劉俊，羅新福，王顯圣

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

空腔流動是流體介質(zhì)流經(jīng)孔洞、縫隙等凹腔結(jié)構(gòu)時產(chǎn)生的一種分離現(xiàn)象。近年來，隨著空腔結(jié)構(gòu)在實際應(yīng)用中暴露出的氣動噪聲、光學(xué)畸變、流動損失等問題日益增多，空腔流動受到了越來越多的關(guān)注。風(fēng)洞試驗、淺水流模擬和數(shù)值模擬是研究空腔流動的3種重要手段。其中，風(fēng)洞試驗具有能夠模擬復(fù)雜外形、準(zhǔn)確預(yù)測脈動壓力載荷等特點，在空腔流動機理研究、控制措施效果評估等方面發(fā)揮了重要作用。

空腔流動風(fēng)洞試驗研究的第1步就是設(shè)計試驗?zāi)Ｐ?。根?jù)安裝方式的不同，空腔風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ涂煞譃閭?cè)壁空腔模型、核心流空腔模型等類型。側(cè)壁空腔模型嵌入在風(fēng)洞側(cè)壁上，可有效降低風(fēng)洞堵塞度，模擬較大尺寸的空腔外形。然而，由于試驗段側(cè)壁邊界層普遍較厚，難以實現(xiàn)真實飛行條件下的邊界層厚度模擬。因此，側(cè)壁空腔模型在紋影、速度場測量(Particle Image Velocimetry，PIV)等流動結(jié)構(gòu)觀察試驗中應(yīng)用較多，而在一些對來流邊界層厚度較為敏感的研究(如前緣鋸齒等流動控制試驗)中則較少采用此類模型。核心流空腔模型通過尾撐或腹撐的方式將空腔模型置于風(fēng)洞核心流中。通過平板發(fā)展的湍流邊界層比風(fēng)洞側(cè)壁邊界層低1個數(shù)量級左右，更為接近真實飛行條件下邊界層厚度與起落架艙、內(nèi)埋武器艙等空腔結(jié)構(gòu)的幾何比例。

由于在模擬邊界層厚度方面具有明顯優(yōu)勢，人們開發(fā)了多種核心流空腔模型。英國DERA開發(fā)的M219模型就是一種典型的核心流空腔外形。M219模型長寬深比例為5∶1∶1，模型前緣為15°尖劈。1991年，該模型在ARA的2.7 m×2.4 m連續(xù)式風(fēng)洞中開展了相關(guān)試驗，馬赫數(shù)范圍為0.6～1.35。2004年，歐盟DESIDER項目將M219空腔模型列為考核先進湍流模擬方法的標(biāo)準(zhǔn)算例之一。從此，M219作為空腔流動的標(biāo)準(zhǔn)算例在全世界范圍內(nèi)獲得了廣泛的認(rèn)可。然而，Lawson和Barakos通過對大量文獻的總結(jié)分析，發(fā)現(xiàn)即使采用當(dāng)時最先進的分離渦模擬(Detached Eddy Simulation，DES)或大渦模擬(Large Eddy Simulation，LES)方法來模擬M219空腔流動，計算結(jié)果仍普遍高出試驗結(jié)果3～5 dB。針對這一問題，有學(xué)者猜測可能是數(shù)值計算采樣時間不夠?qū)е碌模灿袑W(xué)者認(rèn)為可能是對來流邊界中非定常擾動模擬不足造成的，但都缺乏有力的證據(jù)。另一種應(yīng)用較廣泛的核心流空腔模型來自德國DLR。1997年，DLR空腔模型在德國TWG的1 m×1 m連續(xù)式風(fēng)洞中進行了實驗，試驗馬赫數(shù)范圍0.8～1.33。與M219模型不同，DLR空腔模型采用了5°的前緣尖劈。為了降低風(fēng)洞啟動過程中的沖擊載荷影響，平板前緣兩側(cè)后掠50°。美國AFRL設(shè)計了一種用于氣動光學(xué)研究的核心流空腔模型，該模型的前緣十分尖銳。從2009年開始，該模型在美國空軍實驗室的0.6 m×0.6 m亞跨超聲速風(fēng)洞中開展了系列流動顯示試驗，試驗馬赫數(shù)范圍為0.6～1.5。邊界層測量結(jié)果發(fā)現(xiàn)亞聲速條件下測得的邊界層厚度明顯高于理論估計值。馬赫數(shù)為0.7時，理論邊界層厚度約為6.00 mm，而實際測得的邊界層厚度超過總壓測耙的高度(11.43 mm)。同樣的，美國田納西大學(xué)開發(fā)的一款核心流空腔模型也遇到了來流邊界層厚度高于數(shù)值計算結(jié)果的問題。國內(nèi)研究人員也開發(fā)了多種核心流空腔模型。2015年，中國航天空氣動力研究院的趙小見等采用了一種類似DLR空腔的外形開展了低速條件下的空腔聲源辨識和強度評估。2016年，航空工業(yè)空氣動力研究院宋文成等采用一種類似M219空腔模型外形，開展了亞、超聲速條件下空腔流動控制試驗研究。與M219模型的主要區(qū)別在于，航空工業(yè)空氣動力研究院的空腔模型前緣尖劈角度較大，約為30°。

通過對上述模型進行總結(jié)(如表1所示)，發(fā)現(xiàn)國內(nèi)外科研機構(gòu)在設(shè)計核心流空腔模型時普遍采用不同角度的前端尖劈。德國DLR、美國AFRL、中國航天空氣動力研究院等設(shè)計平板前端外形時選擇了小角度的尖劈(5°及5°以下)，美國田納西大學(xué)采用8°尖劈，英國DERA、航空工業(yè)空氣動力研究院等采用了較大角度的尖劈(15°及15°以上)。同時,部分模型在試驗研究中暴露出空腔入口邊界層厚度顯著高于理論估計值、腔內(nèi)聲壓級明顯小于數(shù)值計算結(jié)果等問題。這些問題的存在將對空腔流動試驗研究結(jié)果產(chǎn)生干擾，有可能導(dǎo)致研究人員對通過試驗獲得的流動機理的認(rèn)識存在偏差，并干擾對流動控制措施的精確評估，影響對數(shù)值算法的準(zhǔn)確評價。

為了解決上述空腔模型在風(fēng)洞試驗中暴露出來的問題，需要深入分析產(chǎn)生問題的根源，從而進一步優(yōu)化空腔模型外形，以獲得更為理想的空腔入口條件，盡量減少不可控因素對試驗結(jié)果的影響。模型的前緣是最先接觸氣流的部分，不恰當(dāng)?shù)那熬壭螤羁赡茉趤喡曀傧庐a(chǎn)生前緣分離和在超聲速下引起脫體激波，因此是空腔模型設(shè)計的關(guān)鍵所在。

表1 空腔風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛥?shù)及存在問題Table 1 Parameters and disadvantages of cavity wind tunnel test models

本文在中國空氣動力研究與發(fā)展中心開發(fā)的C201空腔模型的基礎(chǔ)上，通過更換不同形狀的模型前緣，綜合采用邊界層測量、脈動壓力測量和熒光油流等試驗方法，系統(tǒng)評估亞聲速和超聲速下前緣形狀對空腔風(fēng)洞試驗的影響。

1 試驗設(shè)備與測量方法

1.1 風(fēng) 洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-21風(fēng)洞中進行。FL-21是一座暫沖式亞跨超聲速風(fēng)洞，其馬赫數(shù)運行范圍為0.4～2.5，雷諾數(shù)范圍為(0.8～3.3)×10m。試驗段長度為1.775 m，其截面形狀為0.6 m×0.6 m的正方形。

1.2 空腔模型

空腔試驗?zāi)Ｐ筒捎梦膊恐蔚姆绞桨惭b在風(fēng)洞核心流中，由平板、腔體和整流罩3部分組成，如圖1所示。平板朝向風(fēng)洞試驗段上壁面，其長度為0.514 m，寬度為0.320 m，主要用于模擬空腔入口湍流邊界層。腔體安裝在平板前緣下游0.200 m處，空腔的長度()、寬度()和深度()分別為0.200 m、0.067 m和0.033 m，長寬深比例為6∶2∶1。整流罩安裝在平板下方，將腔體及測量管線包裹起來。

圖1 C201空腔風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ虵ig.1 C201 cavity wind tunnel test model

模型前緣塊位于平板前端，在試驗過程中可根據(jù)情況進行更換。設(shè)計了楔角為5°、10°、15°、20°的尖劈以及長半軸和短半軸比例為9∶1的半橢圓形等5種前緣形狀(如圖2所示)，以研究不同前緣形狀對空腔模型風(fēng)洞試驗的影響。所有前緣塊沿流向長度均為36 mm，以保證空腔入口湍流邊界層發(fā)展距離的一致性。

圖2 5種空腔模型前緣塊Fig.2 Five types of leading-edge profiles for C201 cavity model

1.3 測量方法

為了獲取空腔流動的靜態(tài)和動態(tài)壓力特性，在空腔前緣、前后壁和底部的中軸線上布置了多個靜壓測孔和脈動壓力傳感器，它們的位置如圖3所示。當(dāng)風(fēng)洞試驗段中的流場建立后，電子掃描閥開始采集靜壓數(shù)據(jù)。試驗時一般采集100個靜壓數(shù)據(jù)，然后采用算術(shù)平均的方法獲得當(dāng)?shù)仄骄o壓，以減小測量誤差。脈動壓力傳感器型號為Kulite公司生產(chǎn)的XCE-062壓阻式傳感器，其量程為30 PSI。對于本文研究中的所有工況，采樣頻率和總時長分別為50 kHz和5 s。

采用測壓耙(見圖4)測量空腔入口湍流邊界層內(nèi)速度分布。測壓耙安裝在空腔上游5 mm處。為了獲得更好的空間分辨率，亞聲速下，孔與孔彼此靠近排列，孔之間無間隙。超聲速下，為了降低激波干擾，孔心間距為2倍孔外徑。亞聲速測壓耙共有33個測孔，超聲速測壓耙共有17個測孔。測孔均為外徑0.6 mm、內(nèi)徑0.3 mm的鋼管，兩種測壓耙的高度均為19.8 mm。在平板上布置了一個靜壓測點，測量邊界層靜壓，用于邊界層速度計算。該靜壓測點的流向位置與測壓耙測孔相同，但是展向距離測壓耙5 mm，以減小測壓耙對邊界層內(nèi)靜壓分布的干擾。

圖3 靜壓測點和脈動壓力測點布置方案Fig.3 Layout of static and pressure fluctuation measurement holes

采用表面熒光油流技術(shù)來呈現(xiàn)空腔模型表面的流動特征。試驗前，在關(guān)心的模型表面區(qū)域涂抹油料。試驗過程中，油料在氣流吹掃下，沿著物面緩慢流動，形成具有一定規(guī)律的流動圖譜。為了獲得充分發(fā)展的流動圖譜，油流試驗每次吹風(fēng)時間在60 s以上。油料中加入了一定濃度的熒光顏料，在紫外光下照射下，表面流動圖譜清晰可見。

試驗分別在亞聲速和超聲速條件下進行。亞聲速試驗馬赫數(shù)為0.6，來流總溫為288.0 K，雷諾數(shù)為=1.19×10m。超聲速試驗馬赫數(shù)為1.5，來流總溫為288.0 K，雷諾數(shù)為=2.22×10m。開展的試驗項目如表2所示。

圖4 亞聲速和超聲速測壓耙Fig.4 Subsonic and supersonic boundary layer rakes

表2 開展的風(fēng)洞試驗項目Table 2 Wind tunnel tests conducted

1.4 數(shù)據(jù)處理

空腔內(nèi)各靜壓測點的壓力系數(shù)計算式為

(1)

采用Burg方法計算脈動壓力信號的功率譜密度函數(shù)(Power Spectral Density,PSD)。為了拉高部分能量較低的成分以觀察掩蓋在低幅噪聲中的周期信號，通常對功率譜密度函數(shù)做對數(shù)處理：

(2)

式中:為聲壓參考壓力，取2×10Pa。

為了獲取邊界層內(nèi)各測點的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，需要求解下列非線性方程：

(3)

式中:為測壓耙第測點的總壓;為邊界層內(nèi)靜壓;為第測點的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)。

在邊界層內(nèi)總溫不變的假設(shè)下，得到邊界層速度分布計算公式如下：

(4)

式中:為第點處的湍流邊界層速度。

2 結(jié)果分析

2.1 亞聲速

亞聲速下重點關(guān)注平板前緣可能發(fā)生的流動分離現(xiàn)象。通過風(fēng)洞試驗，研究了馬赫數(shù)0.6下不同角度尖劈前緣和橢圓形前緣對空腔內(nèi)靜壓分布、脈動壓力、邊界層速度分布和表面流動特征的影響。

2.1.1 脈動壓力和靜壓測量結(jié)果

從空腔底部脈動壓力聲壓級 (SPL)分布曲線(見圖5)可以看出，采用不同角度的尖劈外形時，聲壓級曲線幾乎沒有變化，此時試驗結(jié)果與計算結(jié)果差異最高可達3.5 dB。其中，數(shù)值計算采用理想的平板/空腔組合構(gòu)型，未考慮前緣外形的影響。當(dāng)前緣外形從尖劈變成橢圓時，聲壓級分布曲線發(fā)生了整體向上平移，空腔內(nèi)不同測點聲壓級均增大2.0～3.0 dB，試驗結(jié)果與計算結(jié)果的差距縮小至1.0 dB左右。

從空腔后部測點的脈動壓力功率譜(PSD)曲線(見圖6)可以看到，采用不同角度尖劈外形時，噪聲功率譜特性沒有發(fā)生明顯變化。而尖劈前緣更換為橢圓形前緣時，一方面功率譜密度曲線整體向上平移，另一方面峰值頻率向高頻方向偏移。與脈動壓力相似，腔內(nèi)靜壓分布(見圖7)對尖劈角度并不敏感，但是對前緣形狀十分敏感。隨著前緣形狀從尖劈變?yōu)闄E圓，空腔后部壓力明顯升高。

從脈動壓力(見圖5和圖6)和靜壓(見圖7)試驗結(jié)果可以看出，在馬赫數(shù)為0.6的情況下，改

圖5 空腔中截面聲壓級分布 (Ma∞=0.6)Fig.5 Distribution of sound pressure level along middle plane of cavity (Ma∞=0.6)

圖6 空腔底部X/L=0.98處測點脈動壓力功率譜(Ma∞=0.6)Fig.6 Power spectral density of pressure fluctuation at X/L=0.98 (Ma∞=0.6)

變前緣尖劈角度對腔內(nèi)靜壓和脈動壓力影響較小，而改變前緣形狀(從尖劈形變?yōu)闄E圓形)對空腔流動影響較大。采用橢圓形前緣時，風(fēng)洞試驗的聲壓級分布與數(shù)值計算基本一致。

圖7 空腔中截面靜壓力系數(shù)分布 (Ma∞=0.6)Fig.7 Distribution of pressure coefficient along middle plane of cavity (Ma∞=0.6)

2.1.2 邊界層測量結(jié)果

為了進一步揭示前緣外形對空腔流動的影響機理，開展了空腔入口邊界層速度分布測量試驗。從圖8可以看出，不同角度尖劈前緣對應(yīng)的邊界層速度分布幾乎一致，而尖劈前緣和橢圓形前緣對應(yīng)的空腔入口邊界層卻存在明顯差異。尖劈前緣對應(yīng)的邊界層厚度約為18 mm，而橢圓形前緣對應(yīng)的邊界層厚度約為3.3 mm，僅為尖劈前緣的1/5左右。采用數(shù)值計算得到邊界層厚度約為3.4 mm，該結(jié)果與橢圓形前緣保持一致。說明尖劈形前緣可能對空腔入口邊界層的發(fā)展帶來較大干擾，從而引起了邊界層厚度的顯著升高?？涨蝗肟谶吔鐚雍穸蕊@著高于數(shù)值計算或理論估計值這一現(xiàn)象在美國AFRL和美國田納西州大學(xué)設(shè)計的兩種空腔模型中也同樣存在，且這兩類空腔模型也同樣采用了尖劈前緣。

圖8 不同前緣形狀下空腔入口邊界層速度分布 (Ma∞=0.6)Fig.8 Velocity profiles of approaching boundary layer for cavity flows with different leading-edge shapes (Ma∞=0.6)

仔細(xì)觀察圖5～圖8，可以發(fā)現(xiàn)改變前緣尖劈角度時，空腔入口邊界層變化很小，同時對應(yīng)的腔內(nèi)壓力分布、總聲壓級分布、聲壓功率譜特性也都沒有明顯變化。而隨著前緣形狀從尖劈變成橢圓形，空腔入口邊界層厚度顯著降低，空腔內(nèi)部壓力梯度和脈動壓力聲壓級隨之升高，聲壓峰值頻率向高頻方向移動。上述結(jié)果表明，前緣形狀對空腔流動產(chǎn)生影響，主要是通過改變空腔入口邊界層厚度來實現(xiàn)。且大量研究已經(jīng)證實，入口邊界層厚度是影響空腔流動的一個關(guān)鍵參數(shù)。

此外，針對5°尖劈前緣和橢圓形前緣還進一步研究了模型攻角AOA的影響(見圖9)，攻角變化范圍為-5°～0°。對于5°尖劈前緣，隨著模型逐漸低頭(攻角從0°變化到-5°)，來流邊界層厚度明顯下降。當(dāng)攻角小于-4°后，邊界層厚度不再變化，且與平板邊界層厚度的理論預(yù)估值保持一致。而對于橢圓形前緣，在攻角-5°～0°范圍內(nèi)，邊界層速度剖面幾乎沒有變化。這一試驗結(jié)果表明，對于尖劈前緣，空腔入口邊界層的發(fā)展將受到模型攻角的影響，將模型攻角降低至-4°以下將得到與數(shù)值計算一致的邊界層分布，但是攻角變化可能會帶來壓力梯度的變化，對空腔流動的研究帶來不利影響。而橢圓形前緣則對攻角變化不敏感，可有效避免模型氣動形變產(chǎn)生的不利影響。

圖9 不同攻角下入口邊界層速度分布 (Ma∞=0.6)Fig.9 Velocity profiles of approaching boundary layer at different angles of attack (Ma∞=0.6)

2.1.3 油流試驗結(jié)果

為了進一步探究前緣形狀對空腔入口邊界層產(chǎn)生的影響，開展了不同角度尖劈前緣和橢圓形前緣的空腔模型油流試驗，模型攻角為0°或-1°。

圖10展示了5°尖劈在0°和-1°攻角下的全模型油流圖譜。從圖中可以看到，在不同攻角下平板前緣處均存在十分明顯的分離區(qū)。分離長度在平板中部最長，從中間向兩側(cè)分離長度逐漸減小。隨著模型攻角的減小，分離區(qū)范圍明顯縮小，最大分離區(qū)長度從32 mm減小到22 mm。表明減小模型攻角有助于抑制尖劈前緣流動分離。

圖11展示了0°攻角下不同角度尖劈前緣和橢圓形前緣在模型前緣附近的熒光油流圖譜。試驗結(jié)果顯示，安裝尖劈前緣時，平板前緣均發(fā)生了明顯的分離。不同角度尖劈情況下，分離區(qū)范圍變化不大，最大分離長度在30～34 mm之間。將尖劈前緣改為橢圓形前緣后，平板前緣的分離隨即消失。

圖10 C201模型油流圖譜Fig.10 Oil-flow patterns of C201 cavity model

圖11 不同前緣形狀下模型前緣油流圖譜Fig.11 Oil-flow patterns at front of C201 cavity model with different shapes of leading-edges

2.1.4 前緣分離現(xiàn)象的原因

上述試驗結(jié)果表明，亞聲速條件下，在安裝尖劈前緣的情況下，平板前緣出現(xiàn)了明顯的分離。前緣分離的存在勢必對平板邊界層的發(fā)展產(chǎn)生重要影響，導(dǎo)致空腔入口邊界層厚度高于理論估計值，并進一步導(dǎo)致空腔內(nèi)聲壓級明顯小于計算結(jié)果。而采用橢圓形前緣則不會出現(xiàn)流動分離的現(xiàn)象，得到的空腔入口邊界層分布與理論估計一致，空腔內(nèi)聲壓級也與計算結(jié)果基本一致。

為何尖劈形前緣將誘導(dǎo)形成分離流動，而橢圓形前緣則不會？下面采用如圖12所示的模型對平板前緣分離現(xiàn)象進行簡要解釋。首先，假設(shè)在等直流道中，插入一塊薄平板(如圖12(a)所示)，平板將氣流切分成上下兩個相同的流道。一旦在薄板下側(cè)加入尖劈模型后(如圖12(b)所示)，由于下側(cè)流道截面積減小，下側(cè)的部分氣流將涌入上側(cè)流道，從而導(dǎo)致氣流在模型頭部形成局部正攻角。尖劈前緣為幾何奇點，正攻角氣流經(jīng)過該奇點自然形成流動分離。模型堵塞度、偏置度、模型攻角等都是影響局部氣流偏角及分離區(qū)范圍的重要因素。2.1.2節(jié)分析指出，對于尖劈前緣，空腔入口邊界層厚度與模型攻角關(guān)系密切。這主要是因為，降低模型攻角，將有助于減小前緣氣流的局部正攻角，從而減小分離區(qū)范圍，削弱分離對湍流邊界層發(fā)展的影響。若將模型頭部改為橢圓形前緣(如圖12(c)所示)，由于沒有幾何奇點，氣流能保持附著在物面上，自然不會產(chǎn)生流動分離。

圖12 不同形狀平板繞流流動特征Fig.12 Flow features for different types of plates

2.2 超聲速

超聲速條件下，重點關(guān)注平板前緣可能產(chǎn)生的脫體激波現(xiàn)象?？紤]到橢圓形前緣易形成脫體激波對空腔入口流場產(chǎn)生不利影響，因此在超聲速條件下僅對尖劈前緣開展研究。以典型馬赫數(shù)1.5為例，研究了5°、10°、15°和20°尖劈對C201空腔模型風(fēng)洞試驗的影響。

2.2.1 脈動壓力和靜壓測量結(jié)果

從脈動壓力聲壓級曲線(見圖13)可以看出，尖劈角度從5°增加到10°、從15°增加到20°時，聲壓級分布均無明顯變化，而尖劈角度從10°增加到15°時，腔內(nèi)多個測點脈動壓力聲壓級升高約1～2 dB。靜壓分布曲線(見圖14)也出現(xiàn)了相似規(guī)律，尖劈角度從10°增加到15°時，空腔后部壓力明顯升高。這些結(jié)果表明，尖劈角度從10°到15°的變化過程中，空腔入口流動可能發(fā)生了較大變化。

圖13 空腔中截面聲壓級分布(Ma∞=1.5)Fig.13 Distribution of sound pressure level along middle plane of cavity (Ma∞=1.5)

圖14 空腔中截面靜壓分布 (Ma∞=1.5)Fig.14 Distribution of pressure coefficient along middle plane of cavity (Ma∞=1.5)

2.2.2 邊界層測量結(jié)果

從空腔入口邊界層速度剖面測量結(jié)果(見圖15)可以看出，不同尖劈角度下，空腔入口邊界層厚度沒有明顯變化。差異主要在于15°和20°尖劈對應(yīng)的空腔入口馬赫數(shù)比來流馬赫數(shù)小 0.05 左右。上述結(jié)果表明，前緣形狀對空腔流動產(chǎn)生影響，主要是通過改變空腔入口馬赫數(shù)來實現(xiàn)的。

圖15 空腔入口邊界層速度分布 (Ma∞=1.5)Fig.15 Velocity profiles of approaching boundary layer for cavity flows (Ma∞=1.5)

對馬赫數(shù)1.5下不同角度尖劈的局部流場進行了數(shù)值計算(見圖16)。采用二維RANS(Reynolds Averaged Navier Stokes)方法求解流場，湍流模型為Menter的--SST兩方程模型，對流項采用二階迎風(fēng)格式，黏性項采用二階中心差分離散，網(wǎng)格總量約為15萬。從計算結(jié)果可以看到，空腔模型前緣脫體激波的產(chǎn)生與前緣尖劈角度密切相關(guān)。當(dāng)尖劈角度較小時，僅在模型下側(cè)產(chǎn)生附體斜激波。隨著尖劈角度的增加，前緣斜激波的強度逐漸增加。當(dāng)尖劈角度大于某一臨界角度后，前緣脫體激波開始形成。脫體激波一般為圓弧狀，中間區(qū)域激波強度較強，兩側(cè)區(qū)域激波強度較弱。前緣脫體激波的產(chǎn)生不僅使得空腔入口馬赫數(shù)下降，還將導(dǎo)致平板邊界層入口流動的非均勻度增大。根據(jù)氣流偏轉(zhuǎn)角和激波傾斜角的關(guān)系式

(5)

得到馬赫數(shù)1.5下斜激波的最大氣流偏轉(zhuǎn)角約為12°。也就是說，當(dāng)攻角為0°時，能夠使尖劈前緣激波保持附體的最大尖劈角度為12°。因此，當(dāng)尖劈角度從10°增加到15°時，由于尖劈引起的氣流偏轉(zhuǎn)超過12°，尖劈誘導(dǎo)的斜激波轉(zhuǎn)變?yōu)槊擉w激波。脫體激波將導(dǎo)致空腔上方馬赫數(shù)降低，引起腔內(nèi)聲壓級和壓力梯度下降。

圖16 馬赫數(shù) 1.5 下不同角度尖劈繞流流場Fig.16 Flow field of splitting plates with different angles at Ma∞=1.5

3 結(jié) 論

開展了亞、超聲速下前緣形狀對空腔模型風(fēng)洞試驗的影響研究。

1) 亞聲速下(=0.6)，不同角度的尖劈前緣都易引起前緣分離，導(dǎo)致空腔入口邊界層厚度增加，腔內(nèi)脈動壓力聲壓級和壓力梯度降低。而橢圓形前緣能夠有效消除前緣分離，獲得與數(shù)值計算一致的空腔入口邊界層速度分布和腔內(nèi)聲壓級分布。

2) 超聲速下(=1.5)，空腔流動對模型前緣尖劈角度較為敏感。當(dāng)前緣尖劈角度增加至某一臨界角度之后，將會導(dǎo)致脫體激波的產(chǎn)生，從而影響空腔入口馬赫數(shù)分布和腔內(nèi)流動特性。

研究結(jié)果表明，前緣外形對于空腔流動風(fēng)洞試驗有十分重要的影響。在亞聲速條件下采用橢圓形前緣有助于消除前緣分離，在超聲速條件下采用小角度尖劈外形(尖劈角度在5°以內(nèi))有利于避免形成脫體激波。此外，超聲速下模型的攻角也會對空腔入口馬赫數(shù)產(chǎn)生影響，有可能導(dǎo)致空腔入口馬赫數(shù)和風(fēng)洞流場馬赫數(shù)不一致。因此，為了給數(shù)值計算提供準(zhǔn)確的輸入?yún)?shù)，在開展空腔標(biāo)模風(fēng)洞試驗時，準(zhǔn)確測量空腔入口馬赫數(shù)和來流邊界層速度分布十分必要。

致 謝

感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所何彬華高工和劉志勇工程師在油流試驗方面提供的幫助。