高超聲速下表面凸起干擾氣動熱實驗研究

ESTRUCH-SAMPER David， 卜雪琴

1. Department of Aeronautics, Imperial College London, London SW7 2AZ 2. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191 3. 北京航空航天大學(xué) 人機(jī)工效與環(huán)境控制重點學(xué)科實驗室， 北京 100191

高超聲速下表面凸起干擾氣動熱實驗研究

ESTRUCH-SAMPER David1， 卜雪琴2, 3, *

1. Department of Aeronautics, Imperial College London, London SW7 2AZ 2. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191 3. 北京航空航天大學(xué) 人機(jī)工效與環(huán)境控制重點學(xué)科實驗室， 北京 100191

對高超聲速飛行器表面凸起附近的氣流流動和氣動加熱開展了實驗研究和分析。實驗在高超聲速炮風(fēng)洞中進(jìn)行，來流馬赫數(shù)為8.2、單位雷諾數(shù)為9.35×106m-1。利用薄膜傳熱測量方法進(jìn)行了凸起幾何形狀和邊界層狀態(tài)對干擾流動加熱的影響評估。利用流油圖譜和紋影攝像法得到了凸起周圍的流動特征：若凸起上游邊界層未分離，最大峰值熱流發(fā)生在凸起側(cè)方附近處；若凸起上游邊界層完全分離，最大峰值熱流通常發(fā)生在凸起的上游表面。實驗發(fā)現(xiàn)最大峰值熱流和來流邊界層狀態(tài)關(guān)系不大，原因是流動干擾區(qū)表現(xiàn)出較強(qiáng)的三維擾動特性，使得來流層流邊界層在干擾區(qū)內(nèi)會轉(zhuǎn)變成過渡甚至完全湍流狀態(tài)。

高超聲速； 表面凸起； 干擾加熱； 實驗； 最大峰值熱流

高超聲速飛行器表面不可避免的會存在凸起，例如用于連接的螺釘螺栓、儀表和電纜的保護(hù)物等，且尺寸較小。這些凸起的存在會擾亂來流，導(dǎo)致氣流發(fā)生分離和再附，使局部熱流急劇升高，產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動熱和燒蝕現(xiàn)象。高超聲速飛行器表面的凸起氣動熱問題已經(jīng)備受關(guān)注。

高超聲速層流條件下的實驗研究大部分僅關(guān)注于凸起對邊界層激流絲的影響，而未關(guān)心引起的熱流激增現(xiàn)象，例如Sterret和Emery[1]以及Stainback[2]開展了表面球狀、柱狀和三角形等小凸起在層流條件下的高超聲速實驗研究；Bertran[3]開展了正弦形表面附近的高超聲速流動研究。另外，高超聲速湍流條件下的實驗研究大部分針對翅片狀凸起[4-8]。Hung和Clauss[9]以及Hung和Patel[10]通過高超聲速實驗研究了層流和湍流條件下，圓柱形和方形凸起引起的完全分離干擾現(xiàn)象?；谝陨系难芯抗ぷ?，凸起可以分為高(h>2Φ或h>2W)、低(h<Φ或h

唐貴明等[11]利用激波風(fēng)洞開展了高超聲速二維湍流分離流傳熱特性的實驗研究，得到了30°～90°二維凸塊模型上湍流分離再附區(qū)較詳細(xì)的熱流分布實驗結(jié)果。

本文使用高超聲速炮風(fēng)洞開展實驗研究，得到了馬赫數(shù)為8.2、單位雷諾數(shù)為9.35×106m-1時，凸起表面附近的熱流分布。實驗針對有限寬度,具有邊界層厚度尺度的三維楔角凸起模型開展了凸起高度、凸起寬度、楔角角度和來流邊界層的影響研究，采用薄膜熱流測量儀進(jìn)行了高分辨率測量，使用高速紋影攝像儀進(jìn)一步識別了流動特性。

1 實驗技術(shù)

實驗在英國克蘭菲爾德大學(xué)的高超聲速炮風(fēng)洞中進(jìn)行，來流條件為：馬赫數(shù)Ma∞=8.2、單位雷諾數(shù)Re∞=9.35×106m-1，該設(shè)備的其他詳細(xì)資料可參考文獻(xiàn)[12]。

1.1 凸起模型及實驗案例

為了模擬高超聲速飛行器表面的凸起，使用150 mm×265 mm的平板作為飛行器表面，凸起模型安裝于其上，如圖1所示。圖中：μ為馬赫椎角；α為凸起契角；xk為相對于凸起前緣x方向上的距離；yc1為相對于凸起中心線y方向上的距離；xle為相對于平板前緣x方向上的距離；zk為相對于平板表面z方向上的距離。凸起是一個有有限寬度和高度的楔形模型，相關(guān)尺寸見表1。

圖1 測試模型Fig.1 Test model

表1 實驗案例Table 1 Test cases

StudyitemMa∞Re∞/(106m-1)α/(°)h/mmW/mmVGsDatum829353050135Yesh/δu，teffect8293530100135YesW/δu，teffect829353050270Yesαeffect8293515，45，60，9050135YesForwardαeffect8293513550135YesBoundarylayerstateeffect8293515，30，45，60，90，13550135No

表1中：δu，t為未受擾動時凸起位置湍流邊界層厚度。實驗中，在距平板前緣20 mm的下游處，沿垂直于氣流方向每隔3.5 mm，安裝高1 mm、傾角為30°的擾流發(fā)生器(VGs)，以改變來流邊界層。在實驗中能夠使來流邊界層在凸起位置(xle≈175 mm)處達(dá)到完全湍流狀態(tài)。實驗發(fā)現(xiàn)所有流動干擾區(qū)外的熱流量基本保持不變，因此可以不要側(cè)方的防護(hù)措施。為避免因平板前緣產(chǎn)生的馬赫錐與因凸起而產(chǎn)生的干擾流之間相互影響，凸起周圍留出了足夠的邊緣。通過紋影圖像可估計凸起位置(xle≈175 mm)的δu,t=(5.0±0.5) mm。在相同的位置，不使用擾流器，通過紋影圖像估計層流邊界層厚度δu,l=(2.5±0.25)mm。

針對表1所示的來流條件對各種迎風(fēng)面楔角凸起開展實驗并進(jìn)行結(jié)果分析。實驗中，采用2倍高度和2倍寬度的凸起來研究凸起大小對干擾流動和氣動熱的影響。通過不同的凸起楔角α=15°,45°,60°,90°來研究凸起楔角的影響，并研究了向前楔角α=135°的情況。根據(jù)實驗結(jié)果，分析了凸起楔角α=15°～135°范圍內(nèi)，邊界層狀態(tài)對最大峰值熱流的影響。

1.2 熱流測量及實驗誤差

實驗采用了8個薄膜測量儀用于高精度、高分辨率地測量凸起周圍表面的熱流分布，為方便起見，將這8個薄膜測量儀固定成一個模塊，測量的時候只需要改變模塊的位置，而不用改變單個測量儀的位置。通過改變模塊的位置得到如圖2所示測點的布置形式，圖中St為斯坦頓數(shù)。每個測點位置對應(yīng)一個直徑為2.3 mm的測量儀，里面的薄膜測量元件長1.2 mm，寬0.3 mm，測量元件長度方向和熱流梯度方向即凸起前方和側(cè)方的法向方向垂直。

圖2 基準(zhǔn)凸起附近的熱流分布(俯視圖, 湍流)Fig.2 Heat flux around datum protuberance (plan view, turbulent)

為了估計系統(tǒng)的準(zhǔn)確度，對半徑為5.0 mm的半球頂點進(jìn)行滯止點熱流測量，在來流條件為Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1時，進(jìn)行3次獨(dú)立實驗來開展重復(fù)性測量。利用Fay和Riddle[13]得到的滯止點熱流關(guān)系式來評估本系統(tǒng)半球滯止點的熱流測量。實驗平均滯止熱流密度qo=130.9 W/cm2(滯止斯坦頓數(shù)Sto=22.7×10-3)，每次實驗測量值和平均值之間的偏差為±1.3%。同時，實驗平均值比分析值(qo=132.6 W/cm2、Sto=23.0×10-3)低1.3%，由此說明本實驗測量系統(tǒng)達(dá)到了較好的精度。

誤差分析需要進(jìn)一步分析傳感器誤差，每個儀表在熱性能校準(zhǔn)方面可能引入5%的誤差，在熱阻系數(shù)校準(zhǔn)方面可能引入2%的誤差。另外，考慮測量儀表輸入電壓V1的誤差(1%)、系統(tǒng)增益G的校準(zhǔn)誤差(1.6%)、系統(tǒng)流動條件的不確定性以及壁面溫度誤差(1.7%)，并基于前面提到的不確定性：最大系統(tǒng)誤差可能為9.5%，加上存在的隨機(jī)誤差3.5%，因此預(yù)測St的總誤差為±10%，和Simmons[14]實驗研究得到的誤差范圍相近。St將用于表征研究中局部流動導(dǎo)致的加熱熱流的無量綱數(shù)，其不確定度的保守值為±10%。

1.3 光平板表面測量

對光平板表面進(jìn)行測量來推斷來流到達(dá)凸起位置(xle≈175 mm)時的邊界層狀態(tài)。通過紋影圖像可判斷邊界層為完全層流狀態(tài)或過渡-湍流狀態(tài)[15]。當(dāng)無法判斷邊界層為完全湍流狀態(tài)還是過渡-湍流狀態(tài)時，比較熱流測量值和利用Eckert參考焓方法[16]計算的結(jié)果。根據(jù)以上分析，結(jié)合紋影圖像和熱流測量與預(yù)測值的對比，在凸起位置(xle≈175 mm)，來流條件為Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1時，光平板表面邊界層狀態(tài)可推斷如表2所示。

表2凸起位置(xle≈175mm)光平板表面熱流測量值和預(yù)測值以及邊界層狀態(tài)

Table2Measurementandestimationofheatfluxatlocationofprotuberance(xle≈175mm)andassessmentofboundarylayerstate

StateNoVG，q/(W·cm-2)WithVG，q/(W·cm-2)Experiment1859Estimate17(laminar)56(turbulent)BoundarylayerLaminarTurbulent

2 實驗結(jié)果及討論

下面列出因表面凸起引起局部干擾產(chǎn)生的氣動熱的實驗研究結(jié)果，并對結(jié)果進(jìn)行分析。

2.1 基準(zhǔn)實驗結(jié)果

基準(zhǔn)實驗針對楔角30°凸起，在表1所示的來流條件下進(jìn)行。光平板在擾流器的作用下，實驗獲得δu,t=(5.0±0.5) mm的湍流邊界層(凸起位置)。凸起高度與邊界層厚度之比h/δu,t近似為1，凸起寬度與邊界層厚度之比W/δu,t為2.7。在凸起前，邊界層未受到干擾，直接撞擊到凸起模型上。圖3所示的紋影圖像可以清晰地看到撞擊產(chǎn)生的激波，圖中還可以看到另外一個更大的激波，即平板邊緣產(chǎn)生的弱激波。

圖3 紋影圖像(湍流, Ma∞=8.2, Re∞=9.35×106 m-1, α=30°, 流動從左至右)Fig.3 Schlieren image (turbulent, Ma∞=8.2, Re∞=9.35×106 m-1, α=30°, flow from left to right)

圖2顯示了凸起附近的熱流分布測量結(jié)果，以St來體現(xiàn)。物面流油圖顯示凸起對上游基本沒有影響，但是凸起側(cè)方的表面磨擦較高。因此凸起側(cè)方區(qū)域測得的氣動熱最大。在Rex,k=9.8×104(即xk=10.5 mm)、Rey,cl=7.5×104(即ycl=8 mm)的位置測得局部斯坦頓數(shù)的最大值Stmax=2.9×10-3(最大熱流密度qmax=17.0 W/cm2)。凸起前的加熱率比相應(yīng)位置光平板的斯坦頓數(shù)Stu=1.0×10-3(光平板熱流密度qu=5.9 W/cm2)略低。

2.2 凸起尺寸對熱流分布的影響

對凸起尺寸的影響研究僅考慮兩種情況，一種是保持其他參數(shù)不變，W/δu,t為基準(zhǔn)實驗中的2倍；另一種保持其他參數(shù)不變，h/δu,t為基準(zhǔn)實驗中的2倍。紋影圖像說明這兩種情況下凸起前的邊界層未發(fā)生分離，和基準(zhǔn)實驗結(jié)果(見圖3)相似。

凸起前中心線上的熱流結(jié)果顯示：h/δu,t=1和h/δu,t=2的最大峰值在熱流達(dá)到98.7%時一致，如圖4所示，可知凸起高度對邊界層狀態(tài)影響不大。圖5是凸起側(cè)方的熱流測量結(jié)果對比，說明凸起側(cè)方的最大峰值熱流受凸起高度和寬度的影響可以忽略(3次測試中，Stmax=2.5×10-3～2.9×10-3)。由此說明在凸起前邊界層未分離情況下，表面凸起物附近的最大峰值熱流和凸起高度關(guān)系不大。不過沒有考慮h/δu,t<1的情況，當(dāng)凸起比較矮，完全處于亞聲速邊界層內(nèi)時，凸起的高度對氣動熱可能存在影響。但由于矮凸起的氣動熱一般不會高于較高凸起產(chǎn)生的氣動熱，故沒有特殊考慮。當(dāng)凸起上游邊界層未發(fā)生分離時，較窄凸起(W/δu,t≤10)的寬度對最大熱流峰值的影響可以忽略。另外，圖4和圖5中St的值均有±10%的誤差。

圖4 基準(zhǔn)和h/δu,t=2實驗下凸起上游的熱流(α=30°)Fig.4 Heat flux ahead of protuberance in datum and h/δu,t=2 experiments (α=30°)

圖5 基準(zhǔn)、h/δu,t×2和W/δu,t×2實驗下凸起側(cè)方的熱流(ycl=8 mm)Fig.5 Heat flux adjacent to protuberance in datum, h/δu,t×2 and W/δu,t×2 experiments (ycl=8 mm)

2.3 凸起楔角對熱流分布的影響

采用和基準(zhǔn)實驗相同高度、寬度和長度的凸起，用于研究不同凸起楔角(α=15°,45°,60°,90°)的影響(見表1)。自由來流條件和基準(zhǔn)實驗相同(Ma∞=8.2，Re∞=9.35×106/m，湍流)。圖6顯示了不同楔角凸起對應(yīng)的紋影圖像結(jié)果。隨著楔角的增加，凸起前的局部干擾作用變強(qiáng)，凸起上游出現(xiàn)了分離區(qū)。在表1所示的自由來流條件下，α=15°凸起(見圖6(a))和基準(zhǔn)實驗中凸起(α=30°，見圖3)上游的邊界層保持未分離狀態(tài)；α=45°,60°,90°凸起(見圖6(b)～(d))上游邊界層完全分離，這和Elfstrom[17]開展的2D斜坡凸起高超聲速實驗的研究結(jié)果有很好的一致性，該實驗公布產(chǎn)生分離的臨界楔角αi=25°～35°。

圖6 紋影圖像(湍流，流動從左至右)Fig.6 Schlieren image (turbulent, flow from left to right)

凸起上游邊界層未分離情況下(α=15°,30°)，凸起前的熱流基本保持不變。而在凸起上游邊界層發(fā)生分離的情況下(α=45°～90°)，分離區(qū)熱流增加并且在凸起前達(dá)到最大值[18]，如圖7和圖8所示，圖8中St有±10%的誤差。

圖7 α=90°凸起附近的熱流分布(俯視圖, 湍流)Fig.7 Heat flux around α=90° protuberance (plan view, turbulent)

圖8 不同α下, 凸起前沿中心線熱流情況(ycl=0 mm, 湍流, α=30°～90°)Fig.8 Protuberance front center line heat flux under different α(ycl=0 mm, turbulent, α=30°-90°)

Kuehn[19]的研究表明，隨著凸起楔角角度的增加，施加在來流邊界層上的負(fù)壓梯度越高，分離區(qū)的范圍越大?？梢娋植扛蓴_強(qiáng)度與凸起前邊界層是否分離有很大的關(guān)系。為區(qū)分兩種類型的干擾作用，有如下分類：

1) 未分離干擾 指凸起上游的來流邊界層保持未分離狀態(tài)(如本文中α=15°,30°)。在未分離干擾作用下，盡管凸起上游熱流和光平板實驗凸起前位置處的熱流相當(dāng)甚至更低，但很明顯凸起側(cè)方出現(xiàn)了熱流的增加。

2) 完全分離干擾 指凸起上游的來流邊界層達(dá)到完全分離狀態(tài)(如本文中α=45°,60°,90°)。在完全分離干擾作用下，最大熱流在凸起前存在分離氣泡的位置。凸起側(cè)方也出現(xiàn)了熱流的增加，和未分離干擾作用下的大小相近。在分離干擾比較弱的情況下(α=45°)，凸起前和側(cè)方的最大熱流接近，導(dǎo)致較難準(zhǔn)確判定最大峰值熱流。

針對楔角α=135°凸起進(jìn)行了實驗。紋影圖像如圖9所示，與較小楔角凸起相比，向前傾角凸起前可見更大的分離區(qū)域L。圖10顯示隨著凸起前的流動分離，在流動方向上凸起前熱流逐漸增大，向前傾角凸起前熱流比楔角90°凸起前的要大。主要是因為向前傾角凸起前的分離區(qū)較大。最大熱流峰值發(fā)生于緊挨凸起的前方，其值比楔角90°情況高出41.2%，凸起側(cè)方的加熱量也較大，凸起側(cè)方最大的斯坦頓數(shù)Stmin,side達(dá)到2.6×10-3。實驗沒有捕捉到最大熱流峰值的位置，實際上最大熱流峰值可能要比楔角90°時的情況提高約106.4%，圖10中St有±10%的誤差。

圖9 紋影圖像(湍流, α=135°, 流動從左至右)Fig.9 Schlieren image (turbulent, α=135°, flow from left to right)

圖10 α=135°,90°情況下凸起前熱流對比(湍流, ycl=0 mm)Fig.10 Heat flux comparison ahead of protuberance in α=135°, 90° case (turbulent, ycl=0 mm)

2.4 邊界層狀態(tài)對熱流分布的影響

為了評估來流邊界層對熱流分布的影響，在和基準(zhǔn)實驗相同的來流條件下進(jìn)行實驗研究，實驗中未放置擾流器，使產(chǎn)生層流邊界層。光平板時凸起位置的邊界層厚度δu,l=(2.5±0.25) mm。圖11顯示了凸起楔角α=15°～135°在層流邊界層時的紋影圖像。

圖11 紋影圖像(層流)Fig.11 Schlieren image (laminar)

由上述層流條件下的實驗發(fā)現(xiàn)，凸起前邊界層均發(fā)生分離。前述基準(zhǔn)實驗中(湍流，α=30°)凸起前邊界層未發(fā)生分離(見圖3)。這是由于層流邊界層較湍流對負(fù)壓梯度更加敏感，導(dǎo)致臨界分離楔角較小。由圖11可知，分離區(qū)長度隨著凸起楔角的增加而增加。比較圖11與圖3、圖6和圖9可知，層流邊界層情況下凸起前分離區(qū)的長度大于湍流情況。相同楔角時，凸起上游分離區(qū)的范圍在層流條件下比在湍流條件下約長3倍。因此，相同的凸起結(jié)構(gòu)和運(yùn)行條件下，來流邊界層對局部熱流的增加有很大影響。

層流時，楔角30°凸起在軸向位置Rex,k=21.0×104(xk=22.5 mm)處測得側(cè)方的最大熱流；湍流時，在軸向位置Rex,k=9.8×104(xk=10.5 mm)處測得最大熱流。圖12對比了兩種情況下相同軸向位置沿ycl方向的熱流分布，圖中St的值有±10%的誤差，兩條虛線為光平板時凸起位置分別在湍流和層流下的斯坦頓數(shù)Stu,turb和Stu，lam。由圖12可知，湍流條件下凸起側(cè)方最大斯坦頓數(shù)比層流條件下的高出約15%。圖13對比了楔角α=15°和α=30°時，凸起在層流條件下相同軸向位置沿ycl方向的熱流分布，表明最大側(cè)方熱流率不受楔角的影響，圖中St的值有±10%的誤差。

圖12 層流與湍流狀態(tài)下α=30°凸起側(cè)方熱流峰值軸向位置及其熱流沿翼展分布的對比Fig.12 Spanwise distribution of peak heat flux axial locations to the side of α=30° protuberance for laminar and turbulent conditions

圖13 層流狀態(tài)下α=15°與α=30°凸起側(cè)方熱流峰值及展向分布的對比Fig.13 Spanwise distribution comparision of peak heat flux to the side of α=15° and α=30° protuberance for laminar conditions

圖14對不同楔角和邊界層狀態(tài)下對應(yīng)的最大峰值熱流進(jìn)行了比較，圖中Stmax的值有±10%的誤差。除了前傾角模型(α=135°)，凸起前最大熱流均出現(xiàn)在凸起前不遠(yuǎn)處(Rex,k=-1.4×104，xk=-1.5 mm)。在α=135°的凸起實驗中，雖然湍流條件時最大峰值熱流出現(xiàn)在Rex,k=-1.4×104，xk=-1.5 mm處，但層流條件時出現(xiàn)在更向上游位置：Rex,k=-3.3×104，xk=-3.5 mm(見圖15，圖中Stmax的值有±10%的誤差)。對于楔角范圍α=15°～90°凸起，層流和湍流狀態(tài)下的最大峰值熱流基本相同。只有楔角α=135°的凸起不一樣，層流狀態(tài)下Stmax=23.1×10-3(qmax=132.7 W/cm2)，而湍流狀態(tài)下Stmax=19.1×10-3(qmax=97.4 W/cm2)。最大峰值熱流和來流狀態(tài)關(guān)系不大的原因很可能是來流層流邊界層在干擾區(qū)處會轉(zhuǎn)變?yōu)檫^渡狀態(tài)甚至完全湍流狀態(tài)，這和干擾的三維特性直接相關(guān)[20]。向前傾角凸起的實驗結(jié)果不同，可能是因為α=135°凸起前存在更復(fù)雜的干擾，如圖16所示，出現(xiàn)二次渦，實驗中未能布置足夠的測點，因此最大熱流沒有捕捉到，圖15中的虛線顯示了熱流分布趨勢的預(yù)測。α=135°凸起在Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1的湍流條件下，最大峰值熱流估計發(fā)生在Rex,k=-3.3×104、xk=-3.5 mm和Rex,k=-1.4×104、xk=-1.5 mm之間，比實驗測得的值高出很多。

圖14 層流和湍流條件下最大熱流峰值隨α的變化(α=15°～135°)Fig.14 Peak heat flux vs α under laminar and turbulent conditions(α=15°-135°)

圖15 層流和湍流條件下向前α=135°凸起前的熱流Fig.15 Heat flux ahead of α=135° protuberance under laminar and turbulent conditions

圖16 湍流條件下向前α=135°凸起前的流動流場Fig.16 Flow field ahead of α=135° protuberance under turbulent condition

根據(jù)以上實驗數(shù)據(jù)，表明在凸起物高度大于等于邊界層厚度的情況下，不論在分離還是未分離干擾作用下，凸起物周圍附近的最大熱流峰值受邊界層狀態(tài)和厚度的影響并不太大。

3 結(jié) 論

1) 局部干擾對飛行器表面熱流的影響主要是由邊界層是否分離決定。在未分離干擾作用下，最大峰值熱流出現(xiàn)于凸起側(cè)方。在完全分離干擾作用下，最大峰值熱流通常發(fā)生于凸起前面且較高，同時凸起側(cè)方的熱流也有較大增加。

2) 在未分離干擾作用下，最大峰值熱流和凸起高度及寬度的關(guān)系不大。

3) 最大峰值熱流隨凸起楔角的增大而增加。

4) 在凸起物高度大于等于邊界層厚度情況下，無論是未分離或完全分離干擾，凸起物周圍附近的最大峰值熱流和來流邊界層狀態(tài)的關(guān)系可以忽略。原因如實驗所得，三維干擾特性導(dǎo)致來流層流邊界層在到達(dá)干擾區(qū)時變成過渡狀態(tài)甚至完全湍流狀態(tài)。

[1] Sterret J R, Emery J C. Extension of boundary-layer-separation criteria to a Mach number of 6.5 by utilizing flat plates with forward-facing steps. NASA-TN-D-618, 1960.

[2] Stainback P C. Effect of unit Reynolds number, nose bluntness, angle of attack, and roughness on transition on a 5 deg half-angle cone at Mach 8. NASA-TN-D-4961, 1969.

[3] Bertram M H. Effect of surface distortions on the heat transfer on a wing at hypersonic speeds. AIAA Journal, 1963, 1(6): 1313-1319.

[4] Jones R A. Heat-transfer and pressure investigation of a fin-plate interference model at a Mach number of 6. NASA-TN-D-2028, 1964.

[5] Price E A, Stallings R L. Investigation of turbulent separated flows in the vicinity of fin-type protuberances at supersonic Mach numbers. NASA-TN-D-3804, 1967.

[6] Coleman H W, Lemmon E C. The prediction of turbulent heat transfer and pressure on a swept leading edge near its intersection with a vehicle. AIAA-1973-677, 1973.

[7] Neumann R D, Hayes J R. Protuberance heating at high Mach numbers, a critical review and extension of the database. AIAA-1981-420, 1981.

[8] Wang S F, Ren Z Y, Wang Y. Effects of Mach number on turbulent separation behaviours induced by blunt fin. Experiments in Fluids, 1998, 25(4): 347-351.

[9] Hung F T, Clauss J M. Three-dimensional protuberance interference heating in high-speed flow. AIAA-1980-289, 1980.

[10] Hung F, Patel D. Protuberance interference heating in high-speed flow. AIAA-1984-1724, 1984.

[11] Tang G M, Li J M, Li Z F. Experimental investigation on hypersonic heat transfer characteristic of 2D separated flow in turbulence. Acta Aerodynamica Sinica, 1981(1): 88-95. (in Chinese).

唐貴明, 李靜美, 李仲發(fā). 高超聲速二維湍流分離流傳熱特性的實驗研究. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 1981(1): 88-95.

[12] Needham D A. Progress report on the Imperial College hypersonic gun tunnel. I.C. Aero Report, 1963.

[13] Fay J A, Riddell F R. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air. Journal of the Aeronautical Sciences, 1958, 25(2): 73-85.

[14] Simmons J M. Measurement techniques in high-enthalpy hypersonic facilities. Exprimental Thermmal and Fluid Science, 1995, 10(4): 454-469.

[15] Estruch-Samper D, Lawson N J, MacManus D G, et al. Schlieren visualization of high-speed flows using a continuous LED light source. Journal of Visualization, 2009, 12(4): 289-290.

[16] Eckert E R G. Engineering relations for heat transfer and friction in high-velocity laminar and turbulent boundary layer flows over surfaces with constant pressure and temperature. Transactions of the ASME, 1956, 78(6): 1273-1283.

[17] Elfstrom G M. Turbulent separation in hypersonic flow. I.C. Aero Report, 1971.

[18] Estruch-Samper D, Stollery J L, MacManus D G, et al. Hypersonic interference heating: a semi-empirical hot spot predictive approach. AIAA-2009-7444, 2009.

[19] Kuehn D M. Experimental investigation of the pressure rise required for the incipient separation of turbulent boundary layers in two-dimensional supersonic flow. NASA, 1959.

[20] Estruch-Samper D, Vanstone L, Ganapathisubramani B, et al. Axisymmetric flare-induced separation of high-speed transitional boundary layers. AIAA-2012-675, 2012.

ExperimentalInvestigationonHypersonicInterferenceHeatingAroundSurfaceProtuberance

ESTRUCH-SAMPERDavid1,BUXueqin2, 3, *

1.DepartmentofAeronautics,ImperialCollegeLondon,LondonSW7 2AZ,UK2.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China3.FandamentalScienceonErgonomicsandEnvironmentControlLaboratory,BeihangUniversity,Beijing100191,China

Astudyisperformedtounderstandthedetailsoftheflowandheatingcharacteristicsaroundsurfaceprotuberancesonhypersonicbodies.ExperimentsareconductedinahypersonicguntunnelatafreestreamMachnumberof8.2andReynoldsnumberof9.35×106m-1.Thethin-filmheattransfermeasurementsareusedtoassesstheeffectsoftheprotuberancegeometryandboundarylayerstateonsurfaceheating.Oil-dotvisualizationsandhigh-speedschlierenvideosareadditionallyusedtoqualitativelyunderstandtheflowfieldaroundtheprotuberances.Thehighestheatingisfoundtothesideoftheprotuberanceininteractionsinwhichtheincomingboundarylayerremainsunseparatedupstreamoftheprotuberance.Infullyseparatedinteractions,thehighestheatinggenerallytakesplaceaheadoftheprotuberanceandcanbecomesignificantlyhigh.Thedependenceofthemaximumheatingontheincomingboundarylayerstateisnegligible.Thisisbelievedtobecausedbythe3-dimensinalityoftheinteractionswhichcausestheincominglaminarboundarylayertobecometransitionalorevenfullyturbulent.

hypersonic;surfaceprotuberance;interactionheating;experiments;peakheatflux

2011-11-07；Revised2011-12-05；Accepted2012-01-16；Publishedonline2012-02-071719

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120207.1719.006.html

.Tel.：010-82338600E-mailbuxueqin@buaa.edu.cn

2011-11-07;退修日期2011-12-05;錄用日期2012-01-16; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2012-02-071719

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120207.1719.006.html

.Tel.：010-82338600E-mailbuxueqin@buaa.edu.cn

ESTRUCH-SAMPERD,BuXQ.Experimentalinvestigationonhypersonicinterferenceheatingaroundsurfaceprotuberance.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1578-1586.ESTRUCH-SAMPERDavid，卜雪琴．高超聲速下表面凸起干擾氣動熱實驗研究．航空學(xué)報,2012,33(9):1578-1586.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

1000-6893(2012)09-1578-09

V211.7

A

ESTRUCH-SAMPERDavid男， 博士。主要研究方向： 高超聲速流動與傳熱。

Tel: 010-82338600

E-mail: d.estruch-samper@imperial.ac.uk

卜雪琴女， 博士， 講師， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛機(jī)防除冰技術(shù)， 飛行器環(huán)境控制， 流動與傳熱。

Tel: 010-82338600

E-mail: buxueqin@buaa.edu.cn