引言

近20年, 有关高超声速飞行的研究备受关注.例如, 先进的升力体高超声速飞行器在高空以高Mach数飞行的许多问题已列入研究计划.其中包括高超声速流动的基本绕流, 例如, 飞行器表面的边界层状态随飞行高度改变而呈现为层流转捩与湍流, 在不同攻角下, 飞行器表面的不同部分将呈现为附着流或分离流动, 导致作用在表面上的载荷(气动力与气动加热率)相应地改变, 从而影响空气动力特性及飞行器设计依据.

本文旨在研究附着流与分离流对表面载荷的影响.采用实验研究的途径, 在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)所属FD-20高超声速炮风洞内完成实验研究.层流与转捩实验在实验段Mach数为8的状态下完成, 湍流实验在Mach数为6的状态下完成.

所采用的模型分为两部分:其一为平板模型(研究附着流动), 其二为将钝舵安装在平板上的组合模型(研究分离流动)^[1-2].通过测量气动加热率分布, 进一步分析分离流场特性.

1 实验设备 1.1 风洞与实验模型

FD-20风洞提供2种实验条件:

(1) 实验段Mach数M_∞=6, Reynolds数Re=4.0×10⁷/m(湍流)；

(2) 实验段Mach数M_∞=8, Reynolds数Re=0.8×10⁶/m(层流).

风洞工作时间约20 ms.

图 1(a)给出了平板模型的几何特征, 平板长度为680 mm, 宽度为380 mm, 尖前缘下倒角10°, 在平板上, 沿中心线, 内埋170测量点, 测量当地热流率. 图 1(b)示意平板模型由支臂支持在实验段内的情形.

1.2 测量元件与数据处理

沿平板模型中心线, 安装具有高频响及空间分辨率的薄膜传感器, 各传感元件之间的间距为2.5 mm, 将多个单独的传感器组装为一体, 见图 2.

由热流传感器输出的信号通过DH3480V放大器, 再经低通道滤波, 信号由25 kHz采样率获得, 并存入HC1210工作站.

1.3 实验条件

在表 1给出的实验条件下, M_∞=8对应层流流动, M_∞=6对应转捩与湍流流动.

在以上条件检测完成后, 即可运转风洞, 停车后输出数据并整理绘制.

2 测量数据 2.1 表面热流率测量结果

壁面热流率q_w见下式

$ {\bar q_W} = - k{\left( {\frac{{\partial T}}{{\partial n}}} \right)_{\rm{W}}}. $

其中, k为热传导系数, n为壁面法向.

在M_∞=8条件下, 沿平板中心线的热流率分布见图 3.

在平板上, 选择了流向5个位置a, b, c, d, e, 见图 3及表 2所示, 其中D为钝舵前缘直径.

图 4给出了来流Mach数为6时, 热流率沿中心线的分布, 对应的Reynolds数已标明在图中.图中显示大部分模型表面被湍流边界层覆盖.

2.2 转捩过程

图 3及图 4也显示了Reynolds数的影响.其中转捩位置可以从表 2列出的位置判别.为了更能说明热流率沿流向的变化, 图 5给出不同X/D位置所对应的q_w随时间t(s)的记录信号, 它们清楚地表明不同Reynolds数下, 在相应位置上的信号差异.当Re=0.8×10⁷/m, 各点均呈现层流特点, 图中还标明, 随着Re升高, 沿流向湍流发展的过程, 这是一组有用的记录, 以往很少发表.

3 结论

本文的实验结果提供了平板模型上附着流的边界层状态及详细的热流率分布规律, 对于高超声速分离流是很重要的参考结果.因为这方面的实验结果很少^[3-14].

文中还表明, 精细地完成传感器在模型上的安装也十分重要.在新型传感器的制造与标定过程中, 应十分小心, 以保证传感器的可靠性, 使得到的实验结果光顺与合理.它不仅能指明层流与湍流边界层的特性, 而且提供了Reynolds数的影响.其中对转捩过程的记录与描述更为过去少见.

本文结果指明各种对应的边界层状态, 对于研究流动分离中的Reynolds数影响也做了相应的表述, 为今后研究分离流动特性提供了重要的实验数据.

这些结果指出改变来流参数可能影响实验结果, 因此说明利用热流传感器信号变化可判别转捩区和转捩Reynolds数, 并指明初始转捩的位置.

在过去的研究中, 不仅高超声速实验研究很少, 对层流特性的研究更少, 因为在层流条件下, 测量难度更高.本文获得的层流与转捩条件下的测量结果十分宝贵, 对于发展高速高空飞行器的研究结果值得重视与参考.

致谢 作者感谢国家自然科学基金(90816009，91116009，91216114) 支持.