陳愛國, 陳 力, 李志輝, 李中華, 楊富榮, 李四新, 閆 博

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000, 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所, 四川 綿陽 621000)

瑞利散射測速技術(shù)在高超聲速流場中應(yīng)用研究

陳愛國1,*, 陳 力2, 李志輝1, 李中華1, 楊富榮2, 李四新1, 閆 博2

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000, 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所, 四川 綿陽 621000)

采用基于法布里-珀羅干涉儀的干涉瑞利散射測速技術(shù)在Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞中進行了Ma5、Ma6、Ma12的流場速度和湍流度的測量，了解了瑞利散射速度和湍流度測量系統(tǒng)在高超聲速流場中應(yīng)用的情況，結(jié)果表明目前該風(fēng)洞流場湍流度在1%以內(nèi)，速度測量結(jié)果與流場校測偏差最大1.3%；對激波后返回艙模型繞流速度進行了測量，Ma6來流的測量結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果吻合較好，而Ma12來流的測量結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果相差69%，對原因進行了分析。在實驗中發(fā)現(xiàn)目前Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞的流場存在一定程度的冷凝現(xiàn)象，并對后續(xù)研究工作提出了建議。

高超聲速；風(fēng)洞；瑞利散射；速度測量

0 引 言

激光通過流場產(chǎn)生的瑞利散射光包含氣體的密度、溫度和速度信息，其中散射光的信號強度與密度有關(guān)、譜線寬度與溫度有關(guān)、頻率的移動與速度有關(guān)，因此可用于測量流場密度、溫度和速度，如圖1所示。1999年以來，該技術(shù)在NASA劉易斯研究中心和格林研究中心發(fā)展并應(yīng)用，在速度及湍流度測量方面開展的試驗與溫度和密度測量相比較要多一些[1-9]，并主要針對馬赫數(shù)小于3的流場診斷。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所2014年成功研制了瑞利散射速度及湍流度測量系統(tǒng)，測量了馬赫數(shù)1.8噴管(總壓0.8MPa)自由射流遠場(離噴管出口0.2m)的速度及湍流度[10]，湍流度為6.98%，與熱線風(fēng)速儀測量結(jié)果7.08%較為一致；2015年測量了0.3m×0.3m跨超聲速風(fēng)洞馬赫數(shù)3和總壓0.46MPa的流場速度及湍流度，湍流度為0.7%。

高超聲速流場也希望利用該技術(shù)對流場速度和湍流度進行測量，但對該技術(shù)在高超聲速流場進行速度和湍流度測量的適用性缺乏了解。于是預(yù)先在Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞中采用該系統(tǒng)進行了Ma5、Ma6、Ma12流場速度和湍流度測量的初步探索。

1 原理和實驗設(shè)備

1.1 原理

根據(jù)光學(xué)多普勒效應(yīng)，激光光源和氣體分子發(fā)生相對運動時，經(jīng)運動氣體分子散射后的激光相對于入射激光將產(chǎn)生多普勒頻移νD，其大小與運動氣體的速度V、散射光與入射光的夾角θ有關(guān)(見圖2)，相互關(guān)系表示為：[10]

式中：λ為入射激光波長；L為激光入射方向單位矢量；S為散射方向單位矢量；Vk為流場速度V在(S-L)方向的分量。

文中提到的湍流度是指速度脈動，即單位時間內(nèi)樣本速度與平均速度的均方根偏差，湍流度I的計算如下式：

1.2 風(fēng)洞

實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)的Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞(風(fēng)洞代號FD-17)上進行，該風(fēng)洞是一座典型的高壓下吹、真空抽吸的暫沖運行風(fēng)洞。該風(fēng)洞目前配備有型面噴管8套，噴管出口馬赫數(shù)為5～12；錐形噴管3套，噴管出口馬赫數(shù)為12、16和24，所有噴管出口直徑均為Φ300mm。介質(zhì)為氮氣或空氣，實驗根據(jù)不同的狀態(tài)可分別選用石墨電阻加熱器或儲熱式加熱器進行加熱或不加熱。本次實驗的馬赫數(shù)為Ma5、Ma6和Ma12,介質(zhì)為氮氣和空氣。測量參數(shù)包括來流總壓、總溫，試驗段內(nèi)的靜壓、流場速度和湍流度。風(fēng)洞和測試系統(tǒng)如圖3所示。

1.3 測試參數(shù)與儀器

總壓采用CYG105型壓阻傳感器測量，量程分別0～4MPa和 0～10MPa，根據(jù)總壓范圍選用；皮托壓力采用CYG219(量程0～10kPa) 和CYG222( 量程0～2500Pa )型壓阻傳感器測量；試驗段內(nèi)的靜壓用MKS電阻真空計測量；流場速度和湍流度用瑞利散射測速系統(tǒng)測量。該系統(tǒng)主要由激光光源、散射光收集傳輸光路、F-P干涉儀、同步時序控制器及ICCD相機組成，系統(tǒng)如圖4所示，光路示意圖如圖5所示。激光器為大功率連續(xù)激光器，提供波長為532nm的光源，激光器輸出的激光經(jīng)透鏡L1會聚后照射被測流場，流場中空間測點的散射光經(jīng)透鏡組L2和L3耦合進入一Y型光纖，經(jīng)光纖傳輸后的散射光通過透鏡L4形成平行光后照射F-P干涉儀，由透鏡L5將多光束干涉形成的干涉圓環(huán)成像至EMCCD相機，整個速度測量系統(tǒng)的同步時序控制由一臺DG535實現(xiàn)。當(dāng)流場速度為0時，進入F-P干涉儀的散射光的波長與激光器輸出的激光波長均為λ，其在F-P干涉儀像平面將形成一系列同心干涉圓環(huán)；當(dāng)流場存在一定速度時，由于多普勒效應(yīng)，進入F-P干涉儀的散射光波長將變?yōu)棣?Δλ，其在F-P干涉儀像平面形成的同心干涉圓環(huán)半徑將隨之改變(見圖6)，實驗中，通過ICCD采集分析不同時刻同一級次干涉圓環(huán)半徑的變化，即可獲得流場速度引起散射光波長(頻率)的改變量，進而獲得時間分辨的流場速度及湍流度測量結(jié)果。

Fig.5OpticalpathsketchofRayleighscatteringinterferometervelocitymeasurementsystem

1.4 實驗狀態(tài)

本次實驗來流狀態(tài)共5個，如表1所示。

表1 實驗狀態(tài)Table 1 Experimental states

2 實驗結(jié)果及分析

狀態(tài)1流場中散射光信號較強，如圖7所示，測點位置距噴管出口端面中心點x=206mm(軸向)，y=40mm(側(cè)向)，z=0mm(縱向)，速度結(jié)果為698m/s。查詢該狀態(tài)采用皮托壓力探針流場校測結(jié)果，該點Ma為5.064，速度為707m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為1.3%。測量的速度脈動如圖8所示，湍流度為0.93%。

狀態(tài)2流場中散射光信號很弱，通過延長ICCD相機的曝光時間，降低幀頻，關(guān)閉分光鏡來的參考光，采用風(fēng)洞內(nèi)的壁面反射光為參考，測點位置同狀態(tài)1，測量的速度為961m/s。由于狀態(tài)2無流場校測數(shù)據(jù)，采用狀態(tài)1的校測Ma為5.064，該狀態(tài)速度為963m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為0.2%。

通過狀態(tài)1和2的比較，差別是狀態(tài)2提高了總溫，可分析出狀態(tài)1流場中有冷凝液滴導(dǎo)致散射光增強。結(jié)合原NPLS實驗結(jié)果，狀態(tài)1條件下在NPLS實驗中沒注入粒子時看不到散射光，原因可能是本次實驗所用的氮氣管路中混入了微量的空氣才導(dǎo)致的冷凝，氮氣介質(zhì)未出現(xiàn)冷凝，從速度測量結(jié)果對比分析，該狀態(tài)下出現(xiàn)的冷凝影響不大。

狀態(tài)3流場中散射光信號較強，測點位置同狀態(tài)1，測量的速度為746m/s。查詢該狀態(tài)采用皮托壓力探針流場校測結(jié)果，該點Ma為6.035，速度為738m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為1.07%。測量的速度脈動如圖9所示，湍流度為0.3%。

在狀態(tài)3下，測量了返回艙模型繞流流場中一個點的速度。模型由973項目組提供，模型大底直徑為Φ55mm，模型實驗時為0°迎角。實驗過程中通過流場和模型繞流流場的散射光照片如圖10所示，在噴管出口流場中散射光較強，與圖6相似，而在模型繞流區(qū)散射光很弱，原因是大鈍頭產(chǎn)生的弓形激波加熱作用，導(dǎo)致氣體中冷凝的液滴氣化。測點位于波后，測點位置距離模型大底拐點軸向40mm，縱向4mm，側(cè)向0mm，如圖10中的“+”所示。由于測點信號非常弱，即使延長EMCCD相機的曝光時間效果也不明顯，在主氣流中加入些許的TiO2納米粒子，模型繞流場中的散射光會有偶爾的強信號，通過EMCCD相機捕捉實驗過程中不連續(xù)的強信號，可測量出速度，測點在狀態(tài)3下的速度為637m/s。圖11為狀態(tài)3來流返回艙模型繞流流場數(shù)值模擬結(jié)果，測點位置的速度計算結(jié)果為628m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為1.4%。

Fig.10Rayleighscatteringphotoinflowfieldaroundre-entrymodule(case3)

Fig.11Numericalsimulationresultofflowfieldaroundre-entrymodule(case3)

狀態(tài)4流場中散射光信號弱，測點位置同狀態(tài)1，采用和狀態(tài)2下相同的措施，測量的速度為886m/s。采用狀態(tài)3的校測Ma為6.035，該狀態(tài)速度為898m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為1.3%。

狀態(tài)5流場中散射光信號較強，測點位置距噴管出口端面中心點x=117mm(軸向)，y=30mm(側(cè)向)，z=0mm(縱向)，速度結(jié)果為1204m/s，湍流度為0.52%。采用狀態(tài)5的校測Ma為12.718，測點在該狀態(tài)速度為1125m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差為6.5%。在噴管出口流場中散射光較強，與圖7相似，而在模型繞流區(qū)散射光很弱，原因是大鈍頭產(chǎn)生的弓形激波加熱作用，導(dǎo)致氣體中冷凝的液滴氣化。

在狀態(tài)5下，同樣測量了返回艙模型繞流流場中一個點的速度，情況與做法和狀態(tài)3下的類似；測點位置位于模型上方，距離模型大底拐點軸向20mm，縱向10mm，側(cè)向0mm，如圖12所示；測點在狀態(tài)5下的速度為520m/s，采用數(shù)值模擬方法得到測點位置的速度計算結(jié)果為880m/s，瑞利散射測量結(jié)果與之偏差較大，為69%。原因可能是TiO2納米粒子在Ma12流場中的粒子跟隨性不夠。采用基于DSMC的稀薄兩相流數(shù)值方法分別仿真了10、50和100nmTiO2粒子在Ma12來流時的返回艙模型繞流流場的情況，氣相和固相的速度云圖如圖12所示，沿測點軸線的速度分布和實驗結(jié)果如圖13所示，表明10nm粒徑的跟隨性優(yōu)于50和100nm粒徑的粒子，氣體實驗中采用的是標(biāo)稱50nm的粒子，實際使用中出現(xiàn)會出現(xiàn)團聚效應(yīng)，導(dǎo)致實際粒徑更大，偏離實際的氣流速度更大。

Fig.12Numericalsimulationresultofgas-particletwo-phaseflowfieldaroundre-entrymodule(case5)

Fig.13Velocitydistributionofparticlesandgaswithdifferentdiameters(case5)

3 結(jié) 論

(1) 通過實驗驗證了瑞利散射速度和湍流度測量系統(tǒng)在高超聲速流場中應(yīng)用的可行性，發(fā)現(xiàn)了存在的問題，提出了相應(yīng)的解決措施。主要是高超聲速流場中激光散射光弱，需要加入部分容易液化的氣體或小尺度固體粒子，在增強散射光信號情況下保持好的跟隨性。

(2) 采用瑞利散射測量系統(tǒng)測量了Φ0.3m高超聲速低密度風(fēng)洞速度和湍流度，湍流度在1%以內(nèi)，速度測量結(jié)果與流場校測偏差最大1.3%。

(3) 采用瑞利散射測量系統(tǒng)測量了返回艙模型繞流流場中的速度，Ma6時實驗結(jié)果與數(shù)值模擬一致，Ma12時由于粒子跟隨性不夠?qū)е陆Y(jié)果偏差較大。

(4) 實驗中發(fā)現(xiàn)型面噴管Ma5～12流場存在一定程度的冷凝現(xiàn)象，這也說明瑞利散射測量系統(tǒng)是用于判斷流場冷凝的一種手段，初步分析原因是氮氣介質(zhì)中混入了空氣所致，后續(xù)實驗中有待進一步證實。

[1]Seasholtz R G, Panda J. Rayleigh scattering diagnostic for dynamic measurement of velocity and temperature[R]. AIAA-99-0641, 1999.

[2]Panda J, Seasholtz R G. Velocity and temperature measurement in supersonic free jets using spectrally resolved rayleigh scattering[R]. AIAA-99-0296, 1999.

[3]Seasholtz R G, Panda J. Rayleigh scattering diagnostic for simultaneous measurements of dynamic density and velocity[R]. AIAA-2000-0642, 2000.

[4]Seasholtz R G, Panda J, Elam K A. Rayleigh scattering diagnostic for dynamic measurement of velocity fluctuations in high speed jets[R]. AIAA-2002-0827, 2002.

[5]Seasholtz R G, Panda J, Elam K A. Rayleigh scattering diagnostic for measurement of velocity and density fluctuation spectra[R]. AIAA-2002-0827, 2002.

[6]Bivolaru D, Danehy P M, Gaffney R L, et al. Direct-view multi-point two-component interferometric Rayleigh scattering velocimeter[R]. AIAA-2008-236, 2008.

[7]Mielke A F, Elam K A, Sung C J. Multiproperty measurements at high sampling rates using rayleigh scattering[J]. AIAA Journal, 2009, 47(4): 2009, 850-862.

[8]Mielke-Fagan A F, Elam K A, Clem M M. Multiple point mass flux measurement system using rayleigh scattering[R]. AIAA-2009-528, 2009.

[9]Mielke-Fagan A F, Clem M M, Elam K A, et al. Progress on a rayleigh scattering mass flux measurement technique[R]. AIAA-2010-856, 2010.

[10]陳力, 楊富榮, 蘇鐵, 等. 基于法布里-珀羅干涉儀的瑞利散射測速技術(shù)研究[J]. 光子學(xué)報, 2015, 44(1): 207-210Chen L, Yang F R, Su T, et al. Interferometric rayleigh scattering velocimetry using a fabry-perot interferometer[J]. Acta Photonica Sinica, 2015, 44(1): 207-210

ResearchonapplicationofRayleighscatteringvelocitymeasurementinhypersoniclowdensitywindtunnel

Chen Aiguo1,*, Chen Li2, Li Zhihui1, Li Zhonghua1, Yang Furong2, Li Sixin1, Yan Bo2

(1. Hypervelocity Aerodynamics Research Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. Facility Design and Instrumentation Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The velocity and turbulence level of Mach 5, 6 and 12 flow fields have been measured in theΦ0.3m hypersonic low density wind tunnel by the Rayleigh scattering principle using a Fabry-Perot interferometer. The application of the Rayleigh scattering measuring system in the velocity measurement of the hypersonic flow field is understood and realized. The turbulence level of the wind tunnel is below 1%, and the maximum deviation between the velocity measurement result and the flow-field calibration is 1.3%. The velocity in the flow field around the re-entry module after the shock wave has also been measured. The experimental result of the Mach 6 incoming flow is in agreement with numerical simulation results, but in the case of the Mach 12 incoming flow the deviation is 69%, and the reason is analyzed. It is found that through the experiment a certain condensation exists in theΦ0.3m hypersonic low density wind tunnel . Further research scheme is suggested.

hypersonic;wind tunnel;Rayleigh scattering;velocity measurement

1672-9897(2017)06-0051-05

10.11729/syltlx20170020

2017-02-22;

2017-07-03

國家自然科學(xué)基金(11325212); 國家重點基礎(chǔ)研究發(fā)展計劃(2014CB744100)

*通信作者 E-mail: chenaiguo12316@163.com

ChenAG,ChenL,LiZH,etal.ResearchonapplicationofRayleighscatteringvelocitymeasurementinhypersoniclowdensitywindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 51-55. 陳愛國, 陳 力, 李志輝, 等. 瑞利散射測速技術(shù)在高超聲速流場中應(yīng)用研究. 實驗流體力學(xué), 2017, 31(6): 51-55.

A

陳愛國(1973-)，男，湖北仙桃人，研究員。研究方向：高超聲速低密度風(fēng)洞設(shè)計與試驗技術(shù)研究。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號(621000)。E-mail: chenaiguo12316@163.com

(編輯：張巧蕓)