高超聲速摩擦阻力直接測(cè)量實(shí)驗(yàn)研究

馬洪強(qiáng)，溫昊駒

高超聲速摩擦阻力直接測(cè)量實(shí)驗(yàn)研究

馬洪強(qiáng)，溫昊駒＊

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

介紹了在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院（CAAA）的高超聲速風(fēng)洞FD－03和FD－07中進(jìn)行的摩擦阻力直接測(cè)量實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)?zāi)康氖菧y(cè)量高超聲速流場(chǎng)中模型表面的摩擦阻力。研制了應(yīng)變型兩分量和單分量天平，分別應(yīng)用這2種天平進(jìn)行了壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)和乘波體模型變迎角實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)中的總壓1MPa，總溫360K，馬赫數(shù)5。每個(gè)模型各布置2個(gè)天平。在壓縮拐角實(shí)驗(yàn)中，測(cè)量了平板區(qū)的摩擦阻力，觀察到壓縮拐角運(yùn)動(dòng)對(duì)流場(chǎng)的干擾，并測(cè)得了壓縮拐角運(yùn)動(dòng)干擾區(qū)的摩擦阻力。在乘波體實(shí)驗(yàn)中測(cè)量了模型表面摩擦阻力及其與模型迎角的關(guān)系。實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)中處理引入溫度修正。整體實(shí)驗(yàn)測(cè)量不確定度良好，優(yōu)于12%。

摩擦阻力；應(yīng)變天平；乘波體；高超聲速

0 引 言

由于研制高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的減阻需求，摩擦阻力的測(cè)量方法研究在近年來(lái)取得了一定的進(jìn)展。對(duì)于高超聲速飛行器和高超聲速推進(jìn)器而言，摩擦阻力的影響十分巨大，例如對(duì)乘波體外形高超聲速飛行器，摩擦阻力占總阻力50%左右［1］。因此對(duì)于這類(lèi)飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)，摩擦阻力是非常重要的性能指標(biāo)。

測(cè)量高超聲速摩擦阻力的方法主要有2種，第一種是CFD方法，第二種是實(shí)驗(yàn)方法。在摩擦阻力特性的研究中，地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以與CFD計(jì)算相結(jié)合，為CFD計(jì)算提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)和參照。設(shè)計(jì)人員可以根據(jù)摩擦阻力的預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)設(shè)計(jì)做出調(diào)整。

摩擦阻力的實(shí)驗(yàn)測(cè)量方法主要可分為直接測(cè)量和間接測(cè)量。直接測(cè)量的主要手段就是利用摩擦阻力天平，通過(guò)在模型表面齊平安裝的浮動(dòng)頭來(lái)感受氣流帶來(lái)的摩擦阻力。國(guó)內(nèi)外的研究機(jī)構(gòu)主要應(yīng)用了應(yīng)變型、壓電陶瓷型與光纖型3類(lèi)摩擦阻力天平進(jìn)行摩擦阻力直接測(cè)量研究。美國(guó)弗吉尼亞理工大學(xué)［2～5］、俄羅斯科學(xué)院西伯利亞分部（ITAM）、日本太空開(kāi)發(fā)署和東京技術(shù)學(xué)院［6］等研究機(jī)構(gòu)應(yīng)用應(yīng)變式天平進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和研究。其中弗吉尼亞理工大學(xué)在高焓超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)中不確定度可達(dá)11%～16%［7］，IATM的平板摩擦阻力測(cè)量不確定度為10%～14%［8］。在國(guó)內(nèi)中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院利用應(yīng)變式天平進(jìn)行的平板摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)中誤差為7.6%～20%［9］。澳大利亞昆士蘭大學(xué)研制了壓電陶瓷式天平來(lái)測(cè)量摩擦阻力［10］，在國(guó)內(nèi)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心也利用壓電陶瓷型天平進(jìn)行了摩擦阻力測(cè)量，不確定度小于15%［11］。另外，印度科學(xué)院也研制了光纖型天平并進(jìn)行相關(guān)研究［］。

相對(duì)于其他測(cè)量方法和計(jì)算方法，摩擦阻力天平的優(yōu)勢(shì)在于直接測(cè)量，無(wú)需工程假設(shè)，可避免工程計(jì)算方法引起的系統(tǒng)誤差；天平可內(nèi)置于模型壁面之下，在流場(chǎng)之外，不干擾流場(chǎng)；易于標(biāo)定和計(jì)量；易于進(jìn)行熱防護(hù)和溫度修正；響應(yīng)速度快，可用于脈沖風(fēng)洞中進(jìn)行毫秒級(jí)時(shí)間長(zhǎng)度的測(cè)量；測(cè)量分辨率高；可以同時(shí)測(cè)量摩擦阻力的大小和方向；可用于曲面測(cè)量。同時(shí)摩擦阻力天平在技術(shù)方面也存在某些缺點(diǎn)：天平尺寸大，在設(shè)計(jì)模型過(guò)程中有更多的困難；天平和模型之間存在變形間隙，會(huì)給測(cè)量帶來(lái)一定誤差；測(cè)量表面較大，無(wú)法進(jìn)行真正意義上的點(diǎn)測(cè)量。

在以往的研究中，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院曾進(jìn)行了帶壓縮拐角的平板摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)，用兩分量應(yīng)變天平測(cè)量了平板和壓縮拐角斜面的摩擦阻力。還進(jìn)行了可移動(dòng)探針對(duì)流場(chǎng)施加擾動(dòng)狀態(tài)下的平板摩擦阻力測(cè)量，在這個(gè)實(shí)驗(yàn)中使用了單分量應(yīng)變天平，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性誤差為7.6%～20%［9］。

基于之前實(shí)驗(yàn)的積累，中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院進(jìn)一步完善了摩擦阻力測(cè)量的相關(guān)方法。采用應(yīng)變型天平進(jìn)行了2類(lèi)摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)，一類(lèi)是針對(duì)進(jìn)氣道和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)的，主要研究對(duì)象是平板模型壓縮拐角和激波入射干擾工況下摩擦阻力的測(cè)量；另一類(lèi)是針對(duì)飛行器外流場(chǎng)的，主要研究對(duì)象是乘波體布局模型腹部的摩擦阻力測(cè)量。下文針對(duì)這2類(lèi)實(shí)驗(yàn)分別進(jìn)行介紹。

1 壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)

1.1摩擦阻力天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)實(shí)驗(yàn)的需要，設(shè)計(jì)了兩分量摩擦阻力天平。天平由敏感元件和殼體組成，如圖1所示。殼體為敏感元件提供保護(hù)和安裝基準(zhǔn)。殼體中可填充硅油等進(jìn)行進(jìn)一步防護(hù)。為了降低溫度對(duì)應(yīng)變計(jì)貼合位置產(chǎn)生的熱應(yīng)力，敏感元件采用了折線和迷宮式的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，延長(zhǎng)熱傳導(dǎo)路徑。

為實(shí)現(xiàn)點(diǎn)測(cè)量并兼顧靈敏度，天平測(cè)量平面為Φ5mm的圓形。天平材料選用超硬鋁合金。天平量程0.05N。

實(shí)驗(yàn)前對(duì)2支天平進(jìn)行了靜態(tài)校準(zhǔn)。表1是校準(zhǔn)結(jié)果。

表1 兩分量天平校準(zhǔn)結(jié)果Table 1 The calibration result of two－component balances

1.2其他實(shí)驗(yàn)設(shè)備介紹

壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)的目的是測(cè)量壓縮拐角運(yùn)動(dòng)中摩擦阻力系數(shù)在流場(chǎng)中的分布狀況。為了實(shí)現(xiàn)這個(gè)目的，設(shè)計(jì)制作了可用于壓縮拐角流場(chǎng)的摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)裝置。如圖2所示，裝置由平板、摩擦阻力天平和可移動(dòng)的壓縮拐角機(jī)構(gòu)組成。其中，可壓縮拐角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)，其斜面坡度為10°。平板上預(yù)留了2處天平安裝位置，分別位于可運(yùn)動(dòng)壓縮拐角遠(yuǎn)端與近端，二者中心相距60mm。摩擦阻力天平具有x、y 2個(gè)分量，天平安裝時(shí)，2分量與來(lái)流方向夾角均為45°。因此在對(duì)稱流場(chǎng)中天平2個(gè)分量測(cè)得的結(jié)果理論上應(yīng)相等，且兩分量載荷的合成為模型受到的軸向載荷。

以平板流動(dòng)摩擦阻力測(cè)量裝置為基礎(chǔ)，在平板上增加壓縮拐角，其斜面作為擾動(dòng)源，實(shí)驗(yàn)中斜面沿逆來(lái)流方向運(yùn)動(dòng)，使摩擦阻力天平和擾動(dòng)流場(chǎng)產(chǎn)生沿氣流方向的相對(duì)位移，實(shí)時(shí)同步采集摩擦阻力天平信號(hào)和機(jī)構(gòu)位置信號(hào)，并計(jì)算每一個(gè)位置對(duì)應(yīng)的摩擦阻力系數(shù)，可獲得斜面前流場(chǎng)的摩擦阻力系數(shù)分布。壓縮拐角極限運(yùn)動(dòng)位置為距離天平測(cè)量面1mm處。

圖2 多用途摩擦阻力測(cè)量裝置Fig.2 Multi－purpose friction measuring device

由于壓縮拐角由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)，且伺服電機(jī)與數(shù)據(jù)采集設(shè)備共用電源，為了減小伺服電機(jī)電源對(duì)數(shù)據(jù)采集設(shè)備帶來(lái)電磁干擾（EMI），在伺服電機(jī)電源處加裝了濾波器。

1.3風(fēng)洞與流場(chǎng)參數(shù)

FD－03風(fēng)洞為暫沖式高超聲速風(fēng)洞，具有自由射流試驗(yàn)段，上游有空氣加熱器，下游有二級(jí)引射器，實(shí)驗(yàn)p0＝1MPa，T0＝360K，M∞＝5。噴管為二元噴管，噴管出口尺寸為170mm×170mm。

圖3 FD－03風(fēng)洞簡(jiǎn)圖Fig.3 The sketch of wind tunnel FD－03

1.4實(shí)驗(yàn)過(guò)程

在實(shí)驗(yàn)中，流場(chǎng)穩(wěn)定一定時(shí)間后，電腦向電機(jī)下達(dá)運(yùn)動(dòng)指令，壓縮拐角擾動(dòng)機(jī)構(gòu)在電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下向前運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)至距離2號(hào)摩擦阻力天平測(cè)量面1mm處停留5s，之后返回原位置。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中每秒采集10次數(shù)據(jù)。如圖5所示，得到天平的輸出信號(hào)反映了壓縮拐角的運(yùn)動(dòng)，2號(hào)天平的輸出當(dāng)壓縮拐角停留在其邊緣位置時(shí)出現(xiàn)了明顯的下降。

圖4 壓縮拐角擾動(dòng)機(jī)構(gòu)逐步前移Fig.4 Compression ramp gradually moves forward

1.5數(shù)據(jù)處理與誤差分析

校準(zhǔn)與實(shí)驗(yàn)采用同一套放大器和導(dǎo)線，不存在因測(cè)試系統(tǒng)變化帶來(lái)的誤差，測(cè)量傳遞比較準(zhǔn)確。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)本身分辨率到小數(shù)點(diǎn)后第6位即10－6mV／V，小數(shù)點(diǎn)后第5位即10－5mV／V數(shù)據(jù)的采集精度良好，滿足實(shí)驗(yàn)要求。

圖5 壓縮拐角機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的天平輸出信號(hào)Fig.5 The output of balance with compression ramp moving

在實(shí)驗(yàn)中，溫度是對(duì)測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生影響的主要誤差項(xiàng)。溫度的累積效應(yīng)使測(cè)量結(jié)果曲線發(fā)生漂移，實(shí)驗(yàn)時(shí)間越長(zhǎng)由溫度造成的漂移量越大。

數(shù)據(jù)處理的基本步驟可以用圖6簡(jiǎn)單概括。

圖6 壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理流程圖Fig.6 The flow chart of data processing of moving compression ramp experiment

為了測(cè)試溫度對(duì)天平信號(hào)的影響，在壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)前，進(jìn)行了多次壓縮拐角不運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的實(shí)驗(yàn)。如圖7所示，單次實(shí)驗(yàn)中各天平分量的輸出信號(hào)均呈現(xiàn)出與時(shí)間的相關(guān)性，即溫度的積累效應(yīng)使輸出曲線發(fā)生彎曲。

圖7 壓縮拐角機(jī)構(gòu)未運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的天平輸出信號(hào)Fig.7 The output of balance without ramp moving

選取了多次測(cè)試中的流場(chǎng)穩(wěn)定后天平各分量信號(hào)與時(shí)間的關(guān)系曲線進(jìn)行二次多項(xiàng)式擬合，在多次測(cè)試中二次多項(xiàng)式的二次項(xiàng)和一次項(xiàng)系數(shù)呈現(xiàn)良好的重復(fù)性。多項(xiàng)式形式如下：

以2號(hào)天平為例，圖8是2號(hào)天平2個(gè)分量在2次測(cè)試中流場(chǎng)穩(wěn)定階段的輸出。

表2給出了2號(hào)天平在這2次測(cè)試中擬合輸出曲線的二次多項(xiàng)式的二次項(xiàng)和一次項(xiàng)系數(shù)。

圖8 2號(hào)天平在2次測(cè)試中流場(chǎng)穩(wěn)定階段的輸出Fig.8 The output of balance 2＃in the stable phase of 2tests

表2 擬合二次多項(xiàng)式二次項(xiàng)系數(shù)與一次項(xiàng)系數(shù)Table 2 Quadratic term and monomial term coefficients of quadratic polynomial

結(jié)合圖表可知，在這2次實(shí)驗(yàn)中天平輸出曲線與時(shí)間具有一定的相關(guān)性，且二次多項(xiàng)式系數(shù)具有一定的重復(fù)性。因此推論壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)中得到的輸出與時(shí)間同樣具有這樣的相關(guān)性。用這2次實(shí)驗(yàn)中得到的二次項(xiàng)和一次項(xiàng)系數(shù)的均值作為新的擬合多項(xiàng)式系數(shù)，在輸出曲線上減掉這個(gè)多項(xiàng)式即可得到去掉溫度累積效應(yīng)的天平輸出曲線。具體的方法是在開(kāi)車(chē)之后的輸出信號(hào)上逐點(diǎn)減掉補(bǔ)償量，即為溫度修正后的天平輸出信號(hào)。

將修正后的天平輸出代入天平公式即可得到天平受到的兩分量載荷。

由風(fēng)洞的流場(chǎng)參數(shù)可以計(jì)算得到動(dòng)壓值，即可將載荷值無(wú)量綱化得到摩擦阻力系數(shù)。

將各分量摩擦阻力系數(shù)合成即得到流場(chǎng)軸線上的摩擦阻力系數(shù)，結(jié)果如圖12所示。

圖9 溫度修正后的天平輸出信號(hào)Fig.9 The output with temperature correction

圖10 天平測(cè)得的摩擦阻力Fig.10 Skin friction

圖11 各分量摩擦阻力系數(shù)Fig.11 Coefficient of skin friction

圖12 合成后的摩擦阻力系數(shù)Fig.12 The coefficient of resultant of skin friction

1.6實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

第二，今天我們強(qiáng)調(diào)現(xiàn)實(shí)題材創(chuàng)作，在習(xí)總書(shū)記的批示下做這部戲，是特別應(yīng)該，特別及時(shí)。今年是改革開(kāi)放40周年，改革開(kāi)放40周年對(duì)中國(guó)的改變我不用重復(fù)了，而且剛才提到安徽小崗村，一個(gè)是農(nóng)業(yè)改革，一個(gè)是工業(yè)改革，我覺(jué)得這兩個(gè)是同一個(gè)級(jí)別的題材。

在圖9中可以看到，距離壓縮拐角更近的2號(hào)天平測(cè)得的摩擦阻力系數(shù)在壓縮拐角運(yùn)動(dòng)至天平邊緣處時(shí)突變?yōu)樨?fù)值，在壓縮拐角迫近過(guò)程中摩阻系數(shù)沒(méi)有明顯波動(dòng)，這個(gè)實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象表明壓縮拐角對(duì)流場(chǎng)的影響范圍很小。而1號(hào)天平距離2號(hào)天平有60mm，因此當(dāng)壓縮拐角在2號(hào)天平邊緣處時(shí)無(wú)法對(duì)1號(hào)天平周?chē)鲌?chǎng)產(chǎn)生明顯的干擾。因此可以明確1號(hào)天平測(cè)得的摩擦阻力系數(shù)在壓縮拐角運(yùn)動(dòng)中出現(xiàn)波動(dòng)并非由于流場(chǎng)波動(dòng)導(dǎo)致。這個(gè)實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象真實(shí)原因尚不明確。

在統(tǒng)計(jì)了多次實(shí)驗(yàn)，匯總天平各分量測(cè)得的摩擦阻力系數(shù)后，針對(duì)不同的流動(dòng)類(lèi)型由表3給出了實(shí)驗(yàn)測(cè)量的均值和不確定度。

表3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果的不確定度分析Table 3 The uncertainty of experiment result

文獻(xiàn)［13］利用大渦模擬與雷諾數(shù)平均模型雜合方法（LES／RANS）和雷諾數(shù)平均N－S模型（RANS）模擬了二維壓縮拐角流動(dòng)中平板的摩擦阻力系數(shù)。文獻(xiàn)［13］選取的模型為28°壓縮拐角，p0＝2.17MPa，T0＝350K，M∞＝4.95。

圖13中X／δ0表示與壓縮拐角邊緣的距離，X／δ0＜0為遠(yuǎn)離壓縮拐角的一側(cè)。圖13顯示在靠近壓縮拐角邊緣處，即激波邊界層干涉區(qū)域內(nèi)，摩擦阻力系數(shù)出現(xiàn)負(fù)值。實(shí)驗(yàn)中摩擦阻力的變化現(xiàn)象與此吻合。

圖13 文獻(xiàn)［13］的仿真計(jì)算結(jié)果Fig.13 The simulation result from Ref.［13］

2 乘波體實(shí)驗(yàn)

2.1實(shí)驗(yàn)設(shè)備與天平介紹

乘波體實(shí)驗(yàn)的目的主要是測(cè)量在高超聲速飛行狀態(tài)下乘波體底面的摩擦阻力，并測(cè)量不同迎角狀態(tài)下的摩擦阻力變化趨勢(shì)。

乘波體模型通過(guò)一個(gè)插入式迎角機(jī)構(gòu)固定在風(fēng)洞內(nèi)。摩擦阻力天平安裝在乘波體模型底部的凹槽內(nèi)，2個(gè)天平沿模型軸線分布，如圖14所示。

在乘波體實(shí)驗(yàn)中，采用了與壓縮拐角實(shí)驗(yàn)中相同的天平設(shè)計(jì)，但修改為單分量。天平量程0.05N。

實(shí)驗(yàn)前對(duì)天平進(jìn)行了靜態(tài)校準(zhǔn)。表4是校準(zhǔn)結(jié)果。

圖14 乘波體模型與天平安裝位置Fig.14 The model of wave rider and the installation of balance

表4 單分量天平校準(zhǔn)結(jié)果Table 4 The calibration result of one－component balance

2.2風(fēng)洞與流場(chǎng)參數(shù)

乘波體實(shí)驗(yàn)在FD－07風(fēng)洞進(jìn)行，F(xiàn)D－07風(fēng)洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風(fēng)洞。噴管出口直徑為Φ0.5m。試驗(yàn)馬赫數(shù)為5～12。實(shí)驗(yàn)中p0＝1MPa，T0＝360K，M∞＝5。

2.3實(shí)驗(yàn)過(guò)程

在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，流場(chǎng)建立前模型保持在流場(chǎng)之外，流場(chǎng)穩(wěn)定后插入式迎角機(jī)構(gòu)帶動(dòng)模型進(jìn)入流場(chǎng)，隨后模型的迎角由0°逐漸變化至5°，由5°至10°，最終由10°回歸0°。每次變化時(shí)間約1.3s，在0°、5°和10°狀態(tài)分別保持約5s。每秒共采集10次數(shù)據(jù)。

2.4數(shù)據(jù)處理與誤差分析

在本實(shí)驗(yàn)中，對(duì)測(cè)量結(jié)果可能產(chǎn)生影響的主要干擾項(xiàng)有天平自重和溫度這2項(xiàng)。其中天平自重項(xiàng)是指在模型的運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，天平重力方向與天平軸向發(fā)生變化，使得天平的輸出發(fā)生改變。溫度項(xiàng)是指在吹風(fēng)過(guò)程中，溫度逐漸上升產(chǎn)生的累積效應(yīng)使得天平輸出發(fā)生變化。因此在數(shù)據(jù)處理中需要針對(duì)這2項(xiàng)誤差進(jìn)行修正。

數(shù)據(jù)處理的基本步驟可以用圖15中的流程圖簡(jiǎn)單概括。

針對(duì)自重引起的誤差，在未吹風(fēng)狀態(tài)先取得天平在改變迎角運(yùn)動(dòng)中的信號(hào)輸出。如圖16所示。由此可以得到單位角度的改變量會(huì)對(duì)天平讀數(shù)帶來(lái)的增量。在每車(chē)次吹風(fēng)前，都進(jìn)行這個(gè)測(cè)量。

取得天平在吹風(fēng)狀態(tài)下的輸出信號(hào)，如圖17所示。根據(jù)實(shí)驗(yàn)中模型的運(yùn)動(dòng)過(guò)程據(jù)點(diǎn)加入相應(yīng)的自重修正量，之后可以得到圖18中的結(jié)果。

將天平輸出代入天平公式，即可得到天平測(cè)得的載荷值。由風(fēng)洞的流場(chǎng)參數(shù)可以計(jì)算得到動(dòng)壓值，即可將載荷值無(wú)量綱化得到摩擦阻力系數(shù)，如圖19所示。

圖15 乘波體實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理流程圖Fig.15 The flow chart of data processing of wave rider experiment

圖16 模型迎角運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致天平輸出變化Fig.16 The output brought by the change of attack angle

圖17 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中的天平輸出Fig.17 The output in the wind tunnel test

圖18 引入自重修正的天平輸出Fig.18 The output with weight correction

從圖19中可以看到，曲線呈現(xiàn)一定的下降趨勢(shì)，需要引入溫度修正來(lái)抵消溫度累積效應(yīng)引起的誤差。在本實(shí)驗(yàn)中沒(méi)有采用壓縮拐角實(shí)驗(yàn)中的溫度修正方法，原因是在不同迎角下熱流密度存在差異，不能通過(guò)單一的二次多項(xiàng)式進(jìn)行擬合。在本實(shí)驗(yàn)中，將每條輸出曲線的一階漸近線作為溫度影響的擬合。在獲得實(shí)驗(yàn)中天平輸出的線性擬合后，依照擬合得到的直線斜率逐點(diǎn)增加遞增的補(bǔ)償量。

圖19 摩擦阻力系數(shù)Fig.19Coefficient of skin friction

如圖20所示，經(jīng)過(guò)溫度修正后基本排除了溫度效應(yīng)的影響，可以觀察到上圖的摩擦阻力系數(shù)曲線初零點(diǎn)和末零點(diǎn)之間仍存在一個(gè)偏移量。這個(gè)偏移量的主要產(chǎn)生原因是風(fēng)洞起動(dòng)和關(guān)機(jī)引起的沖擊帶來(lái)的信號(hào)不回零。參考常規(guī)的數(shù)據(jù)處理方法，取初、末零點(diǎn)的平均值，用該值對(duì)整條曲線進(jìn)行平移。得到修正后的結(jié)果如圖21所示。

圖20 溫度修正后的摩擦阻力系數(shù)Fig.20 The coefficient with temperature correction

圖21 引入零點(diǎn)修正后的摩擦阻力系數(shù)Fig.21 The coefficient of skin friction with zero correction

2.5實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

通過(guò)上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以得出模型下表面中心上的摩擦阻力與模型迎角之間的關(guān)系，如圖22所示。從圖22中可以看到，摩擦阻力系數(shù)與迎角呈正相關(guān)。

2個(gè)天平在多次試驗(yàn)中測(cè)得0°迎角下摩擦阻力系數(shù)均值為0.0007，5°迎角下為0.0010，10°迎角下為0.001 75。1號(hào)天平測(cè)量不確定度為4.8%，2號(hào)天平測(cè)量不確定度為7.9%。

圖22 摩擦阻力系數(shù)與迎角的關(guān)系Fig.22 Relationship between coefficient of skin friction and angle of attack

3 結(jié) 論

在上述2個(gè)實(shí)驗(yàn)中，使用應(yīng)變型天平在高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行了模型表面摩擦阻力系數(shù)測(cè)量，得到以下結(jié)論：

（1）高超聲速摩擦阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)表明，無(wú)論是內(nèi)外流場(chǎng)，摩擦阻力的量值都比較小，對(duì)摩阻天平要求較高，為獲得可靠的數(shù)據(jù)有必要針對(duì)天平進(jìn)行篩選，測(cè)試實(shí)驗(yàn)也應(yīng)當(dāng)增加重復(fù)車(chē)次以提高實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的置信度；

（2）在壓縮拐角運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)中，壓縮拐角的運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致激波位置移動(dòng)，摩擦阻力系數(shù)的變化反映了激波干擾帶來(lái)的影響。實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象與文獻(xiàn)［13］計(jì)算模擬的摩擦阻力變化規(guī)律吻合較好，但由于工況不同等原因有量值差別。摩擦阻力測(cè)量裝置前端安裝的天平輸出在壓縮拐角運(yùn)動(dòng)時(shí)出現(xiàn)波動(dòng)，這種波動(dòng)不是由流場(chǎng)擾動(dòng)引起的，真實(shí)原因需要進(jìn)一步研究；

（3）在乘波體實(shí)驗(yàn)中，模型下表面中心線上的摩擦阻力系數(shù)隨迎角的增大而增大；

（4）2組實(shí)驗(yàn)中，最佳實(shí)驗(yàn)不確定度優(yōu)于5%，整體實(shí)驗(yàn)不確定度優(yōu)于12%，技術(shù)水平和國(guó)外文獻(xiàn)相當(dāng)。

［1］ Silverster T B，Morgan R G.Skin－friction measurements and flow establishment within a long duct at superorbital speeds［J］.AIAA Journal，2008，46（2）：527－536.

［2］ Smith T B，Schetz J A，Bui T T.Development and ground testing of direct measuring skin friction gages for high enthalpy supersonic flight tests［D］.Blacksburg：Virginia Polytechnic Institute and State University，2001.

［3］Schetz J A.Direct measurement of skin friction in complex flows［C］／／Proceedings of the 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.Orlando，F(xiàn)lorida，USA.2010：1－28.

［4］Bowersox R，Schetz J，Chadwick K，et al.Direct measurements of skin friction in hypersonic high enthalpy impulsive scramjet experiments［R］.AIAA－94－0585，1994.

［5］ Magill S，MacLean M，Schetz J，et al.Study of direct－measuring skin－friction gauge with rubber sheet for damping［J］.AIAA Journal，2002，40（1）：50－57.

［6］ Tsuru T，Tomioka S，Kudo K，et al.Skin—friction measurements in supersonic combustion flows of a scramjet combustor［R］.AIAA－2008－4578，2008.

［7］ Chadwick K，Schetz J.Direct measurements of skin friction in high－enthalpy high－speed flows［R］.AIAA－92－5036，1992.

［8］ Goldfeld M，Nestoulia R，F(xiàn)alempin F.The direct measurement of friction in the boundary layer at supersonic flow velocities［R］.AIAA－2001－1769，2001.

［9］ 馬洪強(qiáng)，高賀，畢志獻(xiàn).高超聲速飛行器相關(guān)的摩擦阻力直接測(cè)量技術(shù)［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（4）：83－88.

Ma H Q，Gao H，Bi Z X.Direct measurement of skin friction for hypersonic flight vehicle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2011，25（4）：83－88.

［10］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.

［11］呂治國(guó)，李國(guó)君，趙榮娟，等.激波風(fēng)洞高超聲速摩擦阻力直接測(cè)量技術(shù)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2013，27（6）：81－85.

Lyu Z G，Li G J，Zhao R J，et al.Direct measurement of skin friction at hypersonic shock tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2013，27（6）：81－85.

［12］Bland S M，Sang A K，Schetz J，et al.Improved direct measurement fiber－optic skin friction gauge for flight test and laboratory applications［C］／／25th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference.2006：3836.

［13］Edwards J R.Simulation of transient dynamics of shock wave boundary layer interactions using hybrid large－eddy／Reynoldsaveraged Navier－Stokes models［R］.North Carolina State University at Raleigh，2007.

Direct measurement of skin friction in hypersonic wind tunnel

Ma Hongqiang，Wen Haoju＊
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

The experiments of direct measurement of skin friction in hypersonic wind tunnels FD－03and FD－07of CAAA are introduced.Two－component and one－component strain－gage balances are developed to the application of moving compression ramp experiment and wave rider experiment，respectively.In the experiments，the total pressure is 1MPa，total temperature is 360K and Mach number is 5.There are two balances installed in each model as measuring points.In the moving compression ramp experiment，the skin friction of plate is measured.The flow field is found to be interfered by the moving compression ramp，and the skin friction of the compressed ramp motion interference region is measured.In the wave rider experiment，the skin friction of the model is measured and the relationship between the skin friction and the angle of attack has been found.Temperature correction is introduced to the experimental data processing.In all the experiments，the uncertainty is less than 12%.

skin friction；strain gage balance；wave rider；hypersonic

V211.752

：A

（編輯：楊 娟）

1672－9897（2016）03－0085－07

10.11729／syltlx20150118

2015－09－17；

2015－11－05

＊通信作者E－mail：heijieying＠126.com

Ma H Q，Wen H J.Direct measurement of skin friction in hypersonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：85－91.馬洪強(qiáng)，溫昊駒.高超聲速摩擦阻力直接測(cè)量實(shí)驗(yàn)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（3）：85－91.

馬洪強(qiáng)（1972－），男，黑龍江伊春人，研究員。研究方向：實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)，應(yīng)變天平。通信地址：北京市7201信箱39分箱（100074）。E－mail：mhq1972＠126.com