高超聲速飛行器相關的摩擦阻力直接測量技術

馬洪強，高 賀，畢志獻

（中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074）

高超聲速飛行器相關的摩擦阻力直接測量技術

馬洪強，高 賀，畢志獻

（中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074）

摩擦阻力是高超聲速飛行器氣動力的重要組成部分，也是制約高超聲速飛行器發(fā)展的重要因素，因而對摩擦阻力的準確測量就顯得尤為重要。簡要介紹了近年國內外與高超聲速相關的摩擦阻力直接測量技術的發(fā)展狀況，同時對中國航天空氣動力技術研究院自行研制的兩套摩擦阻力測量裝置作了介紹，并指出應變式摩阻天平技術是測量摩擦阻力的有效途徑之一。文中給出了這兩種結構形式摩阻天平的靜校結果及其在高超聲速風洞中的試驗結果，并對結果進行了討論。

高超聲速飛行器；摩擦阻力；直接測量技術；摩阻天平；風洞試驗

0 引 言

航空航天飛行器所受的氣動阻力主要由兩部分構成，即壓差阻力和摩擦阻力。壓差阻力可以由壁面壓力積分得到，且壁面壓力的測量技術很成熟，但摩擦阻力的測量則相對來說顯得比較困難。

摩擦阻力的測量并不是一門新的科學技術，幾十年來摩擦阻力已經可以用許多直接或間接的方法測量。準確的測量摩擦阻力無論是在理論上還是實際中都有重要的意義。在邊界層理論中，摩擦阻力是牛頓摩擦定律的重要組成部分，是確定邊界層速度的關鍵因素。而在實際的工程設計中，摩擦阻力是現代高超聲速飛行器氣動力的重要組成部分，尤其是湍流邊界層可以使表面摩擦阻力大幅度增加，從而使流動的能量損失加劇，流體的做功效率下降。摩擦阻力最大時可占飛行器總阻力的50%，直接影響到各種飛行器的有效航程，甚至影響到超燃沖壓發(fā)動機的推阻平衡，從而嚴重制約飛行器的性能。所以國內外各研究單位都在花費大量的人力和財力來進行高超聲速飛行器的摩擦阻力測量研究。

當前，國內外高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機的研究工作已經取得了實質性的進展和成果［1］。美國的實驗驗證機X－43A經2005年的兩次飛行，證明超燃沖壓發(fā)動機是可以產生推力的，但當時離實際應用還有很大距離。如何增加推力、減小阻力就是必須解決的關鍵問題之一。同飛行器一樣，超燃沖壓發(fā)動機的系統(tǒng)阻力也分為壓差阻力和摩擦阻力兩大部分，其中表面摩擦力在總阻力中依然占相當大的比例，直接關系著可用推力的大小。美國弗吉尼亞理工州立大學有文獻報導燃燒室內壁摩擦阻力的升高會導致發(fā)動機的比沖嚴重降低［2］。表1中Cf為表面摩擦力系數，If（Ibf

＊s／Ibm）代表比沖，指的是單位質量的燃的是單位質量的燃料產生的沖量大小。可以看出隨著摩擦系數的增加，摩擦阻力可占到總推力的1／2～2／3，將嚴重地影響到發(fā)動機的凈推力和整個飛行器的推阻平衡。

表1 表面摩擦力對超燃沖壓發(fā)動機推力的影響Table 1 Impact of skin friction on specific impulse

摩擦阻力作為阻力的重要組成部分，在整個高超聲速飛行器的設計中是要首先減小的，而減阻工作必須建立在對摩擦阻力準確的測量上，所以對于高超聲速摩擦阻力測量技術的研究更是具有重大意義。

1 國內外技術現狀

多年來，國內外已經開展了大量與高超聲速摩擦阻力相關的氣動試驗研究工作，形成了多種測量方法，如速度剖面法、摩阻天平法、Preston管法、干涉油膜法、發(fā)光油膜法、熱線法、液晶測量技術、基于MEMS技術的測量方法等。所有方法中，速度剖面法、摩阻天平法、干涉油膜法和基于MEMS技術的測量方法比較受到重視，相關的研究工作和技術文獻也比較多。而針對高超聲速飛行器尤其是與超燃沖壓發(fā)動機相關的摩擦阻力測量來說，由于其它方法的適用性和測量精度不滿足要求，摩阻天平法基本上是目前唯一的選擇。

摩阻天平有明顯技術優(yōu)勢：直接測量摩擦阻力，不需要假設，不存在工程計算方法引起的系統(tǒng)誤差；天平可內藏于模型壁面之下，在流場之外，不干擾流場；易于標定和計量；易于進行熱防護和溫度修正；響應速度快，可用于脈沖風洞中進行毫秒級時間長度的測量；測量分辨率高；可以同時測量摩擦阻力的大小和方向；可用于曲面測量。同時摩阻天平在技術方面也存在某些缺點：天平尺寸大，在設計模型過程中有更多的困難；天平和模型之間存在變形間隙，會給測量帶來一定誤差；測量表面較大，無法進行點測量。

美國弗吉尼亞理工州立大學進行了平板原理試驗及Hyper X發(fā)動機和RBCC發(fā)動機的地面試驗和飛行試驗，采用的測試技術為應變式摩阻天平技術，采用理論分析或CFD數值計算結果進行技術對比和驗證。其摩阻天平大多是單分量天平，如圖1。敏感元件形式有懸臂梁和十字鉸鏈，敏感元件材料有石英、工程塑料和鋁合金，應變計主要采用箔式電阻應變計和半導體電阻應變計，敏感元件上面安裝浮動元件來感受摩擦阻力，防熱方法有硅油填充、硅橡膠填充、水冷、熱沉和阻熱結構設計等。

圖1 弗吉尼亞理工州立大學的摩阻天平Fig.1 Skin friction gage of Virginia Polytechnic Institute and State University

該大學用于摩擦阻力測量的試驗設備有通用應用科學實驗室的Leg IV自由射流風洞、HYPULSE高超聲速脈沖風洞，蘭利中心的自由射流風洞、電弧加熱超燃沖壓發(fā)動機試驗風洞，阿姆斯中心的直連電弧風洞、16inch高焓高超聲速激波風洞，CALSPAN的HYTEC 5高焓激波風洞等。其高焓超燃沖壓發(fā)動機摩擦阻力測量風洞試驗不確定度為11%～16%，當壓力梯度很大時，試驗不確定度可以達到12%～22%。

圖2 俄羅斯科學院的摩阻天平Fig.2 Skin friction gage of ITAM

俄羅斯科學院西伯利亞分部（ITAM）［6］進行了原理性試驗，測量對象是平板和斜面的摩擦阻力，測試技術為應變式摩阻天平，如圖2所示。驗證技術為速度剖面技術和CFD數值模擬技術。摩阻天平為雙分量天平，敏感元件形式為常規(guī)測力傳感器的多片梁結構，采用半導體應變計，防熱方法為硅油填充，同時測量敏感元件的溫度用于數據修正。試驗設備為低湍流度超聲速風洞。ITAM的平板摩阻測量不確定度為10%，存在較大壓力梯度時測量不確定度為14%。

澳大利亞也進行了高超聲速飛行器摩擦阻力測量［7］，研究對象有層流、分離流、湍流和超燃沖壓發(fā)動機燃燒室流動。測試技術是壓電式摩阻天平，如圖3所示，驗證方法是理論計算，試驗設備是昆士蘭大學T4自由活塞式激波風洞，試驗不確定度為8%。

圖3 昆士蘭大學的摩阻傳感器Fig.3 Skin friction transducer of University of Queensland

其他國家和地區(qū)也有一些機構從事類似的研究工作，如印度科學院［8］，采用壓電式摩阻天平、光纖應變式摩阻天平、光纖位移測量技術，在HST2激波風洞和常規(guī)下吹式高超聲速風洞進行摩擦阻力測量。驗證技術有Van Driest層流理論、Ekert參考溫度方法和CFD數值模擬，幾種方法獲得的摩阻系數吻合得非常好。日本太空開發(fā)署和東京技術學院采用應變式摩阻天平技術［9］，在連接于下吹式風洞（裝有燃燒式加熱器）上的矩形超聲速燃燒室中進行摩擦阻力測量，據稱在不點火燃燒的條件下試驗準確度可達到5%。

國內中國航天空氣動力技術研究院和中國空氣動力研究與發(fā)展中心［10－11］進行了相關研究工作，目前都處于初級研究階段。

2 摩擦阻力直接測量技術研究

2.1 研究概況

高超聲速摩擦阻力測量在技術上存在很多難點，主要表現為：測量元件小面積上的摩擦阻力絕對量值??；高超聲速飛行器表面、超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的流場環(huán)境溫度高；高超聲速流場建立過程中有較大的沖擊載荷；流場的控制精度對摩擦阻力影響較大，測量不確定度較大。因此它的精確測量對于試驗設備和試驗方法都提出了相當高的要求。

作者參考國際上類似課題的研究工作，對各種測試手段進行深入的分析和比較，決定采用摩阻天平測量技術作為點測量技術，而采用液晶涂層方法作為面測量技術，驗證方法為CFD數值模擬。

先后研制了兩套使用摩阻天平的平板模型測量裝置，并分別在風洞中進行了初步的摩擦阻力測量試驗。進行試驗的FD－02和FD－03風洞都為暫沖式高超聲速風洞，具有自由射流試驗段，上游有空氣加熱器，下游有二級引射器，前室最高總壓均為8MPa，Ma＝5。噴管為二元噴管，噴管出口尺寸前者為200mm×200mm，后者為170mm×170mm。

2.2 帶斜面的平板摩阻測量裝置及試驗結果

第一套摩擦阻力測量裝置為帶斜面的平板模型，如圖4所示。使用兩臺摩阻天平，可以同時測量層流和分離狀態(tài)的摩擦阻力，被測對象為φ10mm圓形平面。在測量摩擦阻力的同時，測量附近的模型表面靜壓。摩阻天平采用浮框式天平元件（二分量）加懸臂梁天平元件（二分量）的形式，Fx和Fz分量的量程均為50g，部分敏感元件采用半導體應變計，以提高天平輸出信號，采集設備采用HBM放大器，以進行微小電信號的采集。

圖4 第一套摩擦阻力測量裝置Fig.4 The 1st measuring equipment of skin friction

完成了加工和貼片工作后，對第一套摩擦阻力測量裝置中的兩個摩阻天平進行了系統(tǒng)的靜態(tài)校準。校準參數如下：靜校載荷為40g，校準工作間溫度為15℃。通過表2的校準結果可以看到，兩臺天平的靜校精度誤差較大，多個分量的相對誤差超過了0.5%，其原因是天平的靈敏度偏低。

用第一套裝置在高超聲速風洞FD－03進行了一期摩擦阻力測量試驗，試驗馬赫數為5，總溫為363K，總壓為1.2MPa，試驗Re數為3.30×107（1／m）。選擇這樣的試驗條件，是因為在馬赫數為5時溫度不高，可以避免溫度漂移產生的誤差。試驗中采集了天平讀數、流場總溫、總壓和靜壓以及紋影圖像。該試驗一共進行了10次，除了兩次離散度較大之外，總的來說試驗數據規(guī)律還可以。這些數據的數量級和規(guī)律與國外數據一致。試驗數據見圖5。

表2 第一套裝置的天平靜校結果Table 2 Results of balance static calibration for 1st equipment

圖5 第一階段試驗曲線及紋影圖像Fig.5 Results of first stage experiment

圖5（a）中橫坐標為時間，單位0.1s，紫色曲線為平面摩阻系數，藍色曲線為斜面摩阻系數?？梢钥闯?，平面摩阻系數比斜面摩阻系數稍小，因為氣體通過拐角由平面流到斜面的過程中，流速和邊界層都會發(fā)生變化，使得摩擦阻力略微變大。圖5（b）中藍色曲線為順氣流方向即縱向的平面摩阻系數，紫色曲線為與氣流方向垂直即橫向的平面摩阻系數。可以看出，縱向的摩阻系數為0.00063左右，而橫向的摩阻系數基本為0，說明在平板表面順氣流方向的摩擦阻力明顯，由于幾乎沒有橫向的氣流，所以該方向的摩擦阻力很小。以上的試驗結果說明這套摩擦阻力測量裝置的設計是成功的，所得的試驗數據是可信的。

在第一套摩擦阻力測量裝置的校準和試驗過程中發(fā)現了如下問題：（a）天平的靈敏度偏低，導致天平靜校的精度誤差和試驗中的數據離散度都偏大。試驗中順氣流方向的摩擦阻力系數為0.000488～0.000778，試驗數據精度較低，經分析其原因是模型載荷太小，與天平的分辨率數量級相同。（b）進行斜面摩擦阻力測量的天平信號回零差，原因首先是風洞啟動停車時沖擊比較大；其次天平與模型表面之間的裝配縫隙大，試驗過程中熱氣流進入天平元件，產生熱輸出，只有當回到初始溫度后天平信號才會回到零點。（c）被測表面距離天平元件過遠，在實際加工過程中不容易保證同軸度要求，導致間隙不均勻。（d）平板和斜面置于流場正中，容易產生流場阻塞，很難建立高品質流場。

2.3 單一平板摩阻測量裝置及試驗結果

圖6第二套摩擦阻力測量裝置Fig.6 The 2nd measuring equipment of skin friction

第一套測量裝置的試驗結果明確了問題所在，在進行第二套摩擦阻力測量裝置的設計過程中，進行了針對性的改進。

首先，將摩阻天平的量程降至5g，保證天平的靈敏度，同時提高天平的剛度，經有限元計算其一階模態(tài)的自振頻率為1630Hz，高于第一套測量裝置；第二，將測量表面改為φ6mm圓形平面，并且減小了測量表面與殼體之間的間隙，天平和殼體之間可以充入硅油進行隔熱，并預留了接口，必要時可進行通水冷卻；第三，將摩阻天平進行小型化處理，整個天平的尺寸為φ30mm×25mm，并提高加工精度；第四，將模型高度降低，平板的上表面更靠近二元噴管的下表面，減小阻塞度；第五，使用可移動的探針，對流場增加擾動，改變流動狀態(tài)；第六，在模型上同時安裝4臺摩阻天平，相互之間可進行對比驗證。第七，嘗試采用不同材料的敏感元件。圖6為第二套摩阻天平的實物圖和整套裝置的示意圖。

試驗前對裝置中的4臺摩阻天平進行了靜態(tài)校準，校準載荷為5g，校準間溫度為20℃，校準結果見表3?？梢钥吹脚c第一套裝置中的摩阻天平相比較，此次設計的4臺摩阻天平的靜校精準度有了很大提高。除了1號天平的準度誤差較大外，其它誤差均低于0.5%，說明此次的摩阻天平設計和工藝是成功的。其中由于3號天平采用的是半導體應變計，靈敏度系數約為110～150，所以其天平公式也與其它天平的公式有較大差異。

表3 第二套裝置的天平靜校結果Table 3 Results of balance static calibration for 2nd equipment

圖7為天平靜校時的加載曲線，橫坐標為加載點，縱坐標為電壓信號輸出值，每個天平重復加載4次，系列5為各加載點的平均值?？梢钥闯?臺天平重復性、回零性、靈敏度都很好，適合進行摩擦阻力的實際測量。

圖7 摩阻天平的校準曲線Fig.7 Static calibration curves of balances

在高超聲速風洞FD－03和FD－02進行了第二階段的摩擦阻力測量試驗，選擇與第一階段試驗幾乎相同的風洞運行參數，試驗馬赫數為5，總溫為363K，總壓分別為1.2MPa（FD－03）和1.5MPa（FD－02）。此階段試驗一共進行了8次，總的來說試驗數據規(guī)律還可以，試驗結果如圖8，橫坐標為時間（0.1s），縱坐標為摩阻系數。圖中分別是1、2、4號天平的數據曲線，其走勢和數據量值都比較接近。幾臺天平的風洞試驗數據的重復性誤差分別為7.6%～20%（相對于氣動載荷本身）。

圖8 FD－02風洞3天平同時測力的數據曲線Fig.8 Results of second stage experiment

本期試驗由測量信號經過天平公式計算得到的摩阻系數為0.0011。圖9為兩個階段的試驗結果和CFD計算結果與俄羅斯理論與力學研究所（ITAM）、美國弗吉尼亞州立理工大學（VPISU）試驗數據的對比 （順氣流方向摩阻系數）。其中ITAM的是平板－斜面模型中的平面數據，VPISU的測量條件為超燃沖壓發(fā)動機內壁。

圖9 與其他單位的數據對比Fig.9 Comparison of results

可以看出，在未經雷諾數修正的條件下，隨著馬赫數的變化，摩擦阻力系數是在一定的線性關系附近變化的。第二階段試驗所得的摩阻系數要大于第一階段試驗所得的摩阻系數。這是因為第一階段的試驗模型為平面加有斜面的，在高超聲速氣流經過兩面之間時會產生壓縮拐角效應，從而影響平面的氣體流動情況，造成了摩擦阻力的不同。

3 結束語

通過幾年的研究工作，在高超聲速摩擦阻力測量方面取得了一些精度較高的風洞試驗數據，量級與國外研究機構的文獻比較接近。不足之處是摩阻天平試驗數據的離散度較大，尚無法很好地滿足型號減阻試驗要求，這也是摩擦阻力測量的普遍現象?，F已進行有針對性的改進設計和進一步研究，希望早日獲得更好的風洞試驗結果，并能夠服務于實際的研制工作。

目前應變天平法摩擦阻力測量技術已經初步應用于MEMS摩擦阻力傳感器、摩阻測量液晶涂層的標定和CFD數值計算的對比驗證，為這些技術的發(fā)展提供了間接的溯源手段，推動了這些技術的發(fā)展。

［1］駱曉臣，張堃元.隔離段內超聲速流動摩擦阻力分析［J］.空氣動力學學報，2009，27（1）：124－128.

［2］SMITH T B，SCHETZ J A，BUI TRONG T.Development and ground testing of direct measuring skin friction gages for high enthalpy supersonic flight tests［R］.AIAA－2002－3134.

［3］SCHETZ J A.Direct measurement of skin friction in complex flows［R］.AIAA－2010－44.

［4］BOWERSOX R，SCHETZ J，DEIWERT S.Direct measurements of skin friction in hypersonic high enthalpy impulsive scramjet experiments［R］.AIAA－94－0585.

［5］CHADWICK K，SCHETZ J.Direct measurement of skin friction in high－enthalpy high－speed flows［R］.AIAA－92－5036.

［6］GOLDFELD M，PETROCHENKO V，NESTOULIA R，et al.The direct measure－ment of friction in the boundary layer at supersonic flow velocities［R］.AIAA－2001－1769.

［7］GOYNE C P，STALKER R J，PAULL A.Transducer for direct measurement of skin friction in hypervelocity impulse facilities［J］.AIAA Journal，2002，40（1）：42－49.

［8］BLAND S M，SANG A K，et al.Improved direct measurement fiber－optic skin friction gauge for flight test and laboratory applications［R］.AIAA－2006－3836.

［9］TSURU T，TOMIOKA S，et al.Skin－friction measurements in supersonic combustion flows of a scramjet combustor［R］.AIAA－2008－4578.

［10］馬洪強.高超音速摩阻測量技術研究［C］.全國高超聲速氣動力／熱學術交流會，2009.

［11］趙瑩娟，呂治國，姜華.高超聲速飛行器表面摩擦阻力測量研究進展［C］.全國高超聲速氣動力／熱學術交流會，2009.

馬洪強（1972－），男，黑龍江人，高級工程師。畢業(yè)于西北工業(yè)大學飛行器設計專業(yè)，后獲哈爾濱工程大學控制工程碩士學位。研究方向：風洞天平試驗技術研究。E－mail：mhq1972＠126.com。

Direct measurement of skin friction for hypersonic flight vehicle

MA Hong－qiang，GAO He，BI Zhi－xian
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

Skin friction is an important part in aerodynamic drag of hypersonic flight vehicle，also an important factor that constrains their development.It is particularly significant to measure the skin friction accurately.In this paper the recent international development of direct measurement of skin friction for hypersonic flight vehicle has been briefly introduced.It proposed that the strain balance technique was one of the effective ways to measure skin friction.Meanwhile two measuring equipments of skin friction developed by CAAA are introduced.The static calibration results of two kinds of balances are presented.The test data of the two equipments in hypersonic wind tunnel and the discussion of them are also given in the paper.

hypersonic flight vehicle；skin friction；direct measurement technique；skin friction balance；wind tunnel test

V211.71

A

1672－9897（2011）04－0083－06

2010－01－07；

2011－03－24