尖楔模型结构对脉动压力测量影响实验研究

沙心国, 李睿劬, 刘文伶, 纪 锋, 袁湘江

(1. 中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074; 2. 北京航天长征飞行器研究所, 北京 100076)

引 言

边界层转捩与湍流问题是经典物理中留下的难题, 也是流体力学中极具挑战的热点问题. 从1883年 Reynolds在圆管流动实验中发现流动存在层流与湍流两种流态至今, 研究者针对边界层转捩与湍流问题开展了大量的理论、实验与计算研究, 在边界层转捩现象、机理与模型方面取得了很大的进步, 但由于边界层转捩与湍流问题的复杂性, 边界层转捩预测的精度仍不尽如人意. 边界层转捩与湍流问题已经成为制约航天技术发展的瓶颈[1-4], 尤其是在高超声速领域[5-7]. 边界层流动状态与高超声速飞行器的气动力、气动热、飞行稳定性、进气道起动和超燃冲压发动机的燃烧性能等直接相关, 从而影响高超声速飞行器的安全与性能指标.

边界层转捩是一个边初值问题, 其中初值就是来流扰动. 来流扰动通过感受性在边界层内激发不稳定扰动波, 不稳定扰动波在边界层内经过系列增长过程, 最终破裂, 猝发转捩. 欲实现高超声速边界层转捩的准确预测, 揭示边界层转捩机理是关键.

风洞实验作为空气动力学研究的三大手段之一, 在高超声速边界层转捩研究中发挥着重要作用. Schneider[8]曾经指出, 背景噪声在风洞实验中非常重要, 没有给出风洞自由来流噪声的转捩Reynolds数几乎没有任何价值. 来流噪声不仅会影响高超声速边界层的转捩途径[9], 还会显著影响飞行器的前缘钝度效应[10]、转捩区长度[10-12]、攻角效应[13-14]、粗糙元影响[15]、干扰区大小以及横流失稳. 开展边界层转捩研究的每一个风洞设备, 均应测量风洞的背景噪声. 另外, 在边界层转捩问题研究实验中, 须对边界层内脉动信息进行测量, 研究边界层内扰动波的发展变化过程.

无论是风洞来流背景噪声测量[16-17], 还是模型表面边界层内扰动波发展的探测[18-19], 均须采用脉动信息测量技术. 热线技术[20-21]、脉动压力传感器技术[16-19,22]、原子层热电堆高频热流传感器(atomic layer thermopile， ALTP)[23-24]和激光差分干涉测量(laser differential interferometry， LDI)技术[25-26]等, 均能测量流场中的脉动信息. 其中脉动压力传感器技术具有技术成熟度高、测量频率高和使用方便的优点, 是目前应用最为广泛的脉动信息测量技术. 脉动压力传感器灵敏度高, 可以探测微小压力变化, 其测量结果容易受流场和模型等因素影响.

本文以尖楔模型为研究对象, 开展了模型背部结构对模型表面高频脉动压力测量的影响研究, 获得了背部凸起结构对模型表面脉动压力的影响规律, 探究影响机理, 研究结果可以指导脉动压力测量实验方案的设计和数据的分析.

1 实验模型与设备

1.1 实验模型

采用半楔角5°的尖楔模型为研究对象, 模型长300 mm, 宽180 mm, 前缘半径R=1 mm. 尖楔模型的下表面为测量面, 在下表面布置有3个传感器测量脉动压力信息, 3个测点的位置如图1所示. 尖楔模型上表面有3种结构, 分别为方型凸起、斜坡型凸起和无凸起, 具体结构如图2所示.

图1 模型示意图和测点位置图Fig. 1 Diagram of measurement points

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance图2 模型结构尺寸图Fig. 2 Model schematics

1.2 风洞设备

实验在中国航天空气动力技术研究院的FD-07风洞[27-28]进行. 该风洞是一座暂冲式下吹-引射高超声速风洞, 以空气为工作介质. 喷管出口直径为0.5 m, 可实现Mach数5～8.Ma=6以上的喷管都带有水冷装置, 防止喷管结构受热产生变形. 实验段配备了模型快速插入4自由度机构, 可实现攻角变化范围-10°～50°和侧滑角变化范围-15°～15°, 试验段侧壁开有通光尺寸为520 mm×320 mm光学玻璃窗口, 供纹影仪观察和拍摄流场使用.

1.3 测量方法

采用PCB132A31压力传感器测量模型表面的压力脉动信息, 该传感器为压电型, 传感器直径为3.18 mm, 量程为345 kPa, 精度为7 Pa. 这种传感器设置截止频率为11 kHz的高通滤波, 其共振频率为1 MHz. 该传感器只能测量压力脉动值, 无法测量压力的平均值[29].

实验过程中采用纹影仪观测模型周围流场波系结构.

图3 FD-07风洞Fig. 3 FD-07 wind tunnel

1.4 测试设备

采用一套采样频率最高可达15 MHz的高频脉动采集系统[30]进行传感器信号的采集, 该系统包括信号调理、信号采集、总压信号触发、数据存储和信号屏蔽等功能. 该采集系统中含有4块NI PXI-5922采集卡, 可实现从24位500 kHz到16位15 MHz 的采样频率需求.

1.5 实验过程

风洞来流参数列于表1中. 采集时长为0.1 s, 采样频率为5 MHz. 风洞流场建立过程中, 模型置于流场外. 待风洞流场建立, 流场来流参数稳定后, 采用插入机构将模型插入流场中心, 稳定2 s后, 开始采集脉动压力信息.

表1 实验来流参数

2 数据处理方法

PCB传感器的有效测量频率范围为11 kHz～1 MHz, 采用Fourier变换, 滤掉11 kHz～1 MHz频段外的脉动信息, 再进行Fourier反变换对脉动压力信号进行带通滤波, 采用带通滤波后的数据计算脉动压力均方根值Prms和噪声声压级SPL.

采用Welch方法对0.1 s的数据进行计算得到功率谱(power spectrum density, PSD), 以此研究信号的频域特性.

3 实验结果分析

图4为3种模型结构表面脉动压力与噪声声压级对比图, 背面方型凸起模型表面测量获得的脉动压力均方根值最高可达637 Pa, 噪声声压级均在140 dB 以上, 斜坡型凸起模型和无凸起模型测量获得脉动压力均方根值均小于50 Pa, 噪声声压级在120～130 dB之间. 斜坡型凸起模型测量获得的脉动压力均方根值与噪声声压级在P1和P3点略高于无凸起模型, 在P2点, 两种结构模型测量值基本相当.

对比不同展向位置测得的脉动压力均方根值, 可以看出, 模型背面有凸起时, 随着Y值的增加, 测点远离模型中心线, 测得的脉动压力均方根值呈增加趋势. 方型凸起模型测量值由290 Pa增加至637 Pa, 增幅达347 Pa； 斜坡型凸起模型测量值由26.78 Pa增加至47.11 Pa, 增幅为20.33 Pa. 背面无凸起模型P1点和P2点的脉动压力均方根值仅相差-0.2 Pa, 测量值沿展向基本无变化.

(a) Prms

(b) SPL图4 Prms和SPL测量值Fig. 4 Measured Prms and SPL

对比模型中心线上P2点的脉动压力均方根值, 背面方型凸起模型测量值为290 Pa, 明显高于其他两种模型, 背面斜坡型凸起模型与背面无凸起模型测量值分别为26.78 Pa和28.46 Pa, 两者基本一致, 说明背面斜坡型凸起对P2点的脉动压力基本无影响.

综上所述, 模型背面凸起会影响模型表面脉动压力测量, 方型凸起的影响大于斜坡型凸起, 模型背面凸起结构对表面脉动压力的影响程度沿展向逐渐增加.

图5为3个测点的频谱信息, 在11 kHz～1 MHz 的频段内, 背面方型凸起模型的能谱明显高于其他两种. 在P2点, 背面斜坡型凸起模型测量信息能谱与无凸起模型基本一致; 在P1和P3点, 11～300 kHz范围内, 背面斜坡型凸起模型与无凸起模型的能量差别较小, 在300 kHz～1 MHz范围内, 背面斜坡型凸起模型的能量明显大于无凸起模型, 说明背面斜坡型凸起对P1和P3点的影响主要在300 kHz～1 MHz频段范围内.

在高超声速流动中, 声波沿Mach线传播, 本次实验模型表面测点均处于无干扰流动区域内, 如图6所示, 模型两侧的流动不会影响模型表面测点区域流场.

(a) P1

(b) P2

(c) P3图5 能谱分布信息Fig. 5 Power spectral density distributions

图6 模型表面流场区域示意图Fig. 6 Hypersonic flow over the model surface

图7为3种模型实验中拍摄的纹影图像, 由于背面方型凸起模型实验中纹影拍摄所用相机与其他两次实验所用相机不同, 纹影图像质量略有差别, 但是纹影图像质量的差别不影响流动现象的分析. 对比纹影图像, 可知模型背面凸起结构对测量表面一侧的激波结构无明显影响. 但是由于纹影获得的激波结构为整个观测光路叠加的结果， 且无法获得被模型遮挡区域的激波结构， 模型背面大尺度凸起结构改变模型侧面流场波系， 从而影响模型表面流场是一种可能的影响途径. 模型背面凸起结构使得模型背面流场的波系结构变得复杂, 存在激波-激波干扰和流动分离等非定常流动现象,非定常流动现象产生气动噪声, 噪声通过模型固壁传播至模型表面脉动压力传感器, 进而影响模型表面脉动压力测量.

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance图7 实验纹影照片Fig. 7 Schlieren images

另外, 模型周围非定常非对称流动, 给模型施加一个非定常作用力, 使得模型振荡, 由于模型两侧位置刚度较小, 振幅较大, 模型中心位置刚度最大, 振幅最小. 这就使得模型背面凸起对模型中心线位置测点的影响相对较小, 沿展向逐渐增加.

综上所述， 模型背面凸起结构影响表面脉动压力测量有3种可能途径： ①模型背面大尺度凸起改变模型流场波系， 从而影响模型表面流动； ②模型背面非定常流动现象产生的噪声通过固壁传播至脉动压力传感器， 影响测量结果； ③模型周围非定常非对称流动给模型施加一个非定常的作用力， 使得模型振荡， 从而影响表面脉动压力测量.

4 结论

针对高超声速脉动压力测量实验, 以尖楔模型为研究对象, 在常规高超声速风洞中开展模型背面结构对表面脉动压力测量结果影响的实验研究, 探究模型背面凸起对表面脉动压力测量的影响机理, 结果表明:

(1)模型背面凸起会影响模型表面脉动压力测量, 方型凸起的影响大于斜坡型凸起, 模型背面凸起结构对表面脉动压力的影响程度沿展向逐渐增加.

(2)模型背面凸起结构影响表面脉动压力测量有3种可能途径： ①模型背面大尺度凸起改变模型流场波系， 从而影响模型表面流动； ②模型背面非定常流动产生的噪声通过固壁传播至脉动压力传感器， 影响测量结果； ③模型周围非定常非对称流动给模型施加一个非定常的作用力， 使得模型振荡， 从而影响表面脉动压力测量.

(3)高频脉动压力传感器具有灵敏度高的特点, 在高超声速脉动压力测量中应考虑模型结构和周围非定常流动对脉动压力测量结果的影响.

致谢感谢北京航天长征飞行器研究所苏伟对本实验的大力支持, 感谢中国航天空气动力技术研究院陈星和陈农在技术上的指导, 感谢解少飞、孙日明在实验测量上的帮助, 感谢何敬玉和马元宏的有益讨论.