头部外形对升力体转捩影响的试验研究

聂春生，阎 君，曹占伟，黄建栋，袁 野

（空间物理重点实验室，北京，100076）

0 引 言

对于临近空间升力体飞行器，边界层转捩将产生复杂不确定的纵横侧向气动扰动，对飞行器的气动稳定性和操纵性产生影响，设计不完善会导致飞行失控，造成飞行失利，例如美国的HTV-2 飞行器正是由于对边界层转捩的影响认识不足，造成了两发飞行试验的失利。临近空间升力体飞行器的边界层转捩现象非常复杂，影响转捩的因素众多，主要包括3 个方面：a）飞行器自身外形的影响，包括飞行器头部曲率、表面外形曲率、舱段缝隙和天线窗口等局部凸起和沟槽等；b）飞行状态的影响，包括飞行高度、马赫数、攻角、侧滑角等；c）飞行器表面状态的影响，包括表面粗糙度、壁温、烧蚀和热解引起的表面质量引射等；高马赫数飞行的转捩机理和上述影响因素的作用机制迄今为止仍未得到清晰的认识。

到目前为止，国内外就转捩问题开展了大量研究，主要针对各种转捩预测方法，如e-N 法、转捩模型法、转捩判据、直接数值模拟和大涡模拟等，这些方法在流动转捩预测中均扮演了重要角色，但在还缺乏有效理论基础作为支撑的情况下，上述转捩预测方法均存在普适性较差的缺点，由于模拟高马赫数转捩现象的地面试验和飞行试验的匮乏，难以对研究成果进行系统的修正和标定，因此目前的高马赫数转捩预测方法普遍对于工程外形适应性和预示精度能力较差。

静风洞是开展转捩试验研究最理想的地面设备，但现有的静风洞马赫数相对较低、尺寸较小，难以开展高马赫大尺度模型的转捩试验研究；而激波风洞具有马赫数更高、更宽，试验段尺寸更大的优点，近些年随着TSP技术等测量手段的不断深入，逐渐应用于高速边界层转捩试验研究，并取得了良好的效果；张扣立发展了激波风洞磷光测热技术，并在中国空气动力研究与发展中心Φ0.6 m 激波风洞上，开展了平板模型边界层转捩试验测量，试验结果表明磷光测热技术具备在激波风洞边界层转捩定性、定量测量试验的能力；常雨在激波风洞中在激波风洞中开展转捩研究试验，获得了马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响规律，并捕捉到了第二模态扰动。

在高速飞行器设计中避免和延迟边界层转捩，降低转捩对飞行器的影响是工程设计急需解决的难题。目前主要通过飞行弹道优化设计使飞行器尽可能在更高的高空飞行避免发生转捩，另外通过对飞行器外形优化设计降低飞行器发生转捩的高度。本文从延迟或抑制扁平升力体布局飞行器迎风面发生转捩的发生的角度出发，针对升力体外形，在激波风洞中综合采用磷光热图技术和薄膜热流传感器两种热流测试技术，开展了马赫数为8 流场下头部外形对升力体迎风面转捩特性影响的研究试验，通过表面热流辨识得到了攻角10°条件下模型迎风面的转捩形貌，分析了球头、椭球头对模型身部边界层转捩的影响规律。

1 试验设备、模型及流场条件

1.1 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Φ0.6 m 激波风洞（FD-14）（见图1）上开展，其由内径为80 mm、高/低压段长度分别为7.5 m 和12.5 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0.6 m。

图1 Φ0.6m 激波风洞Fig.1 Φ0.6m Shock Tunnel

风洞试验气体为N，采用H或H和N混合气体驱动。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6～12，雷诺数范围2.1×10～6.5×10m，试验段的横截面积是 2.6m×2.6m，试验的有效时间为2～13 ms。

试验模型表面热流测量采用薄膜热流传感器和磷光热图两种测量手段。点式铂薄膜热流传感器，以玻璃为基底材料，制作成直径为2 mm 的玻璃棒，在其中一个抛光的端面镀铂薄膜，连接测试引线制作成点式传感器，并安装在预留测试孔的模型表面测量热流。传感器电阻温度系数均控制在2.5×10～3×10/℃，热流传感器温度系数由实验室相应的静态标定系统标定，标定误差在0.5%以内，热流测量范围为0.04～400 W/cm。

磷光热图技术的测热原理如图2 所示，高速气流经过模型表面之后，对模型表面的磷光涂层气动加热；磷光发光材料感受表面温度变化后，温升程度不同的区域其向外辐射的可见光强变化也有所不同，通过科学级图像采集系统记录温度引起的磷光材料发光变化，结合材料的温度-光强特性曲线，反推出模型表面温度变化情况，最终获得模型表面的热流分布信息。

图2 磷光热图系统示意Fig.2 Schematic Diagram of Phosphorescence Heat Map System

1.2 试验模型及流场条件

针对升力体外形的气动布局特征，本文试验设计如图3 所示的模型。

图3 试验模型Fig.3 Test Model

试验模型为扁平的球锥外形，其端头和后体设计成可更换结构，保证端头和后体对接型面的一致性，实现不同外形的头部的更换。模型全长742 mm，圆球头半径=10 mm，椭球头长轴半径=22 mm，短轴=17 mm，球头和椭球头端头与后体对接面在=50 mm的地方，实现球头模型和椭球头模型的互换，端头和身部上下表面配合实现无台阶平滑过渡。

热图测热试验模型如图4 所示，试验模型材料为碳纤维布，相机拍摄的视角是模型迎风大面积区域，由于测量窗口的限制，相机的有效拍摄区间为模型头部到轴向450 mm 范围。

图4 热图试验模型Fig.4 Test Model of TSP

根据激波风洞试验经验估计模型表面转捩情况，选取激波风洞中高马赫数、低雷诺数流场条件，试验流场参数如表1 所示。

表1 风洞来流参数Tab.1 Incoming Flow Parameters of Wind Tunnel

2 试验结果与分析

图5 给出了流场I条件下迎风面热流测试结果。

图5 流场I测热结果Fig.5 Heat Measurement Results of Flow Field I

续图5

由图5 可知，两个试验模型表面热流相对热流较大的区域集中在模型两侧的前缘区域，椭球头模型=450 mm 之前模型处于层流状态，而球头模型=450 mm附近热流有一定升高，但不明显。结合迎风子午线上热流传感器结果可以明显地观察到迎风子午线上边界层的转捩过程，椭球头模型在=510 mm 处流向方向热流出现了梯度较大的增长，而圆球头模型在=420 mm出现了热流梯度较大的增长，热流传感器测量结果与磷光热图结果结论一致；＞600 mm 的区域，两模型均发展为完全湍流，二者热流差异较小。

图6 给出了流场Ⅱ条件下的迎风面测试结果，可以看出，随着雷诺数增大，两个模型的身部边界层都发生了明显的转捩现象。

图6 流场Ⅱ测热结果Fig.6 Heat Measurement Results of Flow Field Ⅱ

续图6

从图6 可以发现，两个模型身部的边界层转捩形貌特征差别较大，对于椭球头模型，迎风面边界层转捩的位置则比较一致，转捩过渡带较短，自端头顶点280 mm 处，边界层开始转捩，在＞350 mm 处，二者边界层几乎全部转捩为湍流流态；而圆球头模型的转捩发展过程与椭球头有很大不同，边界层转捩起始位置更加靠前，存在一个明显的由转捩带所控制的热流间断，在身部约=100 mm 处，迎风子午线上的边界层开始出现转捩现象，边界层转捩区沿着迎风子午线逐渐向下游扩大发展，表现出了明显的对称性和过渡性，至=270 mm 处弹身边界层完全转捩为湍流流态。根据迎风子午线上热流传感器的结果，可以看出椭端头机体前部近球头位置的测点热流值要高于圆端头外形的测量值，但是圆球头模型迎风子午线在=100 mm 以前已经发生转捩，椭球头模型迎风子午线在=200 mm 附近发生转捩，并且圆球头模型的转捩过渡区较长；在＞280 mm 的区域，两种端头外形的迎风子午线边界层完成了转捩，转捩后两模型的热流测量值差异不大，点测量结果与磷光热图测量结果结论一致。

总体来看，两个雷诺数流场条件下，圆球头模型的迎风面转捩位置比较靠前，其转捩阵面自迎风子午线逐渐向两侧发展，存在一个明显的由转捩带所控制的热流间断，转捩过渡区较长；而相同来流状态下椭球头模型的迎风面边界层转捩的位置则比较一致，且转捩起始位置较圆球头模型靠后，转捩过渡区相对较短。

3 结 论

采用磷光热图和薄膜热流传感器测热技术，在中国空气动力研究与发展中心Φ0.6 m激波风洞开展了升力体外形边界层转捩试验研究，对试验结果进行分析后得到了以下主要结论：

a）采用应用点式铂薄膜热流传感器和磷光热图两种热流测量技术，在激波风洞开展了升力体外形边界层转捩试验研究，获得了迎风面转捩阵面形貌，两种测量手段转捩测量结果规律一致。

b）不同外形的头部对升力体迎风面边界层的转捩过程具有明显的影响，主要体现在：相同流场条件下圆球头模型转捩位置较椭球头模型靠前；圆端头的转捩发展过程明显的表现为由中心线向两侧逐渐扩展，转捩发生位置较椭端头外形靠前；椭端头的转捩过渡带则明显较短。