激波风洞边界层强制转捩试验研究

李 强，张扣立，庄 宇，赵金山

(中国空气动力研究与发展中心超高速所，绵阳 621000)



激波风洞边界层强制转捩试验研究

李 强，张扣立，庄 宇，赵金山

(中国空气动力研究与发展中心超高速所，绵阳 621000)

针对升力体模型设计了涡流发生器，在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ2 m激波风洞上开展风洞试验，研究了高超声速边界层强制转捩问题。试验来流名义马赫数分别为10、12，单位雷诺数分别为2.4×106/m、2.1×106/m，模型攻角10°。试验中应用铂薄膜热流传感器技术和温敏热图(TSP)技术测量了模型表面热流，证明涡流发生器实现了模型边界层强制转捩，使Φ2 m激波风洞拥有了模拟高马赫数低雷诺数湍流边界层的能力。试验结果表明,不同形状不同高度涡流发生器对边界层完全转捩成湍流后的热流影响不明显，由此可提出一种新的激波风洞试验方法，即利用涡流发生器开展相同来流条件下不同边界层流态对模型表面热流等边界层参数分布影响的试验研究。

激波风洞；涡流发生器；强制转捩；湍流模拟

0 引 言

激波风洞等大型地面气动热环境模拟试验设备，由于受到风洞运行参数的制约，对飞行条件的模拟受到较大限制。而风洞模型长度相对较短，某些条件下模型表面边界层无法转捩形成湍流，或者无法在需要的位置转捩形成湍流，导致风洞试验无法模拟飞行器表面边界层流动状态。为了能准确地将高超声速飞行器风洞试验结果外推到全尺寸飞行器，就需要利用边界层转捩装置强迫形成湍流流动，使高超声速边界层按可控和可预测的方式转捩。前期的一些CFD计算工作发现，层流流态条件下，升力体方向舵舵轴迎风面热流比湍流流态条件高，这与迎风大面积区域热流分布规律相反。分析认为导致这种现象的原因可能是相同来流条件下，方向舵位置处的层流边界层比湍流边界层薄，因而进入方向舵缝隙的气流速度更高。为了在风洞试验中复现这一现象，首先需要解决相同来流条件下，实现模型表面层流和湍流边界层模拟。这需要在较低单位雷诺数流场条件下，通过强制转捩控制装置，将模型表面层流边界层强制转捩为湍流边界层。

目前风洞试验中采用较多的强制转捩装置[1-4]是被动控制装置，主要通过采用增加模型壁面粗糙度和安装涡流发生器的方式，使有限尺寸模型表面边界层强制转捩，以实现地面风洞设备按照需求对湍流流动状态的模拟。近几年在中国空气动力研究与发展中心超高速所Φ2 m激波风洞(FD-14A)中，开展了一系列的强制转捩试验，采用增加模型壁面粗糙度和安装涡流发生器的方式，在风洞试验来流单位雷诺数1×107/m条件下，使模型表面边界层转捩位置提前。考虑到很多文献[5-9]都提到粗糙元高度是影响强制转捩的关键因素，为了在激波风洞更低单位雷诺数流场条件下，使模型表面层流边界层强制转捩为湍流边界层，本文采用涡流发生器作为强制转捩装置。

近些年来，吸气式高超声速飞行器发展非常迅速，由于其采用的吸气式超燃发动机要求气流在进入进气道前形成湍流，因此高超声速边界层强制转捩试验技术得到了深入的研究。美国的Berry等[2]、Borg等[10]、Schneider等[11]，在20inM6风洞、31inM10风洞、M6静音风洞等风洞设备上对Hyper-X、X- 43和X-51A飞行器模型前体进行了高超声速边界层控制方法研究，采用了钻石型(包括圆柱型)和斜坡型(包括不同参数的变形)涡流发生器作为强制转捩控制装置。国内的战培国等[1]、战培国[12]和赵慧勇等[13]对吸气式高超声速飞行器进气道强制转捩问题及风洞试验情况作了比较系统的研究，发表了综述性的文章。赵慧勇等[14]在中国空气动力研究与发展中心高速所Φ0.5 m高超声速风洞(FL-31)、赵俊波等[15]在中国航天空气动力技术研究院Φ0.5 m高超声速风洞(FD-07)分别对超燃进气道边界层强制转捩进行了研究，都获得了比较好的试验效果。

上述试验大多是在常规高超声速风洞较低马赫数流场条件下，针对进气道压缩面平面区域开展强制转捩试验研究工作。本文在脉冲型设备激波风洞高马赫数低雷诺数流场条件下，针对升力体弧面区域开展强制转捩试验研究，研究涡流发生器的强制转捩特性。

1 涡流发生器强制转捩原理

涡流发生器依据粗糙元诱导边界层转捩，影响粗糙元强制转捩效果的因素非常多，包括粗糙元的高度、外形和间距，另外马赫数、雷诺数、模型攻角、来流噪声、壁面温度、逆压梯度、壁面结构特征等因素也会对粗糙元强制转捩效果带来影响。粗糙元对高超声速边界层转捩影响的研究工作持续了超过50年，目前仍然是国际上的研究热点。并且以涡流发生器为代表的粗糙元研究结果，已经被成功应用到吸气式高超声速飞行器上。但是目前对粗糙元诱导转捩的物理机理仍未完全研究清楚，没有统一完整的解释。国内外研究粗糙元诱导强制转捩机理的文献很多，下面挑选部分典型的文献来说明粗糙元强制转捩机理问题。

Schneider[16]认为粗糙元在强制转捩过程中的作用为粗糙元会在尾迹区产生流向涡结构和不稳定剪切层，流向涡可能通过一些失稳机制发展，也可能通过感受性机理，与声波或者来流的其他扰动相互作用进而发展出失稳波。文献[2,17-20]认为在粗糙元上游会形成反向旋转的涡对，下游会形成不稳定尾迹涡和侧边的马蹄涡结构，尾迹中的涡结构和剪切层相互作用而导致边界层转捩。流向涡对边界层的失稳和转捩过程十分重要，它通常对应于瞬态增长不稳定机制，因此很多研究[21-22]认为粗糙元引发的边界层转捩是由瞬态增长引起的旁路转捩。而Merkle等[23]认为，粗糙元对基本流的改变以及其自身提供的扰动在转捩中占据主导作用。另外，文献[24]提到，粗糙元的外形对转捩效果影响不大，这也是本文通过风洞试验所验证的结果。

国内近几年对粗糙元诱导强制转捩机理也开展了很多研究工作[25-29]，基本都认为粗糙元尾迹流向涡与剪切层的相互作用是强制转捩的主要机理，并且还分析了钻石型和斜坡型粗糙元诱导转捩机理的异同点。天津大学周恒院士等[30]认为，涡流发生器这种大粗糙元引发的旁路(bypass)转捩，是由于大粗糙元下游产生的流向涡旋，其作用可能与流向条带类似，会导致某种二次不稳定，由此引发某些能快速增长的不稳定波，这些波会修正平均流剖面，使得其线性稳定性特征发生有利于更多T-S波产生并快速增长的变化，并形成一种正反馈的作用而导致转捩。

图1 斜坡型粗糙元尾迹的红外、油流、升华法显示图[18]Fig.1 Infra-red, oil and sublimation visualization of ramp roughness wake[18]

在试验研究方面，除了引言中所提到的试验，Tirtey等[17-18]对钻石型、斜坡型、圆柱型及圆球形粗糙元绕流流场，采用数值计算、红外热图显示、油流显示、升华法显示等方法，进行了对比研究。如图 1所示，试验结果显示了粗糙元上游的反向旋转涡对及下游尾迹流向涡情况，以及尾迹中反向旋转涡对相互吸引与交互作用、边界层分离与再附，并完成转捩的情况，其中红外热图结果证实了分离区的低热流以及再附后完成转捩。Danehy等[19]和Danehy等[20]采用一氧化氮激光诱导荧光(Planar laser induced fluorescence,PLIF)技术测量了马赫数10高超声速条件下半球形和圆柱形两种粗糙元的尾迹流动结构。Wheaton等[31]在普渡大学静音风洞马赫数6试验条件下测量了圆柱型粗糙元尾迹不稳定波的发展情况。

2 试验设备及流场条件

2.1 试验设备及测量手段

试验在中国空气动力研究与发展中心超高速所Φ2 m激波风洞(FD-14A)上开展，其由内径为150 mm，高压段、低压段长度分别为9 m和18 m的激波管和相应的喷管、试验段、真空箱组成，其型面喷管出口直径为1.2 m。风洞试验气体为氮气，采用氢气或氢气和氮气混合气体驱动，驱动压力目前可达50 MPa。通过更换喉道或喷管可获得不同的来流马赫数，通过调节高低压段的压力可获得不同的雷诺数，实现不同的模拟环境。目前该风洞所能模拟的马赫数范围是6～16，雷诺数范围是2.1×105～6.7×107m-1，试验段的横截面积是2.6 m×2.6 m，试验的有效时间为4～18 ms。

试验所采用的测量手段有点式铂薄膜热流传感器技术、纹影技术、温敏热图技术。对边界层流态的判断主要依靠点式铂薄膜热流传感器技术[32]，其依据是边界层流态由层流转捩为湍流后，气体向壁面传热增强，壁面热流升高，而这一变化可根据单点热流时变特性及沿流向热流分布特性识别出来。采用纹影技术显示涡流发生器尾迹流场结构，以观察其对边界层的扰动情况。采用温敏热图技术[32]可定性显示涡流发生器下游流向涡形成的条带结构。

2.2 试验模型及流场条件

采用的升力体示意图如图 2所示，涡流发生器安装在模型迎风面距头部x/L=0.32位置。取钻石型粗糙元中心点连线与模型迎风中心线交点为基准点，以表1中设计流场的参数计算了该基准点处法向速度分布(见图 3)，选取速度分布图中第一个拐点处对应的Y值为边界层厚度值(4.5 mm)。以该数值为基准，设计了三种涡流发生器构型，分别为2.0 mm高度、4.5 mm高度钻石型以及4.5 mm高度斜坡型涡流发生器(见图 4)。

图2 升力体示意图Fig.2 The lifting body model

为了检验涡流发生器对激波风洞中模型边界层强制转捩的效果，选取激波风洞高马赫数低雷诺数流场条件，以确保在无涡流发生器时模型表面边界层为层流流态，选取的试验流场参数如表1所示。模型攻角为10°，侧滑角0°。需要说明的是，这两个试验流场的单位雷诺数，逼近Φ2 m激波风洞两个马赫数条件下的下限单位雷诺数。当流场单位雷诺数在1.0×107/m以上时，Φ2 m激波风洞中模型边界层比较容易转捩。因此在设计试验方案时，预计表1的设计流场能保证模型表面边界层为层流流态，但风洞试验结果表明，迎风面中心线后部区域测点在该流场条件下开始转捩，边界层处于转捩过渡状态。为了保证模型表面边界层为层流流态，为了验证涡流发生器对低雷诺数流场的强制转捩效果，选取的试验流场如表1所示的两个高马赫数低雷诺数流场，图 3表明了两个试验流场中基准点处法向速度分布与原设计流场相差不大。

流场参数设计流场试验流场Ma10Ma10Ma12总压P0/MPa11．555．6610．09温度T0/K98213481471马赫数Ma∞9．959．7011．82单位雷诺数Re∞/m-18．5×1062．4×1062．1×106边界层厚度δ/mm1．012．843．12k/δ(k=4．5mm)-1．581．44k/δ(k=2．0mm)-0．700．64

图4 三种涡流发生器Fig.4 Three kinds of vortex generators

文献[2,14,33]中在Ma6～Ma10流场条件下，在进气道压缩面或平板模型表面安装了涡流发生器，其诱导转捩的有效高度所对应的k/δ值大致为0.67～1.73。对于该δ值，是以99.5%总焓来定义边界层厚度，如表1所示基准点处边界层厚度值，Ma10试验流场δ=2.84 mm，Ma12试验流场δ=3.12 mm，4.5 mm高度涡流发生器对应的k/δ值分别为1.58和1.44，2 mm高度涡流发生器对应的k/δ值分别为0.70和0.64。对比上述风洞试验所采用的涡流发生器，考虑到本文试验中模型外形、来流条件、模型攻角等因素的差异，本文选取的涡流发生器高度比较合适。

2.3 计算方法

为了计算中心线边界层参数，预测试验条件下的流场结构和气动热，本文采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值方法进行了计算分析。采用的计算软件是中国空气动力研究与发展中心超高速所自主研发的AHENS并行计算软件。该软件采用有限体积方法，求解三维坐标系下的N-S方程组[34]，气体模型为完全气体。在采用有限体积方法对控制方程组进行空间离散时，通过对网格控制体单元内的无黏通量与黏性通量进行积分来实现空间离散。对控制方程进行积分，结合Gauss定理，可得：

(1)

3 试验结果与分析

试验获得了比较理想的结果，验证了涡流发生器的强制转捩效果。下面针对铂薄膜热流传感器技术、纹影技术和温敏热图技术获得的试验结果，分别进行讨论分析。

图 5给出了模型迎风面中心线测点在无涡流发生器、2.0 mm钻石型、4.5 mm钻石型、4.5 mm斜坡型涡流发生器作用下的热流测量结果，以及无涡流发生器时层流和湍流条件下迎风面中心线热流计算结果，可见计算结果与试验结果吻合较好。边界层流态由层流转捩到湍流，流体的动量和能量输运能力增强，体现在气动热上即是使得物面热流明显升高。由图 5可知，两个流场条件下无涡流发生器时，迎风中心线测点热流呈现单调降低的趋势，边界层流动为层流，计算结果与试验结果相符。对于存在涡流发生器的情况，图 5(a)中，来流马赫数为10，在x/L=0.32之前，中心线测点边界层为层流；x/L=0.32～0.55之间，测点受涡流发生器的影响，热流逐渐增加，边界层流动处在转捩过渡区；在x/L=0.55之后，热流趋于平稳并逐渐降低，边界层完全转捩为湍流，热流峰值为转捩开始之前热流值的2.9倍；在转捩过渡区，2.0 mm钻石型和4.5 mm钻石型涡流发生器引起的测点热流爬升速度不一致，但在边界层完全转捩成为湍流之后，两种情况下的热流值相当。图 5(b)中，来流马赫数为12，在x/L=0.32之前，中心线测点边界层为层流；4.5 mm高度涡流发生器引起的转捩过渡区较长，在x/L=0.32～0.55之间；2.0 mm涡流发生器引起的转捩过渡区较短，在x/L=0.32～0.36之间很快完成转捩。4.5 mm高度涡流发生器在x/L=0.55之后，边界层完全转捩为湍流，热流峰值为转捩开始之前热流值的2.9倍；2.0 mm高度涡流发生器在x/L=0.36之后，边界层为湍流，热流峰值为转捩开始之前热流值的1.67倍。相同高度的4.5 mm钻石型和4.5 mm斜坡型涡流发生器对转捩区热流的影响效果基本一致，2.0 mm高度涡流发生器影响的边界层很快完成转捩，完成转捩之后的热流在三种涡流发生器情况下基本一致，说明不同高度涡流发生器虽然会对转捩过程产生不同程度的影响，但转捩完成之后的热流基本一致。这种情况可用于在相同的风洞自由来流参数条件下，利用涡流发生器实现边界层层流流态和湍流流态的模拟，研究不同边界层流态对模型表面热流分布的影响。

图5 中心线热流分布Fig.5 Heat flux distribution of the center line

图6给出了Ma12流场条件下，三种涡流发生器下游(x/L=0.32～0.54)尾迹影响下边界层纹影图像，该图像由5000帧的高速相机拍摄获取。图像中可以清晰分辨尾迹对边界层的扰动情况，该扰动就是流向涡的发生发展，并导致转捩的发生及完成转捩。纹影照片表征边界层密度梯度变化，可认为粗糙元上游模型表面的黑带即是边界层边缘，图中可见2.0 mm高度涡流发生器浸没在边界层内，4.5 mm高度涡流发生器则略高于边界层。从图6可以看出，涡流发生器上下游的激波结构，流动在涡流发生器上游分离形成分离激波，并在前端经过压缩形成前缘激波，经过涡流发生器之后，流动出现膨胀和再压缩过程，形成相应的波系结构。

图6 涡流发生器尾迹纹影图像Fig.6 Schlieren visualization of the wake

图7为Ma12流场条件下，钻石型涡流发生器尾迹的温敏热图，从中可以清晰分辨涡流发生器下游流向涡生成的条带结构，随后条带结构消失、流向涡破碎，最终完成转捩。该温敏热图显示试验是在另一较小尺寸模型上开展的，计算获得的当地速度边界层厚度为3.0 mm，涡流发生器基准尺度也设计为3.0 mm。虽然边界层相关结构并不是按模型缩比的相同比例缩小，但该图同样能够定性说明强制转捩的过程。图中涡流发生器中间区域引起的条带结构和两侧的不一样，两侧条带结构引起的热流升高幅度更大。这是由于该模型迎风面展向是弧形的，其边界层厚度由中心线向外侧降低，但涡流发生器高度是以中心点位置的边界层厚度为基准设计的，这就导致涡流发生器外侧粗糙元高度与当地边界层厚度不匹配，引起了更强的涡流尾迹。

图7 尾迹温敏热图显示结果Fig.7 Hear flux distribution of the wake with TSP technique

4 结 论

1)在Φ2 m激波风洞的Ma10和Ma12、单位雷诺数2×106/m量级的流场条件下，涡流发生器有效地促使模型表面边界层由层流转捩成湍流。由于激波风洞模拟能力的限制，现有高马赫数流场基本只能在模型表面模拟层流边界层，也曾经尝试过通过增加模型壁面粗糙度的方式来实现强制转捩，但效果不理想，在粗糙带下游一定距离，粗糙带扰动耗散之后，边界层恢复到层流流态。本文涡流发生器的强制转捩能力，可使激波风洞具备高马赫数条件下模拟湍流边界层的试验能力。

2)本文试验结果验证了文献[24]中的观点，涡流发生器的外形对转捩效果影响不大。本文试验结果更进一步表明不同形状不同高度涡流发生器对边界层完全转捩成湍流后的热流影响不明显，说明强制转捩完成之后，相关参数主要受边界层流动特征影响，涡流发生器粗糙元扰动的影响不明显。

3)在激波风洞等地面模拟设备中，模拟层流和湍流边界层的风洞自由来流参数不一样，较难开展不同流态对模型表面参数影响的试验研究工作。本文研究结果表明，可提出一种新的风洞模拟试验方法，利用涡流发生器在相同风洞来流参数条件下，实现边界层层流和湍流流态的模拟，以利于开展不同边界层流态对模型表面流动特性影响的试验研究。

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Experimental Investigation on Forced Boundary-Layer Transition in Shock Tunnel

LI Qiang, ZHANG Kou-li, ZHUANG Yu, ZHAO Jin-shan

(Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The experiment of the hypersonic boundary-layer forced-transition is carried out in aΦ2 m shock tunnel which is affiliated to China Aerodynamics Research and Development Center (CARDC). The forced-transition trip is a vortex generator which is designed and mounted on a lifting body model. The test nominal Mach numbers are 10 and 12, the unit Reynolds numbers are 2.4×106/m and 2.1×106/m respectively, and the angle of attack is 10°. The model surface heat transfer is measured by the thin film thermal gauges and temperature sensitive paint (TSP) technique. Tests results show that the initial motivation of the artificial transition is triggered. Thus, it is able to carry out the measurement campaigns which require turbulent boundary layer in high Mach number and low Reynolds number flows. A series of vortex generators, differing from shape and height, are investigated in this project. By comparing heat transfer downstream of these vortex generators, no significant difference is found in regions where artificial transition is totally completed. And also, the results give us confidence to carry out the experimental study aiming to find out some different flow characteristics such as heat transfer distribution under laminar and turbulent boundary layer in the identical inflow condition.

Shock tunnel; Vortex generator; Forced transition; Turbulent flow simulation

2017-01-22;

2017-05-11

国家重点研发计划“大科学装置前沿研究”重点专项(2016YFA0401201)

V211

A

1000-1328(2017)07-0758-08

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.07.000

李 强(1982-)，男，助理研究员，主要从事高超声速气动热环境试验、高超声速边界层转捩试验研究。