張紅軍, 沈 清

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

新型高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法研究

張紅軍*, 沈 清

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

為確保高超聲速進(jìn)氣道的安全工作，其壓縮面邊界層在進(jìn)入其內(nèi)流道前必須完成轉(zhuǎn)捩。針對高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩需要，依據(jù)二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，嘗試了一種新型低阻高效的邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法，在FD-07風(fēng)洞中開展了試驗驗證。試驗中首先通過進(jìn)氣道對稱面壓力分布和激波紋影獲得進(jìn)氣道的自起動情況，進(jìn)而推斷進(jìn)氣道入口前的邊界層轉(zhuǎn)捩情況。試驗包括進(jìn)氣道前體邊界層自然轉(zhuǎn)捩和人工轉(zhuǎn)捩，試驗結(jié)果表明在Ma=5、6，迎角α=0°來流條件下，使用同一波長的人工轉(zhuǎn)捩帶可以成功實現(xiàn)進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩，驗證了基于線性穩(wěn)定性理論設(shè)計的人工轉(zhuǎn)捩帶在寬馬赫數(shù)范圍的適用性。

高超聲速進(jìn)氣道；邊界層人工轉(zhuǎn)捩；線性穩(wěn)定性理論

0 引 言

高超聲速進(jìn)氣道壓縮面在減速增壓過程中存在嚴(yán)重的激波/邊界層干擾，在邊界層為層流時容易引起流動分離，進(jìn)而使進(jìn)氣道的捕獲流量減小、總壓恢復(fù)下降，嚴(yán)重時引發(fā)進(jìn)氣道不起動。相對于層流邊界層而言，湍流邊界層能夠很好地抑制由激波/邊界層干擾導(dǎo)致的流動分離[1-2]。然而，相關(guān)分析表明[3]，吸氣式高超聲速飛行器在飛行試驗時進(jìn)氣道壓縮面邊界層自然轉(zhuǎn)捩位置通常會超出進(jìn)氣道的長度而保持層流狀態(tài)，無法保證進(jìn)氣道按預(yù)期設(shè)計狀態(tài)工作。因此，研究高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法，通過采取人工轉(zhuǎn)捩措施確保邊界層在進(jìn)入內(nèi)流道前完成轉(zhuǎn)捩，對于保障超燃沖壓發(fā)動機(jī)的正常工作具有重要的意義[4]。

NASA蘭利研究中心面向Hyper-X任務(wù)從1997年開始在其31英寸和20英寸風(fēng)洞中開展了大量邊界層人工轉(zhuǎn)捩實驗[5-6]，研究了各種用于邊界層

轉(zhuǎn)捩的主動(吹氣)與被動(粗糙元)控制方法，其研究結(jié)果成功應(yīng)用于多個飛行試驗。如X-43A[7]、X-51[8]、HIFiRE-5[9]等都采用了后掠斜坡型或鉆石型渦流發(fā)生器來實現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩，轉(zhuǎn)捩方法是基于渦致轉(zhuǎn)捩的原理，設(shè)計的轉(zhuǎn)捩裝置能夠高效產(chǎn)生流向渦進(jìn)而實現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩，設(shè)計要素包括轉(zhuǎn)捩裝置的形狀、高度、安裝位置和轉(zhuǎn)捩塊的間距等。日本國家航天實驗室(NAL)也對高超聲速邊界層人工轉(zhuǎn)捩開展了一些研究[10]。當(dāng)風(fēng)洞來流雷諾數(shù)較小時，光滑模型表面邊界層不能發(fā)生自然轉(zhuǎn)捩，但安裝轉(zhuǎn)捩裝置后成功實現(xiàn)了轉(zhuǎn)捩。在Ma=7條件下對比了波紋狀、矛狀和絆線的各種邊界層轉(zhuǎn)捩方法。

國內(nèi)在高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩控制方面也開展了一些工作。國防科技大學(xué)的范曉檣等[11]針對半錐角為15°的軸對稱高超聲速進(jìn)氣道模型開展了轉(zhuǎn)捩實驗，利用鉆石型渦流發(fā)生器研究了不同邊界層流態(tài)對進(jìn)氣道性能的影響。通過對比層流和湍流2種流態(tài)的進(jìn)氣道流場數(shù)值計算結(jié)果和風(fēng)洞試驗結(jié)果，從進(jìn)氣道性能方面證明了采用的轉(zhuǎn)捩方法是成功的。中國空氣動力研究與發(fā)展中心的趙慧勇[12]針對一個吸氣式高超聲速進(jìn)氣道模型，同樣使用鉆石型渦流發(fā)生器，在FL-31常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中成功實現(xiàn)了來流條件為Ma=5、6、7，迎角α=1°時的邊界層人工轉(zhuǎn)捩，獲得了不同渦流發(fā)生器高度對轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律。

針對超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩問題，作者也曾進(jìn)行了一些初步的研究[13-14]，探索了一種弱擾動邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法：基于二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，設(shè)計了一種呈“W”形的人工轉(zhuǎn)捩裝置并將其應(yīng)用于高超聲速進(jìn)氣道的邊界層轉(zhuǎn)捩。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞Ma=6的風(fēng)洞試驗表明：在激波封口狀態(tài)，沒有加裝轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道不起動；在加裝轉(zhuǎn)捩裝置后，進(jìn)氣道順利起動，說明轉(zhuǎn)捩裝置起到了很好的轉(zhuǎn)捩效果。同渦流發(fā)生器相比，這種轉(zhuǎn)捩裝置對進(jìn)氣道帶來的附加阻力很小，氣動防熱容易，因此具有深入研究的價值。為進(jìn)一步把這種轉(zhuǎn)捩方法由單工況向?qū)採R赫數(shù)范圍推廣，以一典型二元高超聲速進(jìn)氣道為應(yīng)用對象，在理論分析的基礎(chǔ)上對轉(zhuǎn)捩裝置進(jìn)行重新設(shè)計并對其有效性進(jìn)行了試驗驗證。

1 試驗條件及試驗?zāi)Ｐ?/h2>

影響高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的因素很多，包括模型尺度、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、壁溫、來流湍流度和噪聲等。由于試驗在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，無法考慮來流湍流度和噪聲等對邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，主要保證模型幾何外形相似、馬赫數(shù)相同以及雷諾數(shù)接近，因此本次試驗中只模擬馬赫數(shù)及雷諾數(shù)。試驗的來流條件如表1所示。

表1 來流條件

試驗在FD-07高超聲速風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞是一座下吹式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，噴管出口直徑為0.5m，設(shè)計馬赫數(shù)范圍為Ma=5～12，試驗中采用更換噴管的辦法改變馬赫數(shù)，為防止噴管結(jié)構(gòu)受熱變形，噴管采用水冷卻系統(tǒng)。實驗段側(cè)壁開有口徑為φ350mm光學(xué)玻璃窗口，供紋影儀觀察和記錄流場使用。

進(jìn)氣道模型為二元三楔四波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道全長L=565.67mm，內(nèi)寬度W=76.67mm，工作馬赫數(shù)范圍：Ma=4.5～7，內(nèi)收縮比CRIN=1.66，總收縮比CR=5.8，模型縮比為1∶3。圖1給出了進(jìn)氣道模型結(jié)構(gòu)尺寸。

圖1 進(jìn)氣道模型結(jié)構(gòu)尺寸

2 轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計

圖2給出了本文人工轉(zhuǎn)捩方法的理論示意圖。擾動帶之前邊界層為層流，通過擾動帶的作用，在邊界層內(nèi)形成二維T-S波，二維T-S波在非線性作用下沿流向演化為三維不穩(wěn)定波，而后邊界層經(jīng)過后掠渦和渦破裂等過程最終發(fā)生轉(zhuǎn)捩，形成湍流。董亞妮和周恒的研究表明[15]:“邊界層轉(zhuǎn)捩過程的大部分時間主要取決于增長最快的T-S波的線性增長，只有在擾動幅值比較大以后，非線性因素才起作用，而非線性作用有多種多樣，目前并不能肯定是某種非線性起主要或決定性作用，一旦非線性因素起作用，不管是哪種作用，轉(zhuǎn)捩都將很快發(fā)生。與線性增長階段在整個轉(zhuǎn)捩過程中所占比重相比，即使非線性作用對最終的轉(zhuǎn)捩位置有影響，其差別也并不大?！边@說明對于二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩來說，T-S波的線性增長對轉(zhuǎn)捩起著非常重要的作用。據(jù)此，有望通過邊界層的線性穩(wěn)定性分析找出在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)不穩(wěn)定的二維T-S波，然后設(shè)計相應(yīng)的轉(zhuǎn)捩裝置來實現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩。

圖2 人工轉(zhuǎn)捩理論示意圖

文獻(xiàn)[13]給出了該種轉(zhuǎn)捩條帶的具體設(shè)計方法，本文不再贅述。通過線性穩(wěn)定性分析，得出了在Ma=5、6來流時在距離進(jìn)氣道前緣l=40mm處的不穩(wěn)定波，根據(jù)分析得到的不穩(wěn)定波參數(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計。此次試驗用轉(zhuǎn)捩條帶的厚度為0.2mm，寬度與進(jìn)氣道內(nèi)通道寬度相同，為76.67mm。轉(zhuǎn)捩帶前帶齒高3mm，后帶齒高6mm，齒間距4mm，齒邊夾角為90o。粘貼位置距進(jìn)氣道前緣40mm處。

轉(zhuǎn)捩帶由0.2mm厚鋁合金材料切割而成，該厚度為Ma=5時當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/4，為Ma=6時當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/6，轉(zhuǎn)捩帶緊貼于壁面粘貼，效果如圖3所示。

圖3 人工轉(zhuǎn)捩帶構(gòu)型

3 試驗驗證及分析

采用高階格式的高超聲速進(jìn)氣道流場數(shù)值計算結(jié)果表明[16]，層流邊界層在進(jìn)氣道唇口入射激波的干擾下會產(chǎn)生嚴(yán)重分離，引發(fā)進(jìn)氣道不起動。當(dāng)進(jìn)氣道入口為湍流邊界層時分離非常小，進(jìn)氣道可以正常起動。這說明進(jìn)氣道起動與否實際上反映了激波/邊界層干擾的嚴(yán)重程度。據(jù)此，試驗中首先可根據(jù)對稱面壓力分布及紋影圖像判斷進(jìn)氣道的起動情況，進(jìn)氣道不起動表明激波/邊界層干擾嚴(yán)重，邊界層可能為層流，進(jìn)氣道起動表明激波/邊界層干擾較弱，邊界層可能為湍流，因此可根據(jù)進(jìn)氣道起動情況對所設(shè)計的轉(zhuǎn)捩帶的有效性進(jìn)行驗證?；谶@種想法只開展了進(jìn)氣道的測壓試驗，未對進(jìn)氣道表面熱流進(jìn)行測量，所以本文未給出邊界層轉(zhuǎn)捩的具體位置。

首先開展的是在Ma=5、6，迎角α=0°來流工況下進(jìn)氣道邊界層自然轉(zhuǎn)捩試驗。試驗時對沿程壓力及進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行測量，并對進(jìn)氣道入口波系進(jìn)行紋影觀察。試驗發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道在2種來流條件下均不能正常起動，獲得的進(jìn)氣道對稱面沿程壓力分布分別與進(jìn)氣道的層流流場計算結(jié)果相符(見圖4和5)。從紋影圖像來看，在進(jìn)氣道唇口前緣均存在分離激波(見圖6(a)和6(b))，該分離激波由分離包引起，說明在未粘貼轉(zhuǎn)捩帶時進(jìn)氣道壓縮面邊界層在入射激波干擾下產(chǎn)生了嚴(yán)重分離。因此，根據(jù)這些流場特征有理由認(rèn)為進(jìn)氣道不起動是由激波/層流邊界層干擾所引起的。

圖4 進(jìn)氣道起動/不起動時的靜壓對比(Ma=5)

Fig.4 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=5)

圖5 進(jìn)氣道起動/不起動時的靜壓對比(Ma=6)

Fig.5 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=6)

在距離進(jìn)氣道前緣l=40mm處粘貼設(shè)計好的人工轉(zhuǎn)捩條帶，開展人工轉(zhuǎn)捩試驗。粘貼轉(zhuǎn)捩帶的進(jìn)氣道試驗表明進(jìn)氣道在Ma=5、6，迎角α=0°來流工況下均可正常起動。通過紋影觀察，進(jìn)氣道入口前分離激波消失(見圖6(c)和6(d))，獲得的進(jìn)氣道對稱面沿程壓力分布與湍流流場的計算結(jié)果相吻合(見圖4和5)，湍流數(shù)值計算得到的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)及壓升比和試驗一致(見表2和3)，由此說明在轉(zhuǎn)捩帶的作用下，進(jìn)氣道壓縮面的邊界層未發(fā)生過于嚴(yán)重的分離，有效保證了進(jìn)氣道的自起動。

表2 進(jìn)氣道起動狀態(tài)計算和試驗對比(Ma=5)

表3 進(jìn)氣道起動狀態(tài)計算和試驗對比(Ma=6)

(a) Ma=5，natural transition (b) Ma=6，natural transition

(c) Ma=5，artificial transition (d) Ma=6，artificial transition

4 結(jié) 論

針對高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩需要，研究了一種新型低阻高效的人工轉(zhuǎn)捩方法，設(shè)計了相應(yīng)的人工轉(zhuǎn)捩條帶，并對其在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的有效性開展了試驗驗證，得出以下結(jié)論：

(1) 風(fēng)洞試驗表明，依據(jù)邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，經(jīng)過理論分析所設(shè)計的人工轉(zhuǎn)捩帶可以改善進(jìn)氣道的起動性能。

(2) 人工轉(zhuǎn)捩帶結(jié)構(gòu)簡單，對熱防護(hù)要求低，利于工程應(yīng)用。

本文研究為實現(xiàn)進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩提供了一種新方法，為全面了解引入的擾動發(fā)展過程，近期準(zhǔn)備進(jìn)一步開展如下工作：通過采用表面熱流測量技術(shù)，確定引入人工轉(zhuǎn)捩后進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩的具體位置；借助PSE或DNS等數(shù)值手段對所引入擾動流經(jīng)2級壓縮拐角的過程開展研究，以便更加有效地指導(dǎo)轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計。

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(編輯：楊 娟)

A new method of artificial boundary layer transition for hypersonic inlet

Zhang Hongjun*, Shen Qing

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

In order to ensure the robustness of the scramjet propulsion system，the boundary layer approaching the hypersonic inlet should be turbulent. To develop boundary layer strips for the hypersonic vehicle，a new promising strip configuration with low drag and high efficiency was designed based on the theory of two dimensional hypersonic boundary layer transition and was tested in FD-07 wind tunnel. Whether the inlet is started or not can reflect the boundary layer/shock interaction. The pressure distribution of inlet symmetry planes and shock schlieren will be distinctively deferent for laminar and turbulent on the effect of incident shock, so pressure distribution of inlet symmetrical and shock schlieren were used to identify the inlet starting or not and the situation of boundary layer transition can be judged by inlet starting. The tests were conducted including natural transition and artificial transition. The test results show that the boundary layer can be transited successfully using the same strip under the condition ofMa=5 and 6,α=0°, and thus verifies the applicability of the strip which is designed based on the Linear Steady Theory in a wide range of Mach numbers.

hypersonic inlet;boundary layer transition;linear steady theory

1672-9897(2016)02-0075-05

10.11729/syltlx20150088

2014-06-16;

2014-10-16

航天技術(shù)自主研發(fā)基金

ZhangHJ,ShenQ.Anewmethodofartificialboundarylayertransitionforhypersonicinlet.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 75-78,102. 張紅軍, 沈清. 新型高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法研究. 實驗流體力學(xué), 2016, 30(2): 75-78,102.

V231.3；V211.3

A

張紅軍(1976-)，男，遼寧昌圖人，碩士，高級工程師。研究方向:流體力學(xué)計算及試驗。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074)。 E-mail:zhhj76529@sina. com

*通信作者 E-mail: zhhj76529@sina.com