沙心國, 李睿劬, 劉文伶, 紀(jì) 鋒, 袁湘江

(1. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題是經(jīng)典物理中留下的難題, 也是流體力學(xué)中極具挑戰(zhàn)的熱點問題. 從1883年 Reynolds在圓管流動實驗中發(fā)現(xiàn)流動存在層流與湍流兩種流態(tài)至今, 研究者針對邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題開展了大量的理論、實驗與計算研究, 在邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象、機理與模型方面取得了很大的進(jìn)步, 但由于邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題的復(fù)雜性, 邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測的精度仍不盡如人意. 邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題已經(jīng)成為制約航天技術(shù)發(fā)展的瓶頸[1-4], 尤其是在高超聲速領(lǐng)域[5-7]. 邊界層流動狀態(tài)與高超聲速飛行器的氣動力、氣動熱、飛行穩(wěn)定性、進(jìn)氣道起動和超燃沖壓發(fā)動機的燃燒性能等直接相關(guān), 從而影響高超聲速飛行器的安全與性能指標(biāo).

邊界層轉(zhuǎn)捩是一個邊初值問題, 其中初值就是來流擾動. 來流擾動通過感受性在邊界層內(nèi)激發(fā)不穩(wěn)定擾動波, 不穩(wěn)定擾動波在邊界層內(nèi)經(jīng)過系列增長過程, 最終破裂, 猝發(fā)轉(zhuǎn)捩. 欲實現(xiàn)高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)測, 揭示邊界層轉(zhuǎn)捩機理是關(guān)鍵.

風(fēng)洞實驗作為空氣動力學(xué)研究的三大手段之一, 在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究中發(fā)揮著重要作用. Schneider[8]曾經(jīng)指出, 背景噪聲在風(fēng)洞實驗中非常重要, 沒有給出風(fēng)洞自由來流噪聲的轉(zhuǎn)捩Reynolds數(shù)幾乎沒有任何價值. 來流噪聲不僅會影響高超聲速邊界層的轉(zhuǎn)捩途徑[9], 還會顯著影響飛行器的前緣鈍度效應(yīng)[10]、轉(zhuǎn)捩區(qū)長度[10-12]、攻角效應(yīng)[13-14]、粗糙元影響[15]、干擾區(qū)大小以及橫流失穩(wěn). 開展邊界層轉(zhuǎn)捩研究的每一個風(fēng)洞設(shè)備, 均應(yīng)測量風(fēng)洞的背景噪聲. 另外, 在邊界層轉(zhuǎn)捩問題研究實驗中, 須對邊界層內(nèi)脈動信息進(jìn)行測量, 研究邊界層內(nèi)擾動波的發(fā)展變化過程.

無論是風(fēng)洞來流背景噪聲測量[16-17], 還是模型表面邊界層內(nèi)擾動波發(fā)展的探測[18-19], 均須采用脈動信息測量技術(shù). 熱線技術(shù)[20-21]、脈動壓力傳感器技術(shù)[16-19,22]、原子層熱電堆高頻熱流傳感器(atomic layer thermopile， ALTP)[23-24]和激光差分干涉測量(laser differential interferometry， LDI)技術(shù)[25-26]等, 均能測量流場中的脈動信息. 其中脈動壓力傳感器技術(shù)具有技術(shù)成熟度高、測量頻率高和使用方便的優(yōu)點, 是目前應(yīng)用最為廣泛的脈動信息測量技術(shù). 脈動壓力傳感器靈敏度高, 可以探測微小壓力變化, 其測量結(jié)果容易受流場和模型等因素影響.

本文以尖楔模型為研究對象, 開展了模型背部結(jié)構(gòu)對模型表面高頻脈動壓力測量的影響研究, 獲得了背部凸起結(jié)構(gòu)對模型表面脈動壓力的影響規(guī)律, 探究影響機理, 研究結(jié)果可以指導(dǎo)脈動壓力測量實驗方案的設(shè)計和數(shù)據(jù)的分析.

1 實驗?zāi)Ｐ团c設(shè)備

1.1 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

采用半楔角5°的尖楔模型為研究對象, 模型長300 mm, 寬180 mm, 前緣半徑R=1 mm. 尖楔模型的下表面為測量面, 在下表面布置有3個傳感器測量脈動壓力信息, 3個測點的位置如圖1所示. 尖楔模型上表面有3種結(jié)構(gòu), 分別為方型凸起、斜坡型凸起和無凸起, 具體結(jié)構(gòu)如圖2所示.

圖1 模型示意圖和測點位置圖Fig. 1 Diagram of measurement points

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance圖2 模型結(jié)構(gòu)尺寸圖Fig. 2 Model schematics

1.2 風(fēng)洞設(shè)備

實驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD-07風(fēng)洞[27-28]進(jìn)行. 該風(fēng)洞是一座暫沖式下吹-引射高超聲速風(fēng)洞, 以空氣為工作介質(zhì). 噴管出口直徑為0.5 m, 可實現(xiàn)Mach數(shù)5～8.Ma=6以上的噴管都帶有水冷裝置, 防止噴管結(jié)構(gòu)受熱產(chǎn)生變形. 實驗段配備了模型快速插入4自由度機構(gòu), 可實現(xiàn)攻角變化范圍-10°～50°和側(cè)滑角變化范圍-15°～15°, 試驗段側(cè)壁開有通光尺寸為520 mm×320 mm光學(xué)玻璃窗口, 供紋影儀觀察和拍攝流場使用.

1.3 測量方法

采用PCB132A31壓力傳感器測量模型表面的壓力脈動信息, 該傳感器為壓電型, 傳感器直徑為3.18 mm, 量程為345 kPa, 精度為7 Pa. 這種傳感器設(shè)置截止頻率為11 kHz的高通濾波, 其共振頻率為1 MHz. 該傳感器只能測量壓力脈動值, 無法測量壓力的平均值[29].

實驗過程中采用紋影儀觀測模型周圍流場波系結(jié)構(gòu).

圖3 FD-07風(fēng)洞Fig. 3 FD-07 wind tunnel

1.4 測試設(shè)備

采用一套采樣頻率最高可達(dá)15 MHz的高頻脈動采集系統(tǒng)[30]進(jìn)行傳感器信號的采集, 該系統(tǒng)包括信號調(diào)理、信號采集、總壓信號觸發(fā)、數(shù)據(jù)存儲和信號屏蔽等功能. 該采集系統(tǒng)中含有4塊NI PXI-5922采集卡, 可實現(xiàn)從24位500 kHz到16位15 MHz 的采樣頻率需求.

1.5 實驗過程

風(fēng)洞來流參數(shù)列于表1中. 采集時長為0.1 s, 采樣頻率為5 MHz. 風(fēng)洞流場建立過程中, 模型置于流場外. 待風(fēng)洞流場建立, 流場來流參數(shù)穩(wěn)定后, 采用插入機構(gòu)將模型插入流場中心, 穩(wěn)定2 s后, 開始采集脈動壓力信息.

表1 實驗來流參數(shù)

2 數(shù)據(jù)處理方法

PCB傳感器的有效測量頻率范圍為11 kHz～1 MHz, 采用Fourier變換, 濾掉11 kHz～1 MHz頻段外的脈動信息, 再進(jìn)行Fourier反變換對脈動壓力信號進(jìn)行帶通濾波, 采用帶通濾波后的數(shù)據(jù)計算脈動壓力均方根值Prms和噪聲聲壓級SPL.

采用Welch方法對0.1 s的數(shù)據(jù)進(jìn)行計算得到功率譜(power spectrum density, PSD), 以此研究信號的頻域特性.

3 實驗結(jié)果分析

圖4為3種模型結(jié)構(gòu)表面脈動壓力與噪聲聲壓級對比圖, 背面方型凸起模型表面測量獲得的脈動壓力均方根值最高可達(dá)637 Pa, 噪聲聲壓級均在140 dB 以上, 斜坡型凸起模型和無凸起模型測量獲得脈動壓力均方根值均小于50 Pa, 噪聲聲壓級在120～130 dB之間. 斜坡型凸起模型測量獲得的脈動壓力均方根值與噪聲聲壓級在P1和P3點略高于無凸起模型, 在P2點, 兩種結(jié)構(gòu)模型測量值基本相當(dāng).

對比不同展向位置測得的脈動壓力均方根值, 可以看出, 模型背面有凸起時, 隨著Y值的增加, 測點遠(yuǎn)離模型中心線, 測得的脈動壓力均方根值呈增加趨勢. 方型凸起模型測量值由290 Pa增加至637 Pa, 增幅達(dá)347 Pa； 斜坡型凸起模型測量值由26.78 Pa增加至47.11 Pa, 增幅為20.33 Pa. 背面無凸起模型P1點和P2點的脈動壓力均方根值僅相差-0.2 Pa, 測量值沿展向基本無變化.

(a) Prms

(b) SPL圖4 Prms和SPL測量值Fig. 4 Measured Prms and SPL

對比模型中心線上P2點的脈動壓力均方根值, 背面方型凸起模型測量值為290 Pa, 明顯高于其他兩種模型, 背面斜坡型凸起模型與背面無凸起模型測量值分別為26.78 Pa和28.46 Pa, 兩者基本一致, 說明背面斜坡型凸起對P2點的脈動壓力基本無影響.

綜上所述, 模型背面凸起會影響模型表面脈動壓力測量, 方型凸起的影響大于斜坡型凸起, 模型背面凸起結(jié)構(gòu)對表面脈動壓力的影響程度沿展向逐漸增加.

圖5為3個測點的頻譜信息, 在11 kHz～1 MHz 的頻段內(nèi), 背面方型凸起模型的能譜明顯高于其他兩種. 在P2點, 背面斜坡型凸起模型測量信息能譜與無凸起模型基本一致; 在P1和P3點, 11～300 kHz范圍內(nèi), 背面斜坡型凸起模型與無凸起模型的能量差別較小, 在300 kHz～1 MHz范圍內(nèi), 背面斜坡型凸起模型的能量明顯大于無凸起模型, 說明背面斜坡型凸起對P1和P3點的影響主要在300 kHz～1 MHz頻段范圍內(nèi).

在高超聲速流動中, 聲波沿Mach線傳播, 本次實驗?zāi)Ｐ捅砻鏈y點均處于無干擾流動區(qū)域內(nèi), 如圖6所示, 模型兩側(cè)的流動不會影響模型表面測點區(qū)域流場.

(a) P1

(b) P2

(c) P3圖5 能譜分布信息Fig. 5 Power spectral density distributions

圖6 模型表面流場區(qū)域示意圖Fig. 6 Hypersonic flow over the model surface

圖7為3種模型實驗中拍攝的紋影圖像, 由于背面方型凸起模型實驗中紋影拍攝所用相機與其他兩次實驗所用相機不同, 紋影圖像質(zhì)量略有差別, 但是紋影圖像質(zhì)量的差別不影響流動現(xiàn)象的分析. 對比紋影圖像, 可知模型背面凸起結(jié)構(gòu)對測量表面一側(cè)的激波結(jié)構(gòu)無明顯影響. 但是由于紋影獲得的激波結(jié)構(gòu)為整個觀測光路疊加的結(jié)果， 且無法獲得被模型遮擋區(qū)域的激波結(jié)構(gòu)， 模型背面大尺度凸起結(jié)構(gòu)改變模型側(cè)面流場波系， 從而影響模型表面流場是一種可能的影響途徑. 模型背面凸起結(jié)構(gòu)使得模型背面流場的波系結(jié)構(gòu)變得復(fù)雜, 存在激波-激波干擾和流動分離等非定常流動現(xiàn)象,非定常流動現(xiàn)象產(chǎn)生氣動噪聲, 噪聲通過模型固壁傳播至模型表面脈動壓力傳感器, 進(jìn)而影響模型表面脈動壓力測量.

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance圖7 實驗紋影照片F(xiàn)ig. 7 Schlieren images

另外, 模型周圍非定常非對稱流動, 給模型施加一個非定常作用力, 使得模型振蕩, 由于模型兩側(cè)位置剛度較小, 振幅較大, 模型中心位置剛度最大, 振幅最小. 這就使得模型背面凸起對模型中心線位置測點的影響相對較小, 沿展向逐漸增加.

綜上所述， 模型背面凸起結(jié)構(gòu)影響表面脈動壓力測量有3種可能途徑： ①模型背面大尺度凸起改變模型流場波系， 從而影響模型表面流動； ②模型背面非定常流動現(xiàn)象產(chǎn)生的噪聲通過固壁傳播至脈動壓力傳感器， 影響測量結(jié)果； ③模型周圍非定常非對稱流動給模型施加一個非定常的作用力， 使得模型振蕩， 從而影響表面脈動壓力測量.

4 結(jié)論

針對高超聲速脈動壓力測量實驗, 以尖楔模型為研究對象, 在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展模型背面結(jié)構(gòu)對表面脈動壓力測量結(jié)果影響的實驗研究, 探究模型背面凸起對表面脈動壓力測量的影響機理, 結(jié)果表明:

(1)模型背面凸起會影響模型表面脈動壓力測量, 方型凸起的影響大于斜坡型凸起, 模型背面凸起結(jié)構(gòu)對表面脈動壓力的影響程度沿展向逐漸增加.

(2)模型背面凸起結(jié)構(gòu)影響表面脈動壓力測量有3種可能途徑： ①模型背面大尺度凸起改變模型流場波系， 從而影響模型表面流動； ②模型背面非定常流動產(chǎn)生的噪聲通過固壁傳播至脈動壓力傳感器， 影響測量結(jié)果； ③模型周圍非定常非對稱流動給模型施加一個非定常的作用力， 使得模型振蕩， 從而影響表面脈動壓力測量.

(3)高頻脈動壓力傳感器具有靈敏度高的特點, 在高超聲速脈動壓力測量中應(yīng)考慮模型結(jié)構(gòu)和周圍非定常流動對脈動壓力測量結(jié)果的影響.

致謝感謝北京航天長征飛行器研究所蘇偉對本實驗的大力支持, 感謝中國航天空氣動力技術(shù)研究院陳星和陳農(nóng)在技術(shù)上的指導(dǎo), 感謝解少飛、孫日明在實驗測量上的幫助, 感謝何敬玉和馬元宏的有益討論.