂忻黠@影響。在鈍前緣情形下，噴縫下游的表面熱流分布接近相同前緣形狀的、平板邊界層為層流狀態(tài)時的表面熱流分布；在尖前緣情形下，則接近相應(yīng)的平板邊界層為湍流時的表面熱流分布。
3.4 分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦?/p>
由于本研究關(guān)注臺階下游較大范圍內(nèi)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴膫鳠崽匦?，故在噴縫周圍布置的測點(diǎn)較少，但仍可從有限的數(shù)據(jù)中分析噴縫下游分離和再附區(qū)的表面?zhèn)鳠崽匦浴?/p>
此前關(guān)于后臺階流動的研究表明，臺階處邊界層相對厚度δL/h決定了臺階下游分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦訹1-5, 13-14]。一般用正比于δL/h的無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)作為判斷臺階下游表面?zhèn)鳠崽匦缘膮?shù)。Rom等[1]提出，對于超聲速后臺階流動，當(dāng)L/(h·ReL1/2) < 0.067時，表面熱流在再附區(qū)將存在一高于當(dāng)?shù)仄骄砻鏌崃鞯姆逯担疫@一峰值隨著L/(h·ReL1/2)減小而增大；反之，臺階下游表面熱流沿流向逐漸增大，而不存在峰值。
本文考察這一結(jié)論在臺階背面為噴縫的條件下的適用性。首先，計算出各迎角狀態(tài)下鈍前緣平板臺階處的邊界層外緣流動參數(shù)，如表2所示。進(jìn)一步，按照上述此前文獻(xiàn)中的結(jié)論可以推斷出，對3種迎角狀態(tài)，表面熱流在再附區(qū)附近都應(yīng)存在峰值，而且隨著迎角增大，這一峰值相比于相應(yīng)狀態(tài)下平板的值差別更大。
觀察圖8～10所示的鈍前緣模型噴縫下游表面?zhèn)鳠釡y試結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)，在再附區(qū)內(nèi)(第2和3個測點(diǎn)之間)，表面熱流都存在一個峰值，而且隨著迎角增大，峰值同相鄰測點(diǎn)熱流值差別變大。
由此可以認(rèn)為，上述結(jié)論在本文所研究的模型條件下依然適用?？蓪⑵溥M(jìn)一步推廣為，超聲速后臺階下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦匀Q于臺階處當(dāng)?shù)剡吔鐚酉鄬穸龋梢允褂门_階處邊界層外緣馬赫數(shù)Mae和無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)判斷臺階下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦浴?/p>
4 結(jié) 論
針對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板模型在氣膜未開啟時，前緣形狀分別為尖前緣和鈍前緣的2種情況，在不同迎角下對噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦赃M(jìn)行了試驗(yàn)研究，得出了如下結(jié)論：
(1) 在高超聲速來流條件下，前緣形狀對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦援a(chǎn)生明顯影響。與尖前緣平板情形相比，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦哉w與相同前緣形狀的平板在層流邊界層狀態(tài)下的表面?zhèn)鳠崽匦缘睦碚撚嬎憬Y(jié)果接近。而相同條件下尖前緣平板噴縫下游的表面熱流表現(xiàn)出從層流邊界層向充分發(fā)展湍流邊界層發(fā)展的特性，表面熱流最終接近但略低于充分發(fā)展的湍流邊界層的相應(yīng)值。
(2) 根據(jù)相同測試條件下帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板噴縫下游表面熱流較尖前緣情形更接近層流邊界層理論計算值這一現(xiàn)象，可以認(rèn)為，鈍前緣對噴縫下游邊界層轉(zhuǎn)捩具有一定的抑制作用。這對開展高超聲速光學(xué)致冷頭罩總體設(shè)計具有重要意義。
(3) 雖然帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速鈍前緣平板噴縫下游再附區(qū)的表面?zhèn)鳠崽匦耘c一般超聲速后臺階流動存在一些差別，但總體上可以使用噴縫上緣處邊界層外緣馬赫數(shù)Mae和邊界層相對厚度預(yù)測噴縫下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦?。邊界層相對厚度可使用無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)表征。這里雷諾數(shù)ReL為基于前緣到噴縫距離的噴縫出口處邊界層外緣雷諾數(shù)。
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(編輯：李金勇)
Study of surface heat transfer characteristics of hypersonic flat plate with film-cooling structure under different leading edge shape conditions
Wang Xiaohu, Yi Shihe, Fu Jia, Lu Xiaoge, He Lin
(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)
For an aircraft equipped with the infrared imaging homing seeker flying at hypersonic speed inside the dense atmosphere, some active cooling methods are needed to prevent the areothermal aberration caused by serious aerothermal heating and the aero-optical effect caused by the complex flow field. Based on the effect of both hypersonic blunt body flow and film cooling structure (i.e. supersonic backward step with slot at step base), the characteristics of surface heat transfer distribution over the hypersonic flat plate with a film cooling structure under different leading edge shape conditions are studied. The tests are implemented on the KD-01 hypersonic gun tunnel, and the heat flux in the downstream region of the slot under Mach 8 free stream condition is measured. The NPLS images of the instantaneous flow field around the slot of hypersonic flat plate with the film cooling structure (when the cooling film is laid idle) are obtained for different leading edge shape situations. Based on the analysis of the test data, it is concluded that: for the hypersonic flat plate with a film cooling structure (when the cooling film is laid idle), the leading edge shape has a distinctive influence on the distribution of surface heat flux; for the blunt leading edge, the surface heat flux is close to the analytical result of heat flux of the laminar boundary layer of a flat plate with the same leading edge shape; for the sharp leading edge, the heat transfer features develops from laminar to turbulent status; the heat transfer features in the separation and r eattached region downstream of the slot depend on the relative boundary layer thickness at the slot lip, which is similar to the situation of a common supersonic step flow.
hypersonic;film-cooling configuration;surface heat transfer;measurement;blunt leading edge
1672-9897(2015)02-0019-07
10.11729/syltlx20140099
2014-09-03;
2015-04-01
國家自然科學(xué)基金(11172326，11302256)；國防科技大學(xué)科研計劃(0100010112001)
WangXH,YiSH,FuJ,etal.Studyofsurfaceheattransfercharacteristicsofhypersonicflatplatewithfilm-coolingstructureunderdifferentleadingedgeshapeconditions.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(2): 19-25. 王小虎, 易仕和, 付 佳, 等. 帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦匝芯? 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(2): 19-25.
V411.7
A
王小虎(1986-)，男，甘肅慶陽人，博士研究生。研究方向：實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)與測試。通信地址：湖南長沙開福區(qū)德雅路109號(410073)。E-mail：VladimirWang@hotmail.com
*通信作者 E-mail: helin@nudt.edu.cn
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王小虎, 易仕和, 付 佳, 陸小革, 何 霖
(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院, 長沙 410073)
帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦匝芯?/p>
王小虎, 易仕和, 付 佳, 陸小革, 何 霖*
(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院, 長沙 410073)
當(dāng)帶紅外成像制導(dǎo)系統(tǒng)的飛行器在稠密大氣層內(nèi)做高超聲速飛行時，必須采取主動冷卻方式防止嚴(yán)重氣動加熱造成的窗口材料熱畸變以及復(fù)雜流場造成的氣動光學(xué)畸變。本文根據(jù)成像窗口周圍流動具有受高超聲速鈍頭體繞流和氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(即背面為空腔的超聲速后臺階)共同作用的特點(diǎn)，在KD-01高超聲速炮風(fēng)洞中開展了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板在不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦缘脑囼?yàn)研究，測量了Ma8來流條件下噴縫下游表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)，試驗(yàn)獲得了2種前緣形狀的帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板噴縫周圍瞬態(tài)流場NPLS圖像。通過分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出以下結(jié)論：對于帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜不工作狀態(tài))的高超聲速平板，模型前緣的形狀對噴縫下游區(qū)域的表面熱流整體分布有明顯影響，在鈍前緣情形下，表面熱流分布接近相同前緣形狀的平板邊界層為層流狀態(tài)時的表面熱流分布；在尖前緣情形下，表面熱流分布則表現(xiàn)出從層流邊界層狀態(tài)向充分發(fā)展湍流邊界層狀態(tài)變化的特性；噴縫下游分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦院统曀俸笈_階流動類似，取決于噴縫上緣處邊界層相對厚度。
高超聲速；氣膜冷卻結(jié)構(gòu)；表面?zhèn)鳠?；測量；鈍前緣
0 引 言
當(dāng)帶有紅外成像末制導(dǎo)系統(tǒng)的飛行器在大氣層內(nèi)做高速飛行時，必須采取冷卻措施防止嚴(yán)重氣動加熱造成的窗口材料熱畸變以及復(fù)雜流場造成的氣動光學(xué)畸變。對此，一般選用帶側(cè)窗超聲速氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的光學(xué)頭罩。這類頭罩基本外形為球錐，平面光學(xué)窗口安裝在球錐側(cè)表面處，超聲速冷卻氣膜從窗口上游略高于窗口的狹縫中平行于窗口表面噴出，形成的超聲速“氣膜”將光學(xué)窗口同周圍灼熱氣流物理隔離，從而達(dá)到窗口冷卻的目的。
紅外成像窗口周圍的流動受高超聲速鈍頭體繞流和氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(即背面為空腔的超聲速后臺階)共同作用。為便于掌握這類流動的主要特性，本文開展了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)的高超聲速鈍前緣平板流動特性研究。如果不考慮模型的前體形狀，就氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的這種流動而言，它與(高)超聲速后臺階的流動類似。不同之處在于，一般的后臺階的臺階背面為固壁，而本文研究所用模型臺階背面為噴縫(但沒有抽吸)。
對(高)超聲速后臺階流動，試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，分離點(diǎn)處邊界層相對厚度δL/h是影響臺階附近下游流場的重要參數(shù)[1-5]，而δL/h～L/(h·Re∞L1/2)，這里δL為臺階處邊界層厚度，h為臺階高度，L表示臺階到平板前緣的距離，Re∞L為基于L的自由來流雷諾數(shù)。
對高超聲速鈍劈流動，研究發(fā)現(xiàn)前緣鈍性和粘性效應(yīng)都很重要[6]。只要知道相應(yīng)的無粘流場，則雷諾數(shù)對表面壓力分布以及流動參數(shù)可采用傳統(tǒng)的邊界層理論進(jìn)行預(yù)測；使用爆炸波理論能夠很好地預(yù)測前緣鈍性的影響。另外，Creager通過分析風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，提出了一套估算鈍緣平板和斜劈表面參數(shù)的工程估算方法，在前緣厚度相對不是太大時具有足夠高的預(yù)測精度[7-8]。
本文研究了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)的高超聲速鈍前緣平板噴縫下游表面?zhèn)鳠嵴w分布特性。試驗(yàn)在KD-01高超聲速炮風(fēng)洞中開展，研究了Ma8來流條件下噴縫下游表面熱流和靜壓。為便于分析前緣形狀對噴縫下游流動的影響，還測量了對應(yīng)測試條件下尖前緣情形時噴縫下游表面熱流。
1 試驗(yàn)設(shè)備與模型
1.1 KD-01高超聲速炮風(fēng)洞
KD-01高超聲速炮風(fēng)洞(以下簡稱KD-01風(fēng)洞)是一座脈沖式、可輕活塞運(yùn)行的高馬赫數(shù)風(fēng)洞。風(fēng)洞全長43m，型面噴管出口直徑為500mm，出口馬赫數(shù)為5～10。風(fēng)洞可按照激波風(fēng)洞和炮風(fēng)洞2種方式運(yùn)行，驅(qū)動氣體可使用常溫空氣或氫氮混合氣體。
圖1 KD-01高超聲速激波風(fēng)洞
在本試驗(yàn)中，風(fēng)洞以輕活塞方式運(yùn)行。噴管出口馬赫數(shù)實(shí)校值為8.24。試驗(yàn)段來流參數(shù)如表1所示。
表1 自由來流參數(shù)
1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>
試驗(yàn)研究采用了不同前緣形狀(鈍前緣和尖前緣)的2種帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)平板模型，如圖2所示。除前緣分別為尖劈和直徑為36mm的半圓柱外，其余構(gòu)造完全相同。噴縫處臺階高6mm，下游安裝有用于測量表面熱流的鉑薄膜電阻溫度計和用于測量表面靜壓的壓力傳感器，臺階上游33mm中線位置處安裝一壓力傳感器，以測量當(dāng)?shù)乇砻骒o壓。圖中噴縫下游最上列的13個安裝位用于安裝壓力傳感器，下游其余安裝位用于固定鉑薄膜電阻溫度計。圖3為安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段的模型照片。試驗(yàn)中模型迎角可通過風(fēng)洞試驗(yàn)艙內(nèi)角度調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)精細(xì)調(diào)節(jié)，其精度控制在±1′范圍內(nèi)。
圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ突境叽?/p>
圖3 安裝于試驗(yàn)段的模型照片
2 測試方法
在脈沖風(fēng)洞中測量模型表面瞬態(tài)熱流時，要求傳感器具有較高的靈敏度和較快的響應(yīng)速度。對此，一般選用同軸熱電偶和薄膜電阻測量瞬態(tài)熱流。當(dāng)來流氣體焓值不高時，通常選用較同軸熱電偶靈敏度更高、響應(yīng)更迅速的鉑薄膜電阻溫度計進(jìn)行測量。
由于本試驗(yàn)來流總焓為0.97MJ/kg，故選用薄膜電阻溫度計測量噴縫下游表面熱流。相應(yīng)的測試系統(tǒng)基本組成如圖4所示?；驹硎牵谝痪S半無窮傳熱理論，由所記錄的薄膜電阻溫度計的表面溫度進(jìn)行計算得到表面熱流值，詳見參考文獻(xiàn)[9-10]。
圖4 熱流測試系統(tǒng)示意圖
在測得當(dāng)?shù)乇砻鏌崃?記為qw_experiment)后，可進(jìn)一步通過計算表面熱流St對其無量綱化。St定義為：
(1)
式中：ρe和ue分別為臺階處邊界層外緣密度和速度，cp為定壓比熱，Tr為恢復(fù)溫度，Tw表示當(dāng)?shù)乇诿鏈囟?。其中Tr定義為
(2)
為便于后續(xù)分析，本文使用文獻(xiàn)[5,7-8]所述方法，計算了各試驗(yàn)狀態(tài)下模型在噴縫出口處邊界層外緣流動參數(shù)理論計算結(jié)果，如表2所示。
表2 噴縫出口處邊界層外緣流動參數(shù)
表中D表示模型前緣直徑，D=0和36分別對應(yīng)尖、鈍前緣模型；下標(biāo)L表示模型前緣至噴縫出口處的距離，本文研究所用試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓熬壘鄧娍p出口的距離均為150mm；L/(h·Re∞L1/2)是表征超聲速后臺階流動臺階上緣邊界層相對厚度δL/h的無量綱參數(shù)，正比于δL/h。
3 結(jié)果與分析
3.1 噴縫下游流場結(jié)構(gòu)顯示
圖5所示為超聲速冷卻氣膜工作時噴縫周圍紋影照片，紋影刀口從下向上切，噴縫下游靠近壁面的黑色部分為超聲速氣膜作用區(qū)域。從圖中可見，當(dāng)冷卻氣體從噴縫中沿壁面超聲速噴出后，冷卻氣膜將壁面與來流物理隔離。
圖5 超聲速冷卻氣膜工作時噴縫周圍流動結(jié)構(gòu)紋影照片
當(dāng)冷卻氣膜未工作時，噴縫周圍模型結(jié)構(gòu)可近似為背面為空腔的超聲速后臺階(無抽吸)。氣流從臺階背面分離，形成回流區(qū)?；亓鞅粐娍p下游再附的剪切層卷挾。剪切層的超聲速區(qū)域繞噴縫上緣拐角快速膨脹。氣流最終在噴縫下游某處再附到物面，形成邊界層[11]。圖6所示為帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的超聲速平板流動結(jié)構(gòu)示意圖(當(dāng)氣膜未工作時)。
圖6 帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的超聲速平板流動結(jié)構(gòu)示意圖(氣膜未工作)
Fig.6 Sketch of supersonic flow over flat plate with film-cooling structure(when the cooling film is laid idle)
試驗(yàn)分別獲得了鈍前緣模型和尖前緣模型在-4°迎角狀態(tài)下噴縫周圍瞬態(tài)流場的NPLS圖像，如圖7所示。雖然所示為瞬態(tài)流場的精細(xì)結(jié)構(gòu)，但仍可通過流動圖像所顯示的基本流動結(jié)構(gòu)的差異反映前緣鈍性對噴縫周圍流場的影響。
圖7 α=-4°時噴縫下游流場瞬態(tài)精細(xì)結(jié)構(gòu)(氣膜未工作)
Fig.7 Instantaneous fine structure of downstream flow of the slot atα=-4°(when the cooling film is laid idle)
首先，從圖7可見，鈍前緣構(gòu)型下回流區(qū)范圍較尖前緣情形大，鈍前緣模型的回流區(qū)長度約為9h，而尖前緣模型的則約為6h。
其次，從鈍前緣模型噴縫上緣處發(fā)出的膨脹波系(圖中箭頭所指灰度值相對較低的區(qū)域)范圍比尖前緣模型的大。鈍前緣模型膨脹波系分布表現(xiàn)出超聲速后臺階流動的特性(Mae=2.61，見表2)，膨脹波系上邊界明顯高于噴縫；而尖前緣模型膨脹波系上邊界則幾乎平行于壁面。
另外，就圖7中所示瞬態(tài)流場，可以發(fā)現(xiàn)，噴縫處邊界層厚度均約為0.3h(1.8mm)。將其同表2所示邊界層厚度的估算值進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)圖中所示噴縫邊緣處邊界層厚度和按照層流邊界層理論估算的值相當(dāng)。由此認(rèn)為，在圖7所示測試狀態(tài)下，噴縫邊緣處邊界層應(yīng)當(dāng)為層流邊界層。
3.2 噴縫下游表面熱流
測量了帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板模型在0°、-4°和-10°這3種迎角狀態(tài)下噴縫下游無量綱表面熱流分布，如圖8～10所示。各圖中橫坐標(biāo)為基于噴縫高度歸一化的測點(diǎn)位置，原點(diǎn)均位于噴縫出口處(同圖7)。圖8(a)、9(a)和10(a)均為鈍前緣模型噴縫下游表面熱流，圖8(b)、9(b)和10(b)均為尖前緣模型噴縫下游相同位置處表面熱流。圖中“Theory_Laminar”和“Theory_Turbulent”為使用Creager方法[7-8]和雷諾比擬關(guān)系對相同前緣形狀的平板邊界層分別在層流和充分發(fā)展湍流狀態(tài)下進(jìn)行計算得到的表面熱流的理論計算值。
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
觀察圖8～10中表面熱流分布，可以發(fā)現(xiàn)其表現(xiàn)出以下特點(diǎn)：
(1) 與鈍前緣平板邊界層為層流狀態(tài)下表面熱流的理論計算值相比，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣模型在噴縫下游再附后的表面熱流，整體上接近且略高于對應(yīng)位置的該理論計算值。不同之處在于，隨著模型迎角增大，二者差值相應(yīng)略有增加。
(a) Blunt leading edge model
(b) Sharp leading edge model
(2) 對尖前緣模型，當(dāng)流動在噴縫下游再附后，表面熱流在3種迎角狀態(tài)下都表現(xiàn)出從接近層流平板邊界層狀態(tài)向接近充分發(fā)展湍流邊界層狀態(tài)變化的過程。隨著迎角增大，這一過程向上游移動，變化過程的范圍縮短。如在0°迎角下這一過程在25h～39h發(fā)生，-4°迎角時發(fā)生在8h～18h之間，-10°迎角時則在流動再附后即已接近湍流邊界層無量綱表面熱流理論計算值。
3.3 噴縫下游表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)分布的前緣形狀影響原因分析
3.1和3.2節(jié)分別描述了不同前緣形狀下帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)平板在不同前緣形狀下所表現(xiàn)出明顯不同的特性。現(xiàn)分析出現(xiàn)這一差異的原因。
3.3.1 轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)
針對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游無量綱表面熱流分布在不同前緣形狀下表現(xiàn)出不同特性這一現(xiàn)象，考慮邊界層轉(zhuǎn)捩特性的影響，計算出各狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)[12]，如表3所示。
表3 轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)
工程應(yīng)用中對邊界層轉(zhuǎn)捩的一種處理方法是假設(shè)轉(zhuǎn)捩發(fā)生在某一位置，稱為“轉(zhuǎn)捩點(diǎn)”。在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之前的流動全為層流，在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之后則全為湍流。在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)處可定義一個用于定性判斷邊界層狀態(tài)的參數(shù)，稱為轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)ReT，其定義式如下
(3)
式中：xT為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置，ρe、ue和μe分別為邊界層外緣的密度、速度和粘性系數(shù)。
如表3所示，比較各測試狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)和噴縫外緣處當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，鈍前緣情形下噴縫處邊界層外緣雷諾數(shù)低于轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)一個量級，而尖前緣模型各狀態(tài)下的所估算的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)則和相同狀態(tài)下噴縫處邊界層外緣雷諾數(shù)接近。從而可以認(rèn)為，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠嵋蚯熬壭螤畈煌憩F(xiàn)出不同特性是由于前緣形狀導(dǎo)致噴縫下游邊界層轉(zhuǎn)捩特性出現(xiàn)明顯差別所致。
3.3.2 邊界層發(fā)展特性
由圖7所示噴縫下游流動再附后邊界層發(fā)展特性可以發(fā)現(xiàn)，對鈍前緣模型，9h～15h之間的邊界層表現(xiàn)出一定的層流特性；而對尖前緣模型，這一區(qū)域大大縮短，僅在6h～8h之間表現(xiàn)出相同的特性。筆者認(rèn)為鈍前緣抑制了噴縫下游邊界層向充分發(fā)展湍流邊界層的轉(zhuǎn)捩，從而使得鈍前緣模型噴縫下游的表面?zhèn)鳠崽匦越咏鼘恿鬟吔鐚拥奶攸c(diǎn)，而尖前緣情形下噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦詣t表現(xiàn)出如圖8～10所示的從接近層流狀態(tài)向接近湍流狀態(tài)發(fā)展的過程。
3.3.3 表面靜壓分布
在測量模型表面熱流的同時，測量了相同流向位置處的表面靜壓。圖11所示為帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板下游基于噴縫上緣處靜壓歸一化的表面靜壓分布。很明顯，3種迎角狀態(tài)下噴縫下游的表面靜壓在流動再附后均表現(xiàn)出順壓特性。這一現(xiàn)象說明，在鈍前緣情形下，噴縫下游邊界層較難發(fā)生轉(zhuǎn)捩。這和實(shí)測的表面熱流分布特性所表現(xiàn)出的邊界層流動特性一致。
圖11 鈍緣平板臺階下游歸一化表面靜壓分布
Fig.11 Normalized static pressure distribution of downstream flow of the step of flat plate with blunted leading edge
通過上述3個方面的分析，可以認(rèn)為，前緣形狀對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦跃哂忻黠@影響。在鈍前緣情形下，噴縫下游的表面熱流分布接近相同前緣形狀的、平板邊界層為層流狀態(tài)時的表面熱流分布；在尖前緣情形下，則接近相應(yīng)的平板邊界層為湍流時的表面熱流分布。
3.4 分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦?/p>
由于本研究關(guān)注臺階下游較大范圍內(nèi)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴膫鳠崽匦?，故在噴縫周圍布置的測點(diǎn)較少，但仍可從有限的數(shù)據(jù)中分析噴縫下游分離和再附區(qū)的表面?zhèn)鳠崽匦浴?/p>
此前關(guān)于后臺階流動的研究表明，臺階處邊界層相對厚度δL/h決定了臺階下游分離和再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦訹1-5, 13-14]。一般用正比于δL/h的無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)作為判斷臺階下游表面?zhèn)鳠崽匦缘膮?shù)。Rom等[1]提出，對于超聲速后臺階流動，當(dāng)L/(h·ReL1/2) < 0.067時，表面熱流在再附區(qū)將存在一高于當(dāng)?shù)仄骄砻鏌崃鞯姆逯担疫@一峰值隨著L/(h·ReL1/2)減小而增大；反之，臺階下游表面熱流沿流向逐漸增大，而不存在峰值。
本文考察這一結(jié)論在臺階背面為噴縫的條件下的適用性。首先，計算出各迎角狀態(tài)下鈍前緣平板臺階處的邊界層外緣流動參數(shù)，如表2所示。進(jìn)一步，按照上述此前文獻(xiàn)中的結(jié)論可以推斷出，對3種迎角狀態(tài)，表面熱流在再附區(qū)附近都應(yīng)存在峰值，而且隨著迎角增大，這一峰值相比于相應(yīng)狀態(tài)下平板的值差別更大。
觀察圖8～10所示的鈍前緣模型噴縫下游表面?zhèn)鳠釡y試結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)，在再附區(qū)內(nèi)(第2和3個測點(diǎn)之間)，表面熱流都存在一個峰值，而且隨著迎角增大，峰值同相鄰測點(diǎn)熱流值差別變大。
由此可以認(rèn)為，上述結(jié)論在本文所研究的模型條件下依然適用?？蓪⑵溥M(jìn)一步推廣為，超聲速后臺階下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦匀Q于臺階處當(dāng)?shù)剡吔鐚酉鄬穸龋梢允褂门_階處邊界層外緣馬赫數(shù)Mae和無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)判斷臺階下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦浴?/p>
4 結(jié) 論
針對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板模型在氣膜未開啟時，前緣形狀分別為尖前緣和鈍前緣的2種情況，在不同迎角下對噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦赃M(jìn)行了試驗(yàn)研究，得出了如下結(jié)論：
(1) 在高超聲速來流條件下，前緣形狀對帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦援a(chǎn)生明顯影響。與尖前緣平板情形相比，帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板噴縫下游表面?zhèn)鳠崽匦哉w與相同前緣形狀的平板在層流邊界層狀態(tài)下的表面?zhèn)鳠崽匦缘睦碚撚嬎憬Y(jié)果接近。而相同條件下尖前緣平板噴縫下游的表面熱流表現(xiàn)出從層流邊界層向充分發(fā)展湍流邊界層發(fā)展的特性，表面熱流最終接近但略低于充分發(fā)展的湍流邊界層的相應(yīng)值。
(2) 根據(jù)相同測試條件下帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的鈍前緣平板噴縫下游表面熱流較尖前緣情形更接近層流邊界層理論計算值這一現(xiàn)象，可以認(rèn)為，鈍前緣對噴縫下游邊界層轉(zhuǎn)捩具有一定的抑制作用。這對開展高超聲速光學(xué)致冷頭罩總體設(shè)計具有重要意義。
(3) 雖然帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速鈍前緣平板噴縫下游再附區(qū)的表面?zhèn)鳠崽匦耘c一般超聲速后臺階流動存在一些差別，但總體上可以使用噴縫上緣處邊界層外緣馬赫數(shù)Mae和邊界層相對厚度預(yù)測噴縫下游再附區(qū)表面?zhèn)鳠崽匦?。邊界層相對厚度可使用無量綱參數(shù)L/(h·ReL1/2)表征。這里雷諾數(shù)ReL為基于前緣到噴縫距離的噴縫出口處邊界層外緣雷諾數(shù)。
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(編輯：李金勇)
Study of surface heat transfer characteristics of hypersonic flat plate with film-cooling structure under different leading edge shape conditions
Wang Xiaohu, Yi Shihe, Fu Jia, Lu Xiaoge, He Lin
(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)
For an aircraft equipped with the infrared imaging homing seeker flying at hypersonic speed inside the dense atmosphere, some active cooling methods are needed to prevent the areothermal aberration caused by serious aerothermal heating and the aero-optical effect caused by the complex flow field. Based on the effect of both hypersonic blunt body flow and film cooling structure (i.e. supersonic backward step with slot at step base), the characteristics of surface heat transfer distribution over the hypersonic flat plate with a film cooling structure under different leading edge shape conditions are studied. The tests are implemented on the KD-01 hypersonic gun tunnel, and the heat flux in the downstream region of the slot under Mach 8 free stream condition is measured. The NPLS images of the instantaneous flow field around the slot of hypersonic flat plate with the film cooling structure (when the cooling film is laid idle) are obtained for different leading edge shape situations. Based on the analysis of the test data, it is concluded that: for the hypersonic flat plate with a film cooling structure (when the cooling film is laid idle), the leading edge shape has a distinctive influence on the distribution of surface heat flux; for the blunt leading edge, the surface heat flux is close to the analytical result of heat flux of the laminar boundary layer of a flat plate with the same leading edge shape; for the sharp leading edge, the heat transfer features develops from laminar to turbulent status; the heat transfer features in the separation and r eattached region downstream of the slot depend on the relative boundary layer thickness at the slot lip, which is similar to the situation of a common supersonic step flow.
hypersonic;film-cooling configuration;surface heat transfer;measurement;blunt leading edge
1672-9897(2015)02-0019-07
10.11729/syltlx20140099
2014-09-03;
2015-04-01
國家自然科學(xué)基金(11172326，11302256)；國防科技大學(xué)科研計劃(0100010112001)
WangXH,YiSH,FuJ,etal.Studyofsurfaceheattransfercharacteristicsofhypersonicflatplatewithfilm-coolingstructureunderdifferentleadingedgeshapeconditions.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(2): 19-25. 王小虎, 易仕和, 付 佳, 等. 帶氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的高超聲速平板不同前緣形狀下表面?zhèn)鳠崽匦匝芯? 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(2): 19-25.
V411.7
A
王小虎(1986-)，男，甘肅慶陽人，博士研究生。研究方向：實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)與測試。通信地址：湖南長沙開福區(qū)德雅路109號(410073)。E-mail：VladimirWang@hotmail.com
*通信作者 E-mail: helin@nudt.edu.cn
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