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      鈍錐動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)

      2022-02-06 03:14:30張石玉趙俊波付增良周平周家檢梁彬
      實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2022年6期
      關(guān)鍵詞:迎角邊界層飛行器

      張石玉,趙俊波,付增良,周平,周家檢,梁彬

      中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074

      引 言

      邊界層轉(zhuǎn)捩是邊界層內(nèi)流動(dòng)由層流狀態(tài)發(fā)展為湍流狀態(tài)的過程,是一種復(fù)雜的流動(dòng)物理現(xiàn)象。邊界層轉(zhuǎn)捩受多種因素耦合作用,會對流動(dòng)狀態(tài)、氣動(dòng)力、力矩以及傳熱特性等方面產(chǎn)生影響。

      在鈍錐再入飛行器的飛行雷諾數(shù)范圍內(nèi)通常會發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩。研究表明,邊界層轉(zhuǎn)捩與鈍錐的氣動(dòng)穩(wěn)定性密切相關(guān)[1-12]。早期的鈍錐飛行器飛行試驗(yàn)在邊界層轉(zhuǎn)捩階段會發(fā)生俯仰運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)現(xiàn)象[3-5,8]。在宋威、趙小見等[13]的鈍錐模型風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)中也出現(xiàn)了這一現(xiàn)象。該現(xiàn)象將增大飛行不確定性,影響落點(diǎn)精度。

      從20世紀(jì)70年代到21世紀(jì),各國學(xué)者都針對高超聲速轉(zhuǎn)捩問題開展了大量研究,其中的代表性人物有 Ericssion[3]、Martellucci[14]和樓洪鈿[15-16]等,研究重點(diǎn)集中于轉(zhuǎn)捩對尖錐、鈍錐飛行器的俯仰靜穩(wěn)定性和配平迎角的影響。部分學(xué)者也開展了轉(zhuǎn)捩對動(dòng)穩(wěn)定性的影響研究,研究結(jié)果表明:在小迎角飛行時(shí),鈍錐飛行器將出現(xiàn)上下表面非對稱的轉(zhuǎn)捩,當(dāng)轉(zhuǎn)捩發(fā)生在飛行器后段時(shí),將導(dǎo)致飛行器靜穩(wěn)定性降低、動(dòng)穩(wěn)定性增大;當(dāng)轉(zhuǎn)捩向前發(fā)展并超過質(zhì)心后,產(chǎn)生的氣動(dòng)作用相反,將導(dǎo)致靜穩(wěn)定性增大、動(dòng)穩(wěn)定性降低,且氣動(dòng)靜、動(dòng)穩(wěn)定性呈現(xiàn)反向變化現(xiàn)象。10°尖錐氣動(dòng)靜、動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨雷諾數(shù)(Re)變化的研究結(jié)果如圖1[15]所示(圖中,Cm,θ為氣動(dòng)靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù),Cm,θ˙為氣動(dòng)動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù),α為迎角,Ma為馬赫數(shù),為相對模型長度的無量綱轉(zhuǎn)心位置,ω為模型的振動(dòng)頻率)。

      圖1 尖錐靜、動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨雷諾數(shù)變化[15]Fig.1 Variation of aerodynamic stability derivatives of sharp cone with Re[15]

      上述研究結(jié)果表明,飛行器再入過程的氣動(dòng)穩(wěn)定性隨雷諾數(shù)變化顯著,但靜、動(dòng)穩(wěn)定性均未改變。靜、動(dòng)穩(wěn)定性變化后的飛行動(dòng)力學(xué)仿真不能復(fù)現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)現(xiàn)象,其根源在于上述研究的前提是假設(shè)飛行器氣動(dòng)特性符合線性規(guī)律、非定常特性可忽略,進(jìn)而通過線性化后的靜、動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)間接研究邊界層轉(zhuǎn)捩對飛行器運(yùn)動(dòng)的影響。然而在實(shí)際飛行過程中,由于飛行器高度、速度的快速變化,邊界層轉(zhuǎn)捩區(qū)由后往前快速推進(jìn),此時(shí)邊界層黏性流動(dòng)滯后將產(chǎn)生顯著的非定常氣動(dòng)作用。與此同時(shí),非定常的動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩過程與飛行器運(yùn)動(dòng)相互耦合,使得實(shí)際飛行狀態(tài)更加復(fù)雜。在常規(guī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)中,由于模型轉(zhuǎn)捩區(qū)變化較小、系統(tǒng)機(jī)械阻尼較高等原因,試驗(yàn)結(jié)果很難反映動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩的氣動(dòng)作用。

      基于上述原因,本文建立了鈍錐飛行器動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。該技術(shù)在模型自由振動(dòng)過程中測量邊界層轉(zhuǎn)捩的動(dòng)態(tài)變化過程,可為邊界層動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩與飛行器運(yùn)動(dòng)的耦合效應(yīng)研究提供試驗(yàn)手段。

      1 試驗(yàn)系統(tǒng)

      試驗(yàn)采用單自由度的氣浮軸承支撐機(jī)構(gòu),氣浮軸承轉(zhuǎn)軸與模型俯仰軸重合,模型可繞俯仰軸自由轉(zhuǎn)動(dòng),通過旋轉(zhuǎn)編碼器實(shí)時(shí)測量迎角歷程。在風(fēng)洞側(cè)窗外安裝紅外熱像儀,測量試驗(yàn)?zāi)P瓦\(yùn)動(dòng)過程中的邊界層轉(zhuǎn)捩動(dòng)態(tài)變化過程。迎角數(shù)據(jù)和轉(zhuǎn)捩信息同步采集,可實(shí)現(xiàn)非對稱轉(zhuǎn)捩動(dòng)態(tài)效應(yīng)的定性和定量綜合研究。試驗(yàn)系統(tǒng)如圖2所示,試驗(yàn)設(shè)備功能如圖3所示。

      圖2 試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.2 Sketch of test system

      圖3 試驗(yàn)設(shè)備功能圖Fig.3 Capabilities of facilities in test system

      試驗(yàn)系統(tǒng)由模型、軸承系統(tǒng)、模型限位裝置、支桿和氣缸組成,如圖4所示。模型限位裝置由氣缸驅(qū)動(dòng),用于風(fēng)洞啟停前模型的限位,以減小風(fēng)洞啟停時(shí)的氣流沖擊對模型及試驗(yàn)設(shè)備的影響。

      圖4 模型裝配示意圖Fig.4 Assembly drawing of blunt cone model

      1.1 試驗(yàn)?zāi)P图帮L(fēng)洞

      模型采用GJB 4399—2002《高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)方法》中的HSCM-3鈍錐標(biāo)模,半錐角為9°,模型長度L=421 mm,底部直徑Db=148.3 mm,頭部半徑Rn=8.75 mm,鈍度比為Rn/Rb=0.118(Rb為底部半徑),長細(xì)比L/Db=2.839。模型采用聚醚醚酮(PEEK)高分子材料制作,該材料具有加工性好、硬度高、導(dǎo)熱率低、發(fā)射率高等優(yōu)點(diǎn),有利于加工成型和紅外溫度測量。

      試驗(yàn)在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第二研究所的FD-07風(fēng)洞開展。FD-07是一座暫沖、吹引式高超聲速風(fēng)洞,以空氣為工作介質(zhì)。帶密閉室的自由射流試驗(yàn)段尺寸為1 880 mm×1 400 mm×1 130 mm。噴管出口直徑為500 mm,馬赫數(shù)為4.0、4.5、5.0、6.0、7.0和8.0,采用更換噴管的方法改變馬赫數(shù)。馬赫數(shù)6.0以上的噴管都帶有水冷卻裝置,防止噴管結(jié)構(gòu)受熱導(dǎo)致喉道產(chǎn)生變形。配備快速插入式四自由度機(jī)構(gòu),迎角變化范圍—10°~50°。試驗(yàn)段側(cè)壁開有通光口徑為520 mm×320 mm的光學(xué)玻璃窗口,供紅外熱像儀、紋影儀等光學(xué)設(shè)備觀察和拍攝使用。

      1.2 支撐機(jī)構(gòu)

      鈍錐模型邊界層動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生的氣動(dòng)作用較小,要求軸承支撐機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)摩擦力盡可能小,避免動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩氣動(dòng)作用被摩擦力矩掩蓋。本文采用高精度低阻尼的單自由度氣浮軸承作為支撐機(jī)構(gòu),其運(yùn)動(dòng)阻尼低至1.0×10—3N·m,可有效降低機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)阻尼對試驗(yàn)結(jié)果的影響。

      氣浮軸承如圖5所示。單自由度氣浮軸承機(jī)構(gòu)采用淺腔柱形孔二次節(jié)流靜壓氣體軸承,通過非對稱設(shè)計(jì)以提高軸承徑向的承載能力。當(dāng)供氣壓力為0.8 MPa 時(shí)可提供300 N的徑向承載力。

      圖5 氣浮軸承示意圖Fig.5 Sketch of gas bearing

      1.3 紅外熱像儀

      采用轉(zhuǎn)捩紅外測量技術(shù)測量模型整體轉(zhuǎn)捩信息。轉(zhuǎn)捩紅外測量技術(shù)基本原理是利用紅外熱像儀測量模型表面的溫度分布與變化過程,并通過傳熱解算獲得熱流分布,綜合模型表面熱流分布和溫度分布判斷邊界層轉(zhuǎn)捩的位置與形態(tài)。與傳統(tǒng)的熱流傳感器、溫敏漆等轉(zhuǎn)捩測量技術(shù)相比,轉(zhuǎn)捩紅外測量技術(shù)具有安裝簡單、操作方便、實(shí)時(shí)測量、大面域整體測量等優(yōu)點(diǎn),適合動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)。

      試驗(yàn)采用InfraTec公司生產(chǎn)的ImageIR?8325紅外熱成像系統(tǒng)(制冷型紅外熱像儀),光譜范圍為3.7~4.8 μm,熱靈敏度<25 mK,測溫精度為±1.0 K,圖像為640像素×512像素,采樣率為100 Hz。紅外觀察窗為鍍有消反射膜和紅外增透膜的硅玻璃,其在中波段具有較好的透過性能。

      2 試驗(yàn)結(jié)果

      2.1 迎角振蕩現(xiàn)象

      在馬赫數(shù)6.0條件下,開展動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩和層流動(dòng)態(tài)對比試驗(yàn),試驗(yàn)參數(shù)如表1所示。其中,1#和2#為動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩試驗(yàn),3#為層流動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。

      表1 試驗(yàn)參數(shù)表Table 1 Inflow parameters of wind tunnel tests

      試驗(yàn)中,模型從2°迎角釋放,為模型提供初始擾動(dòng),激發(fā)動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩氣動(dòng)力作用。之后模型在氣動(dòng)作用下繞俯仰軸自由轉(zhuǎn)動(dòng)。動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)?zāi)P歪尫懦跗诒砻鏈囟热鐖D6所示,溫度顯示范圍為30~70 ℃。由于釋放初始迎角為2°,模型表面邊界層發(fā)生了顯著的非對稱轉(zhuǎn)捩,背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩位置靠前。

      圖6 鈍錐標(biāo)模轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)?zāi)P捅砻鏈囟葓D(1#試驗(yàn))Fig.6 Temperature graphic of boundary layer transition wind tunnel test (1# test)

      動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩和層流動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的迎角隨時(shí)間t的變化如圖7所示??梢钥吹?,雖然在迎角大振幅段1#、2#轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)存在振動(dòng)過程差異,但在18 s之后均出現(xiàn)了顯著的迎角振蕩現(xiàn)象,最大振幅約0.6°。與之相比,3#層流動(dòng)態(tài)試驗(yàn)在迎角振蕩收斂后振幅很小,15 s后振幅小于0.2°。由此可知,隨迎角振蕩的邊界層動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩過程導(dǎo)致了1#、2#試驗(yàn)迎角振蕩現(xiàn)象。該過程會影響模型的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性,導(dǎo)致模型迎角小幅振蕩失穩(wěn)。

      圖7 動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)、層流動(dòng)態(tài)試驗(yàn)迎角曲線Fig.7 Curves of angle of attack in wind tunnel tests

      2.2 轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)相對于俯仰角運(yùn)動(dòng)滯后

      早期研究表明:在小迎角條件下,隨迎角增大,小鈍錐模型背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩區(qū)前推;迎角減小,背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩區(qū)后退。在本文動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)中,通過同步測量紅外溫度和迎角,直接測量到了邊界層轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)相對于俯仰角運(yùn)動(dòng)的滯后現(xiàn)象。

      本文通過對比轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)的轉(zhuǎn)換時(shí)刻點(diǎn)與模型迎角上行和下行的峰值時(shí)刻點(diǎn)來判斷轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)相對于俯仰角運(yùn)動(dòng)的滯后時(shí)間。判斷滯后時(shí)間的具體方式為:先判斷模型俯仰角運(yùn)動(dòng)的迎角峰值/谷值時(shí)刻,此步驟可通過迎角測量曲線直接獲得;然后判斷轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)的轉(zhuǎn)換時(shí)刻,此時(shí)將背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩線前推至最前且開始向后退縮的前一時(shí)刻作為轉(zhuǎn)捩峰值時(shí)刻,將轉(zhuǎn)捩線在最后位置且開始向前發(fā)展的前一時(shí)刻作為轉(zhuǎn)捩谷值時(shí)刻。上述兩時(shí)刻分別與模型上一個(gè)迎角峰值/谷值時(shí)刻的差即為迎角下行/上行過程的轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間。

      在上述分析過程中,由于紅外溫度圖色彩過渡平滑,直接采用紅外溫度圖分析誤差較大。本文運(yùn)用Canny邊緣檢測圖像處理技術(shù),將紅外溫度圖處理成更為清晰的線圖進(jìn)行轉(zhuǎn)捩位置判斷。Canny邊緣檢測技術(shù)是一種提取圖像高灰度梯度線的方法,該方法運(yùn)用高斯濾波進(jìn)行圖像降噪,計(jì)算圖像灰度梯度,過濾非最大值邊緣點(diǎn),消除濾波誤差,從而提取出高灰度梯度的邊緣線。經(jīng)過Canny邊緣檢測處理后的邊界層轉(zhuǎn)捩線及轉(zhuǎn)捩帶清晰可見(圖8),分析轉(zhuǎn)捩線圖可獲得轉(zhuǎn)捩區(qū)前進(jìn)時(shí)刻和后退時(shí)刻:在t=14.39 s時(shí),模型俯仰角運(yùn)動(dòng)到峰值時(shí)刻,此時(shí)轉(zhuǎn)捩區(qū)后沿還在向前移動(dòng);t=14.42 s時(shí),轉(zhuǎn)捩區(qū)后沿在下一時(shí)刻開始后退。因此在這一周期內(nèi),轉(zhuǎn)捩區(qū)移動(dòng)相對于模型俯仰角運(yùn)動(dòng)的滯后時(shí)間Δt=0.03 s。

      圖8 模型表面溫度圖及其Canny邊緣線圖(1#試驗(yàn))Fig.8 Temperature graphics and correlated transition-lines solved with Canny edge detector method (1# test)

      采用上述轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間分析方法,分析14.31~15.17 s轉(zhuǎn)捩顯著的迎角大振幅段,獲得轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間如表2所示。表中,Δt1和Δt2分別為迎角下行和上行時(shí)的轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間。兩滯后時(shí)間曲線如圖9所示,滯后時(shí)間集中在0.03~0.04 s之間。轉(zhuǎn)捩運(yùn)動(dòng)相對于迎角運(yùn)動(dòng)的相位差(Δφ)如圖10所示。由圖可知,相位差主要集中在70°~90°之間,近似為俯仰角運(yùn)動(dòng)的1/4個(gè)周期。需要說明的是,考慮到本試驗(yàn)紅外熱像儀的測量時(shí)間間隔為0.01 s,峰值點(diǎn)的判斷也可能存在人為偏差(根據(jù)經(jīng)驗(yàn),該偏差不超過1/2個(gè)測量時(shí)間間隔),同時(shí)考慮到模型表面的傳熱延遲,本文動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間的測量誤差約≤0.01 s。

      圖9 轉(zhuǎn)捩運(yùn)動(dòng)相對于迎角運(yùn)動(dòng)的滯后時(shí)間Fig.9 Time delay of transition area movement compared to angle of attack oscillation

      圖10 轉(zhuǎn)捩運(yùn)動(dòng)相對于迎角運(yùn)動(dòng)的相位差Fig.10 Phase difference of area movement compared to angle of attack oscillation

      表2 轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間分析結(jié)果Table 2 Delay time of transition area movement compared to angle of attack oscillation

      3 結(jié) 論

      本文綜合氣浮軸承動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)和轉(zhuǎn)捩紅外測量技術(shù),建立了鈍錐飛行器動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。初步開展了9°半錐角鈍錐標(biāo)模動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩試驗(yàn),試驗(yàn)中測量到動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩過程中非定常氣動(dòng)效應(yīng)導(dǎo)致的迎角振蕩現(xiàn)象,獲得迎角振蕩過程中轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)相對于俯仰角運(yùn)動(dòng)的滯后時(shí)間約為0.03~0.04 s,近似為俯仰角運(yùn)動(dòng)的1/4個(gè)周期。

      該試驗(yàn)技術(shù)可為動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩的理論研究及工程應(yīng)用提供試驗(yàn)研究手段,同時(shí)也可為動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩數(shù)值計(jì)算方法研究提供試驗(yàn)驗(yàn)證方法。試驗(yàn)結(jié)果表明動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩與俯仰運(yùn)動(dòng)的耦合作用可能導(dǎo)致鈍錐飛行器俯仰穩(wěn)定性降低,該結(jié)論可為鈍錐飛行器轉(zhuǎn)捩階段的飛行穩(wěn)定性研究提供新方向。

      本文開展的動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞試驗(yàn),相關(guān)技術(shù)仍需改進(jìn)。試驗(yàn)采用紅外熱像儀測量轉(zhuǎn)捩,其原理是通過測量模型表面溫度并解算熱流從而間接判定轉(zhuǎn)捩位置。轉(zhuǎn)捩區(qū)前后移動(dòng)在某一區(qū)域產(chǎn)生熱流變化再轉(zhuǎn)化成溫度變化,這一過程存在一定延遲,可能影響動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間的辨識精度。下一步擬采用脈動(dòng)壓力傳感器等高頻響低延遲的轉(zhuǎn)捩測量技術(shù),提升動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)捩滯后時(shí)間的測量精度,進(jìn)一步研究和驗(yàn)證相關(guān)試驗(yàn)現(xiàn)象及結(jié)果。

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