高超声速进气道边界层强制转捩试验

赵慧勇，周 瑜，倪鸿礼，刘伟雄

（中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机重点实验室，四川绵阳 621000）

0 引 言

为了提高吸气式高超声速进气道的起动能力，减少在压缩面拐角处和隔离段入口的流动分离，保障超燃冲压发动机的正常工作，进入进气道的气流必须是湍流。然而，吸气式高超声速飞行器在飞行试验时进气道通常保持层流状态。如采用NASP计划得到的尖平面转捩预测准则对X－43A进气道飞行试验的转捩预测表明［1］，自然转捩发生的位置已经超出了进气道的长度。因此X－43A采用转捩带（trip）来实现强制转捩，保证在第一个压缩面上实现转捩。由于这种转捩带采用了涡流控制的原理，又称为涡流发生器。

Berry指出［1］：进气道的强制转捩有以下优点：（1）减少层流的流动分离，提高质量捕获率和燃料混合。由于层流的抗反压能力比湍流弱，因此，层流容易在压缩面的拐角处发生分离，减少了进气道的捕获流量，使进气道的性能下降，严重时导致进气道不起动。美国X－43A进气道在兰利研究中心的20英寸Ma6风洞的试验显示［2］：没有转捩带时，由于在拐角处出现了流动分离，在第一个压缩面结束的地方只有1／3的表面流线进入了隔离段；安装了转捩带后，基本消除了横向的流动分离。这说明了层流横向溢流的严重性；（2）实现从缩尺飞行器到全尺寸飞行器试验结果的推广。由于全尺寸飞行器很有可能在前体就发生转捩，而缩尺飞行器由于前体较短难以实现自然转捩，采用强制转捩可以消除模型尺度对转捩区域的影响；（3）实现从风洞试验到飞行试验的推广。风洞试验由于来流湍流度和噪声较高，转捩Re数低，可以在进气道实现自然转捩；飞行试验由于来流湍流度和噪声较低，转捩Re数高，难以在进气道实现自然转捩。采用强制转捩可以让风洞试验和飞行试验都在指定的区域内实现转捩，减少风洞试验和飞行试验的差别。

X－43A采用涡流发生器成功地在2004年的飞行试验中实现了强制转捩。这之后，许多吸气式高超声速飞行器进气道都采用涡流发生器来实现强制转捩，包括HIFiRE、X－51A等。涡流发生器由一排组成，每一个的形状主要为钻石型和后掠斜坡型两种。前者的转捩效率更高，而后者的对热防护的要求比较低。

国内对进气道强制转捩的研究很少，赵俊波根据T－S波谐频共振原理，设计了一种强制转捩装置［3］。在FD－07风洞Ma数为6的风洞试验表明：在设计状态下，没有加装强制转捩装置的进气道不起动；但是加入强制转捩装置后，进气道起动。这说明强制转捩装置改善了进气道起动能力。但是赵俊波没有对转捩区域进行测量，因此不知道强制转捩装置对转捩区域的影响有多少。

由于风洞来流噪声对边界层转捩有影响，而一般高超声速风洞的来流噪声比飞行试验高1～2个量级，因此需要对高超声速风洞的来流噪声进行测量，以便为从地面风洞试验推广到飞行试验提供数据支持。风洞来流噪声的测量一般通过热线风速仪或者脉动压力传感器来测量。对于高超声速风洞，热线风速仪面临比较大的困难，标定很麻烦，热线很容易被吹断，因此比较可靠的方法是采用脉动压力传感器。Stainback［4］在10°尖锥模型上采用脉动压力传感器进行了测量，脉动压力传感器与模型表面平齐。脉动压力传感器的测量结果与热线风速仪相比表明：由于高超声速风洞来流的主要扰动是压强脉动，而尖锥上的弱激波对来流扰动进入到激波层几乎没有影响，因此在尖锥模型表面用脉动压力传感器来测量来流扰动（噪声）是一种简单有效的方法。

针对一个吸气式高超声速进气道模型，设计了一种钻石型涡流发生器，在FL－31常规高超声速风洞中，首先通过脉动压力传感器对来流噪声进行了测量，然后利用红外热图对壁面热流进行测量来判断转捩区域，试验目的是使转捩区域提前到第一个压缩面上，减少拐角处的流动分离，尽可能早地实现转捩。试验成功地实现了来流Ma数为5、6和7、迎角1°下的强制转捩，得到了不同涡流发生器高度对转捩区域的影响规律。

1 高超声速进气道模型

高超声速进气道采用三维鸭嘴形状（见图1），其外压缩形式为四波系平面顶压，进气道的流道沿轴向全长为1375mm，进气道工作Ma数范围为5.5～6.5。

为了开展红外热测量，测量区域需要采用绝热材料，为此在涡流发生器的前后都安装聚四氟乙烯板，直到隔离段入口。聚四氟乙烯板的热物理参数在航天材料工艺性能检测与失效分析中心经过了标定。在图1中模型表面白色区域为聚四氟乙烯板。

图1 吸气式高超声速进气道模型Fig.1 Model of airbreathing hypersonic forebody／inlet

2 风洞和测量设备

影响转捩的参数很多，包括模型尺度、Ma数、Re数、壁温／总温比、来流湍流度和噪声等，在风洞试验与飞行试验之间的相似准则为，模型几何外形相似、Ma数相同，Re数接近。其它影响参数的研究将在未来开展。

试验在中国空气动力研究与发展中心Φ0.5m高超声速风洞中进行，该风洞是一座下吹式常规高超声速风洞，配备6个出口直径均为0.5m的喷管，试验名义Ma数分别为5、6、7、8、9、10。风洞前室总压调节范围为0.3～12MPa，前室总温范围为350～1100K，自由流雷诺数Re∞范围为（0.35～5.6）× 107／m，风洞试验时间可达60～360s。另外，风洞还配备了上、下两套插入机构。为了满足FL－31风洞堵塞比的要求，采用40%的进气道缩比模型来开展试验。

采用红外热像仪来进行大面积的热流测量，转捩区域的确定主要依靠壁面热流分布来判断。该试验使用THV900LW／ST型红外热像仪，该设备属于机械扫描式红外热像仪，其主要技术指标为：测温范围－30～2000℃，测温精度为±1%±0.1℃，帧频为15幅／s，像素为272×136。红外热像仪的标定采用HF15型黑体。

脉动压力传感器为美国Kulite公司生产的XCE－062型压阻式脉动压力传感器，传感器外径1.65mm，采样频率为50kHz。

FL－31风洞试验的来流Ma数为5、6和7，3种状态的动压几乎相同。试验参数见表1。迎角为1°，偏航角为0°。

表1 FL－31风洞来流参数Table 1 Free stream parameters of FL－31wind tunnel

3 计算软件

为了设计强制转捩装置和对风洞试验结果进行数据分析，采用CFD软件进行了计算。采用的计算软件是笔者自主研制的AHL3D并行计算软件。该软件可以计算定常和非定常的完全气体、平衡气体和化学非平衡流动，支持多块对接网格、拼接网格和重叠网格，采用MPI实现并行计算，拥有7种湍流模型、7种无粘通量格式和多种时间推进方法。AHL3D软件经过了大量验证［5－6］，由于篇幅限制这里就略去了。AHL3D软件主要用来计算进气道边界层参数、壁面中心线的层流和湍流热流分布，通过与试验结果的比较，确定转捩区域的起始和结束位置。在计算中采用等温壁条件，壁面温度根据试验条件来确定。

4 涡流发生器的设计

涡流发生器采用钻石型构型（见图2），它的转捩原理是通过产生一对反向旋转的流向涡，促进流向不稳定性的发生。同时不同涡流发生器的流向涡在横向之间会发生相互作用，又会促进横向不稳定性的发生。

为了防止在第一个压缩拐角处产生流动分离，同时考虑到模型结构上有足够的空间来安装涡流发生器，因此涡流发生器安装在进气道的第一个压缩面，从前缘开始沿流向x＝88mm处。

图2 钻石型涡流发生器构型Fig.2 Configuration of vortex generator with diamond shape

涡流发生器的高度k是几何构型中的最重要的因素，原则上应小于当地层流边界层的厚度。根据Berry的定义［2］，涡流发生器的高度分为：起始（in－cipient）高度、临界（critical）高度和有效（effective）高度3类。起始高度指开始影响转捩位置的涡流发生器高度；临界高度指开始使转捩位置快速向头部位置移动的涡流发生器的高度；有效高度指转捩起始位置在紧接着涡流发生器后开始出现的涡流发生器的高度。起始高度、临界高度和有效高度需要根据风洞试验来确定。虽然有一些经验公式，但是并不通用。涡流发生器的高度k一般用当地边界层厚度δ无量纲化，通常采用的涡流发生器高度的设计准则都是基于k／δ来确定的。

根据AHL3D的层流计算结果，Ma数为7的涡流发生器的当地边界层厚度为1.5mm，因此δ为1.5mm。涡流发生器高度分别取0.3、0.5、0.8、1.0、1.5mm五种，希望能够得到起始高度、临界高度和有效高度。在实际工程应用中，一般采用有效高度的涡流发生器构型，这样可以尽快地实现强制转捩的目的。同时为了减少热防护的要求，要求涡流发生器的有效高度尽可能低。

5 试验结果

试验分为3个阶段：首先对FL－31风洞来流噪声进行测量；其次开展Ma数为5、6和7自然转捩（没有安装涡流发生器）的试验；然后在Ma数为6和7上进行强制转捩试验，得到有效高度的涡流发生器；最后进行Ma数为5的强制转捩试验。

为了测量风洞的来流噪声，采用脉动压力传感器对10°尖锥模型上沿流向5个测点的脉动压力进行了测量。来流条件为试验Ma数6，迎角和侧滑角都是0°。其它参数见表1。测量结果表明：位于层流中的测点总声压级为123.6dB，对应的噪声水平（脉动压力均方根与平均压强之比）为1.2%。由于一般高空大气的噪声水平低于0.05%，因此FL－31风洞在Ma数6的噪声是比较高的。

从图3～5可以看出，在来流动压相近的条件下，随着Ma数的增加和Re数的减少，转捩起始位置逐渐后移。Ma数5的转捩起始位置在第二个压缩面的中间，而Ma数7在第2个拐角后。转捩起始位置的分布为弧形，中间的转捩起始位置靠后，两端的转捩起始位置靠前。这估计是由于进气道模型的两侧是光滑的曲面，流动的横向不稳定性造成的。不同Ma的弧形分布稍有不同。

从图6可以看出，来流Ma数为6时，在涡流发生器（trip）前，试验得到的壁面中心线的热流与AHL3D软件层流计算的热流吻合较好，因此在涡流发生器前流动是层流状态。在第二个拐角处，热流值开始急剧增加，超过了湍流计算的热流。这说明自然转捩发生在第二个拐角附近，转捩区域在第二个拐角后结束。Ma数5和7的中心线热流分布与Ma数6的类似，由于篇幅限制，这里就不再重复。

从图7～13可以看出，在Ma数6下，随着涡流发生器高度的增加，转捩区域的起始位置逐渐向前缘移动。在涡流发生器高度为0.3mm时就可以看出明显的移动，在涡流发生器高度为0.8和1mm时转捩区域的起始位置已经紧接着涡流发生器后面，从红外热图中看不出0.8和1mm转捩区域的差别。说明1mm的涡流发生器已经达到了有效高度。值得注意的是，自然转捩的转捩区域起始位置是一条弧线，而不同涡流发生器高度（强制转捩）的转捩区域的起始位置基本上是一条直线。这与美国X－43A进气道在NASA兰利研究中心Ma数6的风洞试验结果不太一样［1］。在Ma数6时，X－43A进气道自然转捩和强制转捩的转捩区域起始位置基本都是一条直线。这可能是两个模型几何外形上的差别引起的：X－43A的模型表面两侧都是平面，而该试验的模型两侧是曲面。Ma数7和5的红外热图随涡流发生器高度的变化规律与Ma数6的相同。从红外热图和壁面中心线的热流分布（见图14）来看1mm高度的涡流发生器构型在Ma数5、6和7都达到了有效高度，因此在以后的试验中都采用1mm高度的涡流发生器。

计算表明：在Ma数6和7下，进气道在涡流发生器位置的层流边界层厚度分别为1.2和1.5mm。因此Ma数为6时，进气道涡流发生器的起始k／δ为0.25，临界k／δ为0.42，有效k／δ为0.83；Ma数为7时，进气道涡流发生器的起始k／δ为0.2，临界k／δ为0.33，有效k／δ为0.67。

从图15～16可以看出，流场在来流Ma数6下，没有涡流发生器时，流场呈现三波系结构。加入涡流发生器后，产生了一道明显的附加的弱斜激波，这对流场有一定的干扰。

根据风洞试验的转捩结果，采用AHL3D计算软件开展了强制转捩对进气道性能的影响分析。计算模型为二维进气道的对称面外形（包括隔离段）。进气道的流量捕获率和总压恢复系数的计算位置在隔离段出口。首先从表2和图15～16来看，强制转捩前后进气道都是起动的。与自然转捩相比，强制转捩使进气道的流量捕获率和总压恢复系数分别最多降低3%和5%，说明涡流发生器对进气道性能的影响较小。下一步需要对涡流发生器进行优化设计，以减少不利影响。

表2 强制转捩对进气道性能的影响Table 2 Effect of forced－transition on inlet performance

6 小 结

在FL－31高超声速风洞开展了吸气式高超声速飞行器进气道模型的强制转捩试验，试验的来流Ma数为5、6和7，迎角为1°。设计了一种钻石型涡流发生器的强制转捩装置，采用红外热像仪对壁面热流进行测量，对比CFD计算结果，得到转捩区域。通过风洞试验成功地实现了强制转捩，通过试验得到了以下结论：

（1）对于这种类型的进气道，采用钻石型涡流发生器构型的设计方法是有效的；

（2）FL－31风洞Ma数6时来流脉动压力总声压级不大于123.6dB，对应的噪声水平为1.2%；

（3）在相同的来流动压下，随着Ma数的增加，自然转捩的转捩区域逐渐后移；

（4）随着涡流发生器高度的增加，强制转捩区域逐渐前移。在Ma数6和7时，涡流发生器的有效高度为1mm，对应的k／δ分别为0.83和0.67；

（5）对于起动的进气道，这种强制转捩装置对进气道的性能影响比较小。

该试验为进气道强制转捩研究提供了试验数据和方法，下一步的研究主要是：①进一步研究涡流发生器构型对进气道性能（特别是起动性能）的影响；②通过LES等数值方法和稳定性分析，基于精细的试验测量结果，加强对转捩机理的研究，改进强制转捩装置的设计方法；③由于影响强制转捩的参数除了Ma数和Re数外，还有模型尺度、壁温／总温比、湍流度和噪声等，而且不同的风洞有各自的模拟参数，因此将比较不同风洞类型、不同模型尺度对强制转捩的影响，加深对进气道强制转捩的了解和认识。

致谢：该研究得到了中国空气动力研究与发展中心乐嘉陵院士的技术指导，何显中和袁强进行了红外热图的测量，黄国川在风洞试验方面提供了大力帮助，蒋卫民进行了脉动压力的测量，笔者在此对他们表示衷心的感谢。

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