國義軍，周宇，肖涵山，周述光，邱波，曾磊,劉驍

1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所,綿陽 621000 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000

飛行試驗熱流辨識和邊界層轉捩滯后現(xiàn)象

國義軍1,2，*，周宇1，肖涵山1，周述光1，邱波1，曾磊1,劉驍1

1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所,綿陽 621000 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000

對中國空氣動力研究與發(fā)展中心馬赫數(shù)為5左右的球錐模型在首次航天模型飛行試驗中的溫度測量數(shù)據(jù)進行了分析，通過辨識獲得熱流分布，發(fā)現(xiàn)飛行試驗的測熱數(shù)據(jù)后處理方法與地面風洞試驗有很大差別，必須考慮溫度變化歷史，并考慮測溫單元與周圍飛行器殼體的三維傳熱才能得到正確的熱流結果。采用工程計算方法對模型表面熱流分布進行了計算，通過與飛行試驗測量結果對比分析，發(fā)現(xiàn)測溫點在發(fā)射上升段由湍流完全變?yōu)閷恿骱驮谠偃胂陆刀斡蓪恿飨蛲牧鬓D捩具有不同的轉捩準則數(shù)，邊界層轉捩存在滯后現(xiàn)象；根據(jù)地面風洞試驗擬合出的轉捩準則受到風洞噪聲等因素的影響，預測的轉捩位置比實際情況靠前；對于球鈍錐外形，當x/R>50時，流場和熱流趨于錐形流結果。本次模型飛行試驗還首次驗證了氣動熱工程方法對于馬赫數(shù)小于5情況的適應性。

氣動熱；飛行試驗；邊界層轉捩；三維熱傳導；參數(shù)辨識

數(shù)值計算、風洞試驗和模型飛行試驗是研究解決飛行器空氣動力學問題的三大手段。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，中國在風洞試驗能力建設和數(shù)值模擬技術研究兩個方面[1]，均達到可以與美國、俄羅斯比肩的世界一流水平，只有模型飛行試驗，特別是高超聲速航天模型飛行試驗，由于單次試驗成本較高，系統(tǒng)復雜，涉及面廣，實施困難，一直沒有得到很好的發(fā)展，與國外先進水平還有很大差距。

近年來，臨近空間飛行器[2]、軌道轉移飛行器、高超聲速巡航、多任務軍事平臺等新概念高超聲速飛行器層出不窮，一個全新的高超聲速飛行器時代已經(jīng)到來。由于飛行器的外形越來越復雜，很多重要問題，如邊界層轉捩、局部復雜干擾引起的熱流增大、化學非平衡效應、稀薄氣體效應等成為制約飛行器發(fā)展的瓶頸，靠地面試驗和數(shù)值計算無法解決，以美國為代表的航天大國紛紛開展飛行演示驗證，中國一些單位也在積極開展以解決不同問題為目的的飛行試驗。

2015年12月30日，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)在中國酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心進行了第一次航天模型空氣動力學飛行試驗(MF-1模型，見圖1)，這是中國專門針對航天器空氣動力學問題而進行的首次模型飛行試驗，目的是獲取真實飛行環(huán)境下模型表面壓力分布和表面溫度隨時間的變化，并根據(jù)測量結果辨識出表面熱流，研究邊界層轉捩和激波/邊界層干擾等物理現(xiàn)象，為高超聲速飛行器關鍵空氣動力學問題的研究與解決提供技術支撐。

圖1 MF-1模型預發(fā)射狀態(tài)Fig.1 MF-1 model before launch

目前在飛行試驗中，國際上主要采用近壁熱電偶測溫法確定邊界層轉捩位置，如美國早期開展的Reentry-F飛行試驗項目[3-4]和Sandia實驗室近年開展的SHARP-B2飛行試驗項目[5]，都是根據(jù)轉捩前后壁溫或熱流的變化情況來判斷邊界層是否發(fā)生轉捩。本次飛行試驗也采用了這一溫度測量方法。

本文對MF-1模型飛行試驗的溫度測量數(shù)據(jù)進行了分析，在通過溫度辨識熱流的過程中，發(fā)現(xiàn)飛行測量數(shù)據(jù)的后處理方法與地面風洞試驗有很大差別，不能簡單照搬。對于飛行試驗的溫度測量，測溫單元與周邊殼體結構的長時間非穩(wěn)態(tài)傳熱問題不容忽視，特別是三維傳熱效應的影響非常顯著。與此同時，利用自主研發(fā)的氣動熱快速分析軟件FASTHEAT對模型沿彈道飛行熱環(huán)境進行了計算，通過與飛行試驗測量結果進行對比分析，發(fā)現(xiàn)飛行器表面同一位置在發(fā)射上升段由湍流完全變?yōu)閷恿?Turbulent to Laminar， TL)和在再入返回下降段由層流向湍流轉捩(Laminar to Turbulent， LT)的轉捩準則數(shù)不同，邊界層轉捩存在滯后現(xiàn)象。

1 試驗模型和溫度測量方法

1.1 試驗模型

MF-1飛行試驗模型的外形為軸對稱的球錐-柱-裙構型，主要由測量錐艙(球錐段、測量前錐艙、后錐艙)、測量直艙、儀器艙、連接段組成，如圖2所示，以固體火箭發(fā)動機為助推系統(tǒng)，采用傾斜發(fā)射、無控飛行的方式。模型殼體材料為不銹鋼，頭部半徑R=5 mm，半錐角為7°，球錐長1.185 6 m，裙部錐角為33°，模型總長2.463 m。圖3給出了最終辨識的本次飛行彈道隨時間t的變化，最大飛行高度H為63.35 km，最高飛行馬赫數(shù)Ma為5.32，迎角α圍繞0°±6°范圍內小幅震蕩。

圖2 飛行試驗模型外形Fig.2 Flight test model shape

圖3 MF-1模型飛行彈道Fig.3 Flight trajectory of MF-1 model

1.2 溫度測點布置和數(shù)據(jù)采集方法

MF-1模型表面測點總體布置方案如圖2和圖4所示。在模型周向角θ=0°、60°、120°和180°這4個子午面共布置了58個溫度測點(圖4中綠色三角形)，主要集中在錐段以得到轉捩試驗數(shù)據(jù)。起點位于體軸x方向距頂點400 mm處，點與點之間沿x方向最小距離為50 mm。

圖4 熱電偶布置示意圖Fig.4 Shematic of thermocouples installation

圖5 測溫單元結構Fig.5 Structure of temperature measurement units

溫度測量數(shù)據(jù)由遙外測系統(tǒng)實時采集傳感器信息，經(jīng)調制、下傳，由地面設備接收、解調、處理，系統(tǒng)本身考慮了溫度補償。地面遙測設備接收處理了起飛前60 s到目標落地前的全部遙測數(shù)據(jù)。

1.3 測溫數(shù)據(jù)的后處理方法

根據(jù)溫度測量結果，本文采用熱流辨識技術獲得表面熱流。對于一維和二維問題的表面熱流辨識算法，文獻[6-8]中有詳細介紹。三維問題的辨識方法與二維類似，采用有限元方法求解三維溫度場，可得出各測點的溫度變化歷程，利用這些溫度計算結果，采用共軛梯度法對表面熱流進行辨識。圖6給出了不同部位測溫單元的結構有限元模型。

圖6 不同結構厚度的有限元模型(1/4模型)Fig.6 Finite element model of different unit thickness (a quarter of model)

2 飛行試驗測溫結果分析及熱流辨識問題

2.1 飛行測量數(shù)據(jù)后處理問題

眾所周知，在激波風洞等地面測熱試驗中，根據(jù)表面溫度測量結果換算成表面熱流時，通常采用一維半無限平板模型[9]，由傳感器數(shù)據(jù)處理方法帶來的誤差一般可控制在5%以內。如果直接照搬地面測熱數(shù)據(jù)分析模型來處理天上的飛行測量結果，存在嚴重問題。

圖7 不同模型得到的熱流辨識結果比較Fig.7 Comparison of heating flux identified resultsfrom different models

圖7(a)給出了直接采用一維熱傳導數(shù)據(jù)處理模型得到的x=400 mm測點處熱流Qw隨時間變化歷程，發(fā)現(xiàn)與理論計算結果有較大差異。一維模型給出的峰值點后下降段熱流會出現(xiàn)負值，顯然不符合物理實際，因為采用一維模型，當壁溫下降時就會得到負熱流，而基于氣動熱理論的工程計算結果表明，第一峰值后時間t=21 s時，飛行高度為15.6 km，飛行馬赫數(shù)為5，此時壁溫為593 K，總焓為1 340 kJ/m2，總焓大于壁焓，熱流顯然不會為負值。分析其原因，可能是地面風洞試驗的時間非常短，測溫結構單元的溫度反應為由常溫迅速增大的非定常升溫過程，傳感器內部熱傳導剛剛開始，可近似采用一維半無限模型處理。天上飛行試驗的時間很長，而且經(jīng)歷了上升段和下降段兩個峰值加熱，傳感器內部熱傳導是一個時間累加過程，并且由于傳感器與周圍結構之間存在較長時間的熱交換，已破壞了一維半無限模型存在條件，必須進行傳感器周圍殼體結構二維或三維傳熱分析和參數(shù)辨識。

圖7(b)給出了采用一維、二維、三維模型辨識所得幾個測點的熱流隨時間變化歷程，發(fā)現(xiàn)不同辨識方法給出的結果有很大差異。一維模型結果在有些地方顯然不符合物理實際，二維模型結果有所改善，但對長時間受熱情況，需要全面分析測溫傳感器單元與周圍飛行器殼體間的傳熱，必須進行三維辨識。

2.2 接觸熱阻對辨識結果的影響

由于測溫結構單元與其周圍飛行器殼體材料之間存在長時間熱交換，二者之間的連接問題就顯得特別重要。MF-1模型薄壁測溫結構四周截面與飛行器殼體之間采用焊接面連接，傳熱問題相對簡單。但測溫結構的內表面與殼體之間采用無焊接接觸面，接觸面為內圓外方的環(huán)形面(如圖5所示)，可能存在接觸熱阻。在對飛行試驗測溫數(shù)據(jù)進行處理時，由于不能確定三維模型中接觸熱阻的大小，給熱流辨識帶來很大不確定性。

對上述項目之外，現(xiàn)階段無法預料的其他費用，按不包括固定資產(chǎn)折舊和利息凈支出之外的其他各項費用之和的5%計算，按除折舊和利息凈支出。

圖7(c)給出了假設接觸熱阻hcr分別為0、0.000 1、0.001、0.01 m2·K/W時，采用三維模型辨識所得幾個測點的熱流隨時間變化歷程，發(fā)現(xiàn)接觸熱阻對辨識結果有很大影響。根據(jù)實際情況和工程計算結果，本文后面的分析取接觸熱阻為0.001 m2·K/W。

為了消除接觸熱阻對熱流辨識結果的不確定性，建議今后飛行試驗時在測溫結構的內表面與殼體之間采用膠粘或焊接方式連接，或完全懸空，徹底消除接觸熱阻影響，這一點對于將來準確獲取熱流數(shù)據(jù)具有重要意義。

3 邊界層轉捩問題

邊界層轉捩對飛行器的摩阻、熱流分布及飛行性能有很大的影響，轉捩位置的確定是飛行器設計的重要問題之一。然而，由于轉捩過程相當復雜[10]，包含著各種不穩(wěn)定波的線性、非線性演化，中間形成各種失穩(wěn)結構和流向渦，最終破碎形成湍流等一系列復雜的流動現(xiàn)象，使得目前對轉捩機理的認識還不完善。因此，采用試驗方法，特別是飛行試驗，仍然是當前判斷轉捩位置最可靠的手段。本次飛行試驗，試圖通過測量表面溫度，進而辨識獲得熱流分布，并根據(jù)熱流的突然變化情況來確定轉捩位置。

為了配合飛行試驗數(shù)據(jù)分析，本文采用CARDC自主研發(fā)的氣動熱快速分析軟件FASTHEAT(AEROHEATS[11]的升級版)對模型沿彈道飛行熱環(huán)境進行計算，并與飛行試驗測量結果對比分析。FASTHEAT軟件是一個基于工程計算方法的氣動熱和防熱快速分析軟件，采用等價錐法計算飛行器不同子午面的有迎角飛行熱環(huán)境，可考慮跨弓形激波的邊界層外緣變熵效應、高溫真實氣體效應和稀薄氣體效應，內置現(xiàn)有的各種駐點熱流、層流和湍流熱流理論公式，可快速獲得大面積和各種局部干擾熱環(huán)境沿彈道變化的理論計算結果，并能進行不同假設條件下各種影響因素的對比分析。FASTHEAT軟件還能進行各種防熱材料燒蝕計算、飛行器多段、多層材料結構熱傳導計算，是飛行器防熱設計的有力工具。FASTHEAT軟件集成了CARDC 40多年的研究成果[12-18]，先后被國內十多家航空航天型號設計單位引進，并廣泛用于各種高超聲速飛行器型號研制。

通過將計算與飛行試驗數(shù)據(jù)對比分析，發(fā)現(xiàn)了關于邊界層轉捩的兩個重要問題。

3.1 風洞試驗與飛行試驗邊界層轉捩的差異

邊界層轉捩預測對工程設計非常重要，人們總是希望用最簡單的方法預測出工程要求精度范圍內的轉捩位置，但實際上轉捩預測問題的復雜性大大超出了人們的預想，因為轉捩本身是一個過程并敏感地依賴于外界擾動。轉捩準則是最簡單的轉捩預測方法，工程設計上使用的邊界層轉捩準則大都是根據(jù)地面風洞試驗數(shù)據(jù)擬合而來的，地面風洞試驗確定的轉捩準則能不能直接用于實際飛行狀態(tài)，一直是大家比較關心的問題。

對于光滑壁面，研究表明[19-21]，影響邊界層轉捩的主要因素是局部雷諾數(shù)和當?shù)剡吔鐚油饩夞R赫數(shù)，工程上常用的兩個光面轉捩準則為

1) “70-826”轉捩準則

這是文獻[22]建議的轉捩準則，不妨稱其為“70-826”轉捩準則。開始轉捩條件為

(1)

式中：Mae為當?shù)剡吔鐚油饩夞R赫數(shù);s為從駐點量起的物面弧長;ρe、ue、μe分別為邊界層外緣密度、速度、黏性系數(shù)。

2) 動量厚度雷諾數(shù)轉捩準則

Thyson等[23]首次采用動量厚度雷諾數(shù)判別轉捩，與俄羅斯在聯(lián)盟號飛船返回艙熱環(huán)境預估[24]時采用的轉捩準則具有同一形式，即

(2)

式中：θe為邊界層動量厚度；系數(shù)A與來流條件和表面狀況有關，范圍在150～500內不等，對于光滑的不透氣壁，文獻[23]取A=200，文獻[24]取A=300。

眾所周知，雖然“70-826”轉捩準則是根據(jù)碳酚醛燒蝕體飛行試驗數(shù)據(jù)擬合而來的，但后來成為一個被公認比較準確適用于地面風洞試驗光面模型(銅或鋼模型)的轉捩準則。圖8給出了文獻[25]針對球錐模型的馬赫數(shù)為5條件下的地面風洞試驗結果，采用“70-826”準則預測的轉捩位置與試驗結果吻合很好。如果采用俄羅斯的轉捩準則進行計算，發(fā)現(xiàn)當A=300和350時，計算的轉捩位置要比試驗結果靠后很多，如果取A=175，轉捩位置才能與“70-826”準則重合。

圖8 模型表面熱流分布計算與試驗對比Fig.8 Comparison of calculation and test of model surface heating flux distribution

圖9 測點熱流計算與試驗結果對比Fig.9 Comparison of calculation and test data of heating flux at measuring points

本文將“70-826”準則應用到飛行試驗模型，發(fā)現(xiàn)其預測的轉捩位置比實際情況提前很多，見圖9。而俄羅斯的轉捩準則當A=300和350時則能較好地與實際情況吻合。這可能是由于地面風洞試驗中通常存在各種噪聲和其他擾動，會導致轉捩提前，而實際沒有這樣的擾動。文獻[26]在研究X-33邊界層轉捩時，也發(fā)現(xiàn)存在這樣的問題。因此，根據(jù)地面風洞試驗結果擬合的轉捩準則不一定能適用于實際飛行情況，進行地面風洞試驗時，應盡量減少噪聲和各種擾動。

3.2 邊界層轉捩的滯后現(xiàn)象

采用以上轉捩準則計算了測點位置熱流隨時間變化情況。圖10給出了轉捩位置xtri隨著時間或飛行高度的變化情況?？梢钥闯?，在上升段，模型隨著火箭從地面升起，開始轉捩的位置非?？拷^部，隨著高度增加，轉捩位置逐漸向后移動，直至離開錐體尾部。測點所在位置(x=400～1 300 mm)在上升段先是處于湍流狀態(tài)，隨著高度增加逐漸過渡到層流狀態(tài)。下降段情況剛好相反，模型下降過程中，轉捩位置從尾部開始向前移動，測點所在位置先是處于層流狀態(tài)，隨著高度下降逐漸過渡到湍流狀態(tài)。

圖10 轉捩起始點沿彈道變化情況Fig.10 Variation of onset points of transition along trajectory

圖11 x=400 mm測點熱流計算與試驗結果對比 Fig.11 Comparison of calculation and test data of heating flux at x=400 mm measuring points

圖12 x=600 mm測點熱流計算與試驗結果對比Fig.12 Comparison of calculation and test data of heating flux at x=600 mm measuring points

圖11～圖13給出了不同測點位置熱流隨時間變化情況，并給出了與試驗結果的對比。為了便于分析，這里給出了全層流、全湍流、不同轉捩準則計算結果與試驗結果的比較。發(fā)現(xiàn)測點位置在飛行彈道的上升段由湍流完全變?yōu)閷恿骱拖陆刀斡蓪恿飨蛲牧鬓D捩其轉捩準則數(shù)是不同的，前者小于后者。比如采用俄羅斯的轉捩準則，上升段系數(shù)A取300與試驗曲線最為接近，但在下降段A取350或更大一些更靠近試驗曲線，說明表面固定位置處的流動從湍流向層流過渡和從層流向湍流過渡存在滯后現(xiàn)象。這里所說的轉捩滯后，是指轉捩點在物體表面上移動的滯后。根據(jù)圖10，上升段隨著飛行高度增加，轉捩起始點沿錐體表面向后移動，當轉捩起始點經(jīng)過測點所在位置時，該點流動狀態(tài)由湍流完全變成層流，這時轉捩可以在比下降段較低的準則數(shù)下轉捩。與此相反，下降段從層流向湍流轉捩的滯后，表示需在較高的雷諾數(shù)下轉捩。也可以形象地說，所謂轉捩滯后，是指轉捩點在物面上逆著流動方向移動時，層流想要多保持一段時間，遲遲不愿轉成湍流；相反，當轉捩點順著流動方向移動時，湍流遲遲不愿退去，要多滯留一段時間。地面風洞試驗一般只會出現(xiàn)LT，很少出現(xiàn)TL情況，因此地面風洞試驗無法發(fā)現(xiàn)這一滯后現(xiàn)象。

圖13 x=1 000 mm測點熱流計算與試驗結果對比Fig.13 Comparison of calculation and test data of heating flux at x=1 000 mm measuring points

本文在此大膽推測，轉捩滯后現(xiàn)象是一個自然規(guī)律。文獻[27]也曾在X-43A兩次飛行試驗數(shù)據(jù)分析時發(fā)現(xiàn)上升段和下降段轉捩準則數(shù)不同的現(xiàn)象，但他們沒有引起足夠的重視，而且他們的結論是前者TL的轉捩準則數(shù)大于后者LT的，表示轉捩不是滯后，而是提前，與本文的結論正好相反。那么到底是“滯后”還是“提前”呢？期待有關學者從理論上加以證明，并通過后續(xù)飛行試驗進一步驗證這一推斷。當然，也不排除本次飛行試驗得到的結果只是個例，因為影響轉捩的因素很多，除雷諾數(shù)、馬赫數(shù)外，還有壁溫、迎角、上升段和下降段大氣環(huán)境擾動不同等[9]，也許本次試驗發(fā)現(xiàn)的現(xiàn)象并不存在，需要后續(xù)飛行試驗進一步驗證。但既然發(fā)現(xiàn)存在這方面的問題，本文作者覺得還是應該公布出來，供大家研究。

4 熱流公式的使用范圍

4.1 根據(jù)流場特點合理選用計算公式

常規(guī)層流和湍流公式都有一定的使用范圍。對于細長錐外形，有關文獻表明[28]，當x/R>50時，流場趨于錐形流結果，當x/R>150時，流場趨于平板邊界層結果。圖14給出了飛行試驗模型3個測點上升段熱流隨時間變化情況，如果按照常規(guī)球鈍錐層流和湍流公式計算熱流，會得到比實測結果高得多的值，x=400 mm測點對應的x/R=80，已經(jīng)進入錐形流區(qū)域，經(jīng)過錐形流修正后的熱流與實測結果吻合很好，x=1 000 mm測點對應x/R=200，已經(jīng)超出錐形流效應區(qū)域，按平板邊界層計算的熱流與實測結果完全吻合。

4.2 低馬赫數(shù)氣動熱理論的考核

當前工程上廣泛使用的氣動熱理論公式都是基于馬赫數(shù)Ma>5的高超聲速流動條件獲得的[29]，能否適用于低馬赫數(shù)情況一直未得到驗證，因為此前一直缺少低馬赫數(shù)(Ma=1～5)的試驗測量結果，本次模型飛行試驗的馬赫數(shù)范圍為Ma=0～5.32，獲得了沿彈道全程測量結果，提供了評估這些理論方法對于低馬赫數(shù)情況適應性的機會。本文前面給出的理論計算與飛行測量結果比較(見圖11～圖13)表明，二者吻合較好，說明以往用于高超聲速飛行條件的熱流公式也適用于低馬赫數(shù)情況。

5 結 論

1) 不能簡單照搬地面風洞短時間試驗的數(shù)據(jù)處理方法來進行氣動熱飛行測量數(shù)據(jù)處理，需要采用能夠考慮溫度變化歷史的傳感器與周圍彈體殼體傳熱的多維辨識才能得到正確的熱流結果，同時發(fā)現(xiàn)測溫單元的安裝和與殼體的連接方式會嚴重影響辨識結果，必須進行三維溫度場計算。

2) 本文分析發(fā)現(xiàn)，測點所在位置在上升段由湍流完全轉變?yōu)閷恿骱驮谙陆刀斡蓪恿飨蛲牧鬓D捩具有不同的轉捩準則數(shù)，邊界層轉捩存在滯后現(xiàn)象，這一重要現(xiàn)象有待后續(xù)驗證。另外，根據(jù)地面風洞試驗擬合出的轉捩準則給出的轉捩位置比實際飛行情況靠前，可能是受到地面試驗風洞噪聲和其他擾動影響所致，應用到實際時須進行修正。

3) 進行熱流計算時，應注意公式的使用范圍，根據(jù)流場特點合理選用計算公式。對于球鈍錐錐面，當x/R>50時，流場和熱流趨于錐形流結果，當x/R>150時，熱流趨于平板邊界層結果。

4) 本次模型飛行試驗首次驗證了以往用于高超聲速飛行條件的熱流公式也適用于低馬赫數(shù)情況這一結論。

致 謝

感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所航天模型飛行試驗團隊的辛勤勞動和提供的寶貴數(shù)據(jù)。

[1] 張攀峰， 詹世革. 從國家自然科學基金資助看高超聲速流動研究的發(fā)展現(xiàn)狀[J]． 航空學報， 2015， 36(1)： 1-6．

ZHANG P F,ZHAN S G．Development of hypersonic flow research in China based on supported projects of NSFC[J]． Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2015， 36(1): 1-6 (in Chinese)．

[2] 李建林． 臨近空間高超聲速飛行器發(fā)展研究[M]． 北京： 中國宇航出版社， 2012．

LI J L. Research on development of hypersonic near space vehicle[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House， 2012 (in Chinese).

[3] WRIGHT R L， ZOBY E V． Flight boundary layer transition measurements on a slender cone at Mach 20: AIAA-1977-0719[R]. Reston, VA: AIAA, 1977．

[4] ILIFF K W， SHAFER M F． A comparison of hypersonic vehicle flight and prediction results: NASA TM-104313[R]． Washington, D.C.: NASA, 1995．

[5] KUNTZ D W， POTTER D L． Boundary layer transition and hypersonic flight testing: AIAA-2007-0308[R]． Reston, VA: AIAA, 2007．

[6] HOWARD F G． Single-thermocouple method for determining heat flux to a thermally thick wall: NASA TND-4737[R]． Washington, D.C.: NASA， 1968．

[7] 錢煒祺， 蔡金獅． 再入航天飛機表面熱流密度辨識[J]． 宇航學報， 2000， 21(4)： 1-6．

QIAN W Q， CAI J S. Surface heat flux identification of reentry space shuttle[J]. Journal of Astronautica, 2000， 21(4)： 1-6 (in Chinese)．

[8] 錢煒祺， 周宇， 何開鋒， 等． 表面熱流辨識技術在邊界層轉捩位置測量中的應用初步研究[J]． 實驗流體力學， 2012， 26(1)： 74-78.

QIAN W Q， ZHOU Y， HE K F， et al. A preliminary study for application of surface heat flux estimation technology in transition measurement[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012， 26(1)： 74-78 (in Chinese).

[9] 張志成， 潘梅林， 劉初平． 高超聲速氣動熱和熱防護[M]． 北京： 國防工業(yè)出版社， 2003．

ZHANG Z C, PAN M L， LIU C P. Aerodynamic heating and TPS for hypersonic aircrafts[M]. Beijing： National Defence Industry Press， 2003 (in Chinese).

[10] 羅紀生． 高超聲速邊界層轉捩及預示[J]． 航空學報， 2015， 36(1)： 357-372.

LUO J S． Transition and prediction for hypersonic boundary layers[J]． Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2015， 36(1): 357-372 (in Chinese)．

[11] 中國空氣動力研究與發(fā)展中心.高超聲速飛行器熱環(huán)境及燒蝕/侵蝕綜合分析軟件系統(tǒng)[簡稱AEROHEATS,V1.0版]．中華人民共和國計算機軟件著作權登記證書(登記號：2013SR132872， 證書號：0638634號)[Z]. 2013．

China Aerodynamics Research and Development Center. Thermal environment and ablation/erosion analysis software[AEROHEATS, V1.0]. Computer Software Copyright Registration Certificate (Registration Mark: 2013SR132872, Certificate No.0638634) [Z].2013 (in Chinese).

[12] 國義軍, 代光月, 桂業(yè)偉， 等． 再入飛行器非平衡氣動加熱工程計算方法研究[J]． 空氣動力學學報， 2015， 33(5)： 581-587.

GUO Y J， DAI G Y， GUI Y W， et al. Engineering calculation of non-equilibrium effects on thermal environment of reentry vehicles[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015， 33(5)： 581-587 (in Chinese).

[13] 國義軍． 炭化材料燒蝕熱響應理論分析與工程應用[J]． 空氣動力學學報， 1994， 12(1)： 94-99.

GUO Y J. Analysis of ablative thermal response of charring material with engineering applications[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1994， 12(1)： 94-99 (in Chinese).

[14] 國義軍， 童福林， 桂業(yè)偉． 燒蝕外形方程差分計算方法研究[J]． 空氣動力學學報， 2009， 27(4)： 480-484.

GUO Y J， TONG F L， GUI Y W. Finite difference schemes for solution of the nosetip shape change equation[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2009， 27(4)： 480-484 (in Chinese).

[15] 國義軍, 桂業(yè)偉， 童福林． C/SiC復合材料燒蝕機理和通用計算模型研究[J]． 空氣動力學學報， 2012， 30(1)： 34-38.

GUO Y J， GUI Y W, TONG F L. Thermochemical ablation mechanisms and general relationship for C/SiC material oxidation[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2012， 30(1)： 34-38 (in Chinese).

[16] 國義軍, 桂業(yè)偉， 童福林． 碳基材料氧化燒蝕的雙平臺理論和反應控制機理[J]． 空氣動力學學報， 2014， 32(6)：755-760.

GUO Y J， GUI Y W， TONG F L. A dual platform theory for carbon-based material oxidation with reaction-diffusion rate controlled kinetics[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014， 32(6)： 755-760 (in Chinese).

[17] 國義軍， 石衛(wèi)波． 電弧加熱器試驗條件下端頭燒蝕外形計算[J]． 空氣動力學學報， 2002， 20(1)： 115-119.

GUO Y J， SHI W B. Numerical simulation of nosetip shape change during ablation on arc heater[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2002， 20(1)： 115-119 (in Chinese).

[18] 國義軍， 劉強， 童福林, 等． 表面涂漆對火箭尾翼熱結構的影響[J]． 空氣動力學學報， 2007， 25(1)： 23-28.

GUO Y J， LIU Q， TONG F L， et al. Effect of paint coating on the internal thermal structure of rocket wing[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2007， 25(1)： 23-28 (in Chinese).

[19] SCHLICHTING H． Boundary-layer theory[M]． New York:McGraw-Hill Book Company， 1979．

[20] ANDERSON J D,Jr． Hypersonic and high temperature gas dynamics[M]． New York:McGraw-Hill Book Company， 1989．

[21] 蘇彩虹， 周恒． 超音速和高超音速有攻角圓錐邊界層的轉捩預測[J]． 中國科學G輯， 物理學 力學 天文學， 2009， 39(6)： 874-882．

SU C H， ZHOU H． Transition prediction for supersonic and hypersonic boundary layers on a cone with an angle of attack[J]． Science in China Series G Physics， Mechanics & Astronomy， 2009， 39(6)： 874-882 (in Chinese)．

[22] TIMMER H G， ARNE C L，STOKES T R， et al． Aerothermodynamic characteristics of slender ablating re-entry vehicles: AIAA-1970-0826[R]． Reston, VA: AIAA, 1970．

[23] THYSON N， NEURINGER J， PALLONE A, et al． Nose tip shape change predictions during atmospheric reentry: AIAA-1970-0827[R]． Reston, VA: AIAA, 1970．

[24] 趙夢熊． “聯(lián)盟”號返回艙空氣動力專集[R]． 北京： 航天工業(yè)總公司第七一○所， 1995．

ZHAO M X． Special assemble of aerodynamics of Russian Union aircraft reentry module[R]． Beijing： The 701 Institute of China Aerospace Industry Corporation， 1995(in Chinese)．

[25] WIDHOPF G F． Laminar， transition， and turbulent heat transfer measurements on a yawed blunt conical nosetip： AD748292[R]．Paris: AGARD, 1972．

[26] THOMPSON R A， HAMILLTON H H， BERRY S A， et al． Hypersonic boundary layer transition for X-33 phase II vehicle： AIAA-1998-0867[R]． Reston, VA: AIAA, 1998．

[27] BERRY S A， DARYABEIGI K， WUSTER K． Boundary layer transition on X-43A： AIAA-2008-3736[R]． Reston, VA: AIAA, 2008．

[28] CLINE P B． Entry heat transfer[M]∥SAE Aerospace Applied Thermodynamics Manual.2nd ed.1969: 517-598．

[29] 卞蔭貴， 鐘家康． 高溫邊界層傳熱[M]． 北京： 科學出版社， 1986．

BIAN Y G， ZHONG J K． High temperature boundary layer heat transfer[M]． Beijing: Science Press， 1986 (in Chinese).

Delayphenomenonofboundarylayertransitionaccordingtoheatingfluxidentifiedfromflighttest

GUOYijun1,2,*,ZHOUYu1,XIAOHanshan1,ZHOUShuguang1,QIUBo1,ZENGLei1,LIUXiao1

1.ComputationalAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China2.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

ThispaperpresentstheresultsofananalysisofthethermocouplemeasurementsusedtoinfertheheatingratesanddynamicsoftheboundarylayernaturaltransitionprocessduringthesuccessfulfirsttrajectoryflightofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenterspacevehiclemodel.Ithasbeenfoundthattheapproachusedintheanalysisofthethermocoupledataforground-basedshort-termexperimentscannotbedirectscaledtolongtimeflightconditions.Fortheflightcase,thevariationhistoryoftemperaturealongthewholeflyingtrajectoryandthelocal3Dheattransferbetweenthetransducerandnearthevehiclestructuremustbeconsidered.Theheatingratesonthemodelsurfacearealsocalculatedusingengineeringmethods,alongwithadiscussionofthecalculatedflowpropertiesthatcorrespondtothetransitioneventsasidentifiedintheflightdata.Thepresentanalysisshowsthattheonsetcriterionnumberoftransitionfromturbulentstatetocompletelylaminarflowattheplaceofameasurementpointintheascentstageisgreaterthanthatofthetransitionfromthelaminarflowtoturbulentflowinthedescentstage,meaningthatthereisadelayphenomenonexistingintheboundarylayertransitionprocess.Theresultsalsoshowthattheonsetpositionofboundarylayertransitionintheflightconditionislaterthanpredictionbythecriterionestablishedusingground-baseddata,andthedifferencemaybeattributedtonoisedisturbancesinthetunnelswhichcausedearlytransitionontheaftend.Comparisonofcalculationresultsandtestresultsshowsthatforbluntedconeshapes,whenx/R>50,theflowfieldandheatingratesbecomeclosertotheconicflowandflatplateresults.ThefirstflightdatahaveverifiedthattheaerothermodynamicengineeringmethodsforhypersonicflowscanbealsousedtopredicttheheatingratesforthecasesofMachnumberbelow5withareliableaccuracy.

aerothermodynamic;flighttest;boundarylayertransition;3Dheattransfer；parameteridentification

2017-03-20；Revised2017-05-09；Accepted2017-06-23;Publishedonline2017-07-181427

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171009.html

s：NationalKeyResearchandDevelopmentProgramofChina(2016YFA0401200);NationalBasicResearchProgramofChina(2014CB744100)

.E-mail13778169233@163.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121255

V211.3

A

1000-6893(2017)10-121255-11

2017-03-20；退修日期2017-05-09；錄用日期2017-06-23；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間：2017-07-181427

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171009.html

國家科技支撐計劃(2016YFA0401200); 國家“973”計劃(2014CB744100)

*

.E-mail13778169233@163.com

國義軍，周宇，肖涵山，等．飛行試驗熱流辨識和邊界層轉捩滯后現(xiàn)象J．航空學報,2017,38(10):121255.GUOYJ,ZHOUY,XIAOHS，etal．DelayphenomenonofboundarylayertransitionaccordingtoheatingfluxidentifiedfromflighttestJ．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(10):121255.

(責任編輯：李明敏)