高超声速飞行器飞行过程中, 边界层转捩位置对气动加热、表面摩阻、舵面性能等有很大的影响, 边界层转捩是高超声速飞行器设计环节中的重要参数.由于转捩过程相当复杂, 采用流体力学理论方法来计算转捩位置较为困难.因此, 迄今为止, 实验仍是做出转捩判断的最可靠的手段[1-2].
目前, 实验中转捩现象的测量方法主要有脉动压力测量法和传热分布测量法.脉动压力测量技术是利用脉动压力传感器测量压力脉动, 根据脉动压力的变化确定转捩位置, 但风洞背景噪声的干扰对测量结果有较大影响.由于层流和湍流区域的壁面温度不一样, 通常可以利用模型传热分布的测量确定转捩过程[3-4].
气动热测量技术可分为点测量技术和非接触式面测量技术, 点测量技术只能获得单个点的热流值, 结果分散, 难以获得热流的整体变化趋势.面测量技术可以获得全表面的热流分布, 得到比较直观的热流分布云图[5-6]. 20世纪90年代之后, 国外科研机构开始利用面测量技术开展高超声速飞行器的转捩实验研究. Buck[7]在Langley 31英寸M10风洞中利用双色磷光热图技术实现了定量大面积热流测量, 之后磷光热图技术被广泛用于气动热环境测量中. Berry等[8]利用磷光热图技术展开了航天飞机迎风面凸起物对转捩的影响研究, 获得了迎风面转捩位置与预测参数的对应关系. Thompson等[9]完成了X-33飞行器迎风面边界层转捩实验, 利用大面积实验数据, 完成了其热防护系统的优化设计. 2003年, 美国阿诺德工程发展中心(Arnold Engineering Development Complex, AEDC)在9号风洞内使用温敏漆技术(temperature-sensitive paint, TSP)完成了粗糙带对平板转捩后热流分布影响的研究[10]. 2009年, 美国普渡大学(Purdue University)利用TSP技术在Mach数为6的静风洞内完成了X-51A进气道部位边界层转捩研究, 首次获得了静流状态下的表面热流分布数据[11]. 2013年, 德国German Aerospace Center使用TSP技术完成了针对高亚音速翼型表面的转捩热流测量, 完成了流向压力梯度对转捩发生的影响研究[12].
近年来国内对面测量技术尤其是磷光热图技术开展了一些研究.毕志献等[13]在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)建立了磷光热图技术, 并应用压缩拐角模型在高超声速脉冲风洞中开展了测热实验.毕志献等[14]利用磷光热图技术对仿X-33进行了热流测量, 验证了磷光热图技术在复杂外形上的运用.此外中国空气动力研究与发展中心也对磷光热图技术进行了相关研究[15].
目前国内有关磷光热图技术的研究主要集中在脉冲设备中, 在常规风洞中运用的研究还很少, 而常规风洞相比于炮/激波风洞流场品质更为优异, 测量背景噪声更小.项目组在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞建立了国内首个常规高超风洞磷光热图测量系统, 并针对平板三角翼模型, 开展了不同Reynolds数和攻角条件下的热环境实验, 获得了三角翼模型表面热流分布情况.
1 实验设备及原理 1.1 风洞整个测量系统搭建在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞, 如图 1所示. FD-07风洞是一座暂冲、吹引式高超声速风洞, 以空气为工作介质.名义Mach数M=4, 5, 6, 7, 8(低线); 9, 10(高线).来流总温T=300~760 K, 实验Reynolds数Re=4×106~1.4×108, 喷管出口直径500 mm, 有效实验时间为90~120 s.
|
| 图 1 FD-07风洞 Fig.1 CAAA FD-07 tunnel |
实验选择平板三角翼作为研究对象.模型全长470 mm, 后掠角75°, 翼前缘半径6 mm, 模型上表面为平面, 下表面为支撑结构.由于磷光热图技术实验原理基于一维半无限大假设, 模型材料必须具有低的导热系数和热扩散率, 故实验模型采用工程陶瓷加工; 为了增强模型的强度, 模型内芯为金属, 通过模型下方法兰与风洞支杆相连接, 如图 2所示.实验开始前, 将已配制好的磷光溶液喷涂至模型上表面, 固化为磷光发光涂层; 模型安装过程中, 将模型待测位置正对风洞光学窗口, 窗口外的紫外光源为涂层提供激发能量使其释放可见光.
|
| 图 2 实验模型 Fig.2 Experimental model |
常规高超声速风洞相对于炮/激波风洞总温较低, 在模型的有效实验内, 模型表面温升较低, 这就对温敏材料的灵敏度提出了更高的要求.常规高超声速风洞实验时间更长, 对采集设备的频响要求相对较低.根据常规高超声速风洞的运行特点建立了如图 3所示的磷光热图实验系统. 图 4为常规风洞磷光热图系统实物图.
|
| 图 3 磷光热图实验系统 Fig.3 Phosphor thermography system |
|
| 图 4 测量系统实物图 Fig.4 Photograph of measurement system |
整个磷光热图实验系统由UV灯, 高速CCD相机, 相机控制系统和数据处理系统组成.实验基于一维半无限大假设, 模型进入流场前, 温度分布应是均匀一致的, 而常规高超风洞流场建立时间较长, 同时为避免模型在插入过程中来流对模型的过分加热, 实验模型采用快速插入机构.流场稳定后, 插入机构将模型迅速插入中心流场, 当模型进入流场均匀区边缘时, 插入机构碰撞限位开关产生一个脉冲信号, 触发相机及数据采集系统工作.
由于常规风洞中实验时间较长, 为了使模型满足一维半无限大假设, 有效实验时间t应小于x2/(16α), 其中α为模型材料的热扩散率, x为模型最薄处壁厚, 应在有效时间内选取实验数据.
1.4 数据后处理方法实验时需要在模型表面喷涂磷光涂层, 涂层厚度在10~20 μm, 由于涂层很薄可以忽略涂层厚度, 认为涂层温度和模型壁面温度一样.
模型表面和来流进行对流换热, 由Newton冷却公式可得:
| $ {{q}_{\text{w}}}=h\left( {{T}_{\text{aw}}}-{{T}_{\text{w}}} \right) $ | (1) |
其中, qw为模型表面热流, h为周围空气和壁面间的对流换热系数, 它与流体的物性、流体的流动状态和飞行器表面情况等有关, Taw为表面的绝热壁温, Tw为表面壁温.
实验基于一维半无限大假设, 将式(1) 和一维导热微分方程联立, 忽略实验过程中模型材料ρ, c, k的变化, 可求出该条件下导热微分方程的解析解:
| $ \frac{{{T}_{\text{w}}}-{{T}_{0}}}{{{T}_{\text{aw}}}-{{T}_{0}}}=1-\exp \left( \frac{{{h}^{2}}}{\rho ck}\tau \right)\text{erfc}\left( \frac{h}{\sqrt{\rho ck}}\sqrt{\tau } \right) $ | (2) |
其中, erfc为误差函数, T0为模型初始温度.
式(2) 中有两个未知数Taw和h, 实验中绝热壁温可以由实验来流的总温通过经验公式计算, 这样只需要一个时刻的温度就能计算换热系数, 便可由式(1) 求出表面热流.但是由于绝热壁温和流态有重要的关系, 不同的流态和位置绝热壁温差距较大, 这就给实验数据的处理带来误差.同时仅由某一个时刻的温度计算换热系数也带入了很大的不确定度.因此改进现有的热流处理方法, 将Taw和h均看作是变量, 将式(2) 改写为关于表面温度的函数:
| $ {{T}_{\text{w}}}=\left[1-\exp \left( \frac{{{h}^{2}}}{\rho ck}\tau \right)\text{erfc}\left( \frac{h}{\sqrt{\rho ck}}\sqrt{\tau } \right) \right]\left( {{T}_{\text{aw}}}-{{T}_{0}} \right)+{{T}_{\text{0}}} $ | (3) |
通过对Taw和h赋初值, 采用基于最小二乘法的多目标优化算法, 寻找最优的Taw和h使由式(3) 计算出的表面温度和实验测量一致, 最后由式(1) 计算得到表面热流.
2 实验结果及分析针对平板三角翼模型开展了相同Mach数下不同Reynolds数的实验, 实验状态如表 1所示.
|
下载CSV 表 1 来流实验状态 Tab.1 Flow parameters |
图 5为M=5, Reynolds数Re=2.1×107的条件下在常规风洞获得的三角翼表面热流分布.可以看出在常规风洞中搭建的磷光热图系统成功地获得了模型表面热流分布云图, 可以清晰地看到模型表面流态的变化.
|
| 图 5 M=5, Re=2.1×107/m实验结果 Fig.5 Heat flux at M=5, Re=2.1×107/m |
图 5(b)为中心线上热流的分布.在驻点位置热流很高, 三角翼头部气流为层流, 随着流程的增加, 层流边界层逐渐增厚, 热流逐渐降低.在340 mm位置热流值开始首次增加, 该位置即是转捩起点, 沿流程热流逐渐增大, 在X=220 mm处热流达到峰值, 转捩结束.之后随着流程增加, 湍流边界层逐渐变厚热流逐渐平缓降低.在X=120 mm横截面上可以看到同样的现象, 相对于中心线处, 三角翼两侧转捩机理更为复杂, 受到多种流动结构的控制, 相比于中心线处两侧转捩位置更靠前.
图 6为M=5, Re=1.1×107时磷光实验结果.通过与图 5对比可以看出在相同Mach数下, 不同来流Reynolds数模型表面热流分布云图类似, 中心线处转捩靠后, 两侧转捩靠前.但是不同来流Reynolds数模型表面气流转捩位置有较大变化, 随着Reynolds数的增大, 转捩位置明显前移. 图 7为相同状态下的油流实验结果, 模型表面的流场结构决定了表面热流的分布, 从图中可以看出磷光热图实验结果和油流实验结果具有很好的一致性, 磷光热图的实验结果清晰地显示了转捩线的位置, 进一步验证了常规风洞磷光热图技术的可行性.
|
| 图 6 M=5, Re=1.1×107/m实验结果 Fig.6 Heat flux at M=5, Re=2.1×107/m |
|
| 图 7 M=5, Re=1.1×107/m状态下油流照片 Fig.7 Surface oil flow image at M=5, Re=2.1×107/m |
通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施, 在常规高超声速风洞建立起了磷光热图系统.并针对平板三角翼模型进行了实验, 研究获得的主要结论如下:
(1) 实验结果表明了在常规高超声速风洞开展磷光热图实验的可行性, 为飞行器热防护设计提供了一种新的技术手段.
(2) 对于平板三角翼模型, 中心线处转捩靠后, 受横向流动以及再附的影响两侧转捩靠前, 随着Reynolds数的增大转捩位置明显前移.
附录A 三角翼模型表面热流数据在三角翼表面按间隔20 mm均匀取出一定的数据点, 提取点的位置如图A1所示. M=5, Re=2.1×107/m的状态下每个坐标对应的热流值如表A1所示.
|
| 图 A1 数据点示意图 Fig.A1 Data points locations scheme |
|
|
下载CSV 表 A1 三角翼表面热流数据 Tab.A1 Surface heat flux of delta wing |
| [1] |
钱炜祺, 周宇, 何开锋, 等. 表面热流辨识技术在边界层转捩位置测量中的应用初步研究[J].
实验流体力学, 2012, 26(1): 74-78. Qian W Q, Zhou Y, He K F, et al. A preliminary study for application of surface heat flux estimation technology in transition measurement[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(1): 74-78. |
| [2] | Anderson Jr J D. Hypersonic and high-temperature gas dynamics[M]. Reston:American Institute of Aeronauticsand Astronutics, 2006:275-290. |
| [3] |
瞿章华, 刘伟, 曾明, 等.高超声速空气动力学[M].长沙:国防科技大学出版社, 2001:134-154.
Qu Z H, Liu W, Zeng M, et al. Hypersonic aerodynamics[M]. Changsha:National University of Defense Techno-logy Press, 2001:134-154(in Chinese). |
| [4] |
李锋, 解少飞, 毕志献, 等. 高超声速飞行器中若干气动难题的实验研究[J].
现代防御技术, 2014, 42(5): 1-7. Li F, Xie S F, Bi Z H, et al. Experimental study of severalon aerodynamic problems on hypersonic vehicles[J]. Modern Defence Technology, 2014, 42(5): 1-7. |
| [5] |
毕志献. 磷光热图技术及其在脉冲风洞中的应用[J].
气体物理-理论与应用, 2013, 8(4): 1-13. Bi Z X. Phosphor thermography technology for aero-heating applications in impulse facilities[J]. Physics of Gases-Theory and Applications, 2013, 8(4): 1-13. |
| [6] | Han S G, Wu C, Gong J, et al. Phosphor thermography for global heat transfer measurement in gun tunnel[R]. AIAA 2013-0486, 2013. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2013-486 |
| [7] | Buck G M. Surface temperature/heat transfer measurement using a quantitative phosphor thermography system[R]. AIAA 1991-0064, 1991. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1991-64 |
| [8] | Berry S A, Bouslog S A, Brauckmann G J, et al. Boundary layer transition due to isolated roughness-shuttle results from the LaRC 20-inch Mach 6 tunnel[R]. AIAA 1997-0273, 1997. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1997-273 |
| [9] | Thompson R A, Hamilton H H, Berry S A, et al. Hypersonic boundary layer transition for X-33 Phase Ⅱ vehicle[R]. AIAA 1998-867, 1998. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1998-867 |
| [10] | Smith N T, Lewis M J, Norris J D, et al. Use of tempe-rature sensitive paint in the AEDC hypervelocity wind tunnel 9[R]. AIAA 2003-6962, 2003. |
| [11] | Borg M P. Laminar instability and transition on the X-51A[D]. West Lafayette:Purdue University, 2009. http://adsabs.harvard.edu/abs/2009PhDT.......207B |
| [12] | Sullivan J P, Schneider S P, Liu T S, et al. Quantitative global heat transfer in a Mach-6 quiet tunnel[R]. NASA/CR-2012-217331, 2012. https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20120002664 |
| [13] |
毕志献, 韩曙光, 伍超华, 等. 磷光热图测热技术研究[J].
实验流体力学, 2013, 27(3): 87-92. Bi Z X, Han S G, Wu C H, et al. Phosphor thermography study in gun tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2013, 27(3): 87-92. |
| [14] |
毕志献, 宫建, 文帅, 等. 磷光热图技术在仿X-33飞行器表面热流测量实验中的应用[C]. 西安: 中国力学大会, 2013.
Bi Z X, Gong J, Wen S, et al. Application of phosphor thermography in heat flux measurement test of X-33[C]. Xi'an:CCTAM 2013, 2013(in Chinese). http://cpfd.cnki.com.cn/Article/CPFDTOTAL-AGLU201308001192.htm |
| [15] |
张扣立, 周嘉穗, 孔荣宗, 等. CARDC激波风洞TSP技术研究进展[J].
空气动力学报, 2016, 34(6): 738-743. Zhang K L, Zhou J S, Kong R Z, et al. Development of TSP technique in shock tunnel of CARDC[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2016, 34(6): 738-743. |