高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩對旋轉(zhuǎn)鈍錐自由飛運動的影響

宋威，趙小見，魯偉，蔣增輝

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩對旋轉(zhuǎn)鈍錐自由飛運動的影響

宋威*，趙小見，魯偉，蔣增輝

中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

通過在鈍錐模型表面上布置人工絆線促使邊界層強迫轉(zhuǎn)捩，采用運動自由度不受約束的風洞模型自由飛試驗技術研究邊界層轉(zhuǎn)捩對高超聲速旋轉(zhuǎn)鈍錐自由飛行運動特性和氣動特性的影響規(guī)律，并與自然轉(zhuǎn)捩的旋轉(zhuǎn)鈍錐風洞模型自由飛試驗結(jié)果作對比分析，試驗馬赫數(shù)為5.0，以模型長為特征尺寸的自由流雷諾數(shù)為1.68×106。研究結(jié)果表明：有人工絆線的旋轉(zhuǎn)鈍錐在自由飛行過程中有“激勵穩(wěn)定”的繞流流場，產(chǎn)生動態(tài)穩(wěn)定的自由飛運動(動穩(wěn)定導數(shù)系數(shù)小于0)，而無轉(zhuǎn)捩絆線的旋轉(zhuǎn)鈍錐在自由飛行中則有“激勵不穩(wěn)定”的繞流流場，產(chǎn)生動態(tài)不穩(wěn)定的自由飛運動(動穩(wěn)定導數(shù)系數(shù)大于0)。

高超聲速；邊界層轉(zhuǎn)捩；旋轉(zhuǎn)鈍錐；人工絆線；自由飛試驗；動穩(wěn)定導數(shù)系數(shù)

旋轉(zhuǎn)飛行器是指彈體在飛行過程中繞自身縱軸連續(xù)滾轉(zhuǎn)的一類飛行器，常見于各種炮彈、火箭彈、導彈和再入飛行器等[1]。飛行器繞自身縱軸旋轉(zhuǎn)具有“平均”空氣動力非對稱性、結(jié)構(gòu)不對稱及推力偏心等干擾因素對彈體運動的消極影響，以及可以簡化控制系統(tǒng)等優(yōu)點，飛行器再入段旋轉(zhuǎn)則可以避免氣動加熱單面燒蝕作用引起的氣動不對稱，但旋轉(zhuǎn)飛行也會“激發(fā)”出一些新的不對稱氣動力，如旋轉(zhuǎn)飛行器縱軸相對于速度方向一般是不重合的，即迎角α與側(cè)滑角β不為零，由于旋轉(zhuǎn)與偏流相互耦合，飛行器外形上的空氣動力載荷將呈現(xiàn)出不對稱分布，從而產(chǎn)生出非常規(guī)的力和力矩作用在飛行器上，使其縱向運動和橫向運動相互交連在一起，當這種附加力和力矩超過某一限度時，將會發(fā)生Magnus不穩(wěn)定、耦合共振、自轉(zhuǎn)閉鎖等現(xiàn)象，使飛行失常[2-3]。更為嚴重的是某些旋轉(zhuǎn)飛行器無控自由再入飛行時在一定飛行高度范圍內(nèi)表面會發(fā)生邊界層非對稱轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，邊界層非對稱轉(zhuǎn)捩可改變飛行器俯仰阻尼動導數(shù)的符號，產(chǎn)生非線性負阻尼現(xiàn)象，使飛行迎角發(fā)散，影響飛行器的空氣動力特性，輕則削弱其戰(zhàn)術技能，重則導致近彈，甚至中途掉彈[4-6]，因此研究邊界層轉(zhuǎn)捩對旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛運動特性和氣動特性影響具有一定的工程應用價值及學術意義。

國內(nèi)外研究邊界層轉(zhuǎn)捩對飛行器(多為非旋轉(zhuǎn)飛行器)自由飛運動特性和氣動特性影響問題，主要有彈道靶自由飛試驗[7-12]、大氣模型自由飛試驗[13-15]和風洞模型自由飛試驗[16]，如Potter[7]在阿諾德工程發(fā)展中心(Amold Engineering Development Center，AEDC)彈道靶進行了10°半錐角的尖錐模型的高超聲速彈道靶自由飛試驗，研究模型迎角、表面溫度等因素對邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，證實在彈道靶邊界層轉(zhuǎn)捩試驗中存在單位雷諾數(shù)效應；Reda[9]在彈道靶進行了5°半錐角尖錐模型的邊界層轉(zhuǎn)捩自由飛試驗，研究絕熱壁溫比和單位雷諾數(shù)對邊界層轉(zhuǎn)捩及其發(fā)展規(guī)律的影響；宋威等[16]通過在10°半錐角尖錐表面布置人工轉(zhuǎn)捩絆線強迫邊界層轉(zhuǎn)捩，采用風洞模型自由飛試驗技術研究邊界層轉(zhuǎn)捩對高超聲速再入體無控自由飛的運動特性和氣動特性的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)有轉(zhuǎn)捩絆線的細長尖錐的運動特性明顯不同于無絆線的細長尖錐，并表現(xiàn)出完全不同的靜態(tài)、動態(tài)氣動特性。

國內(nèi)外研究旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛運動與氣動特性主要集中在彈道靶自由飛試驗[17-18]和風洞模型自由飛試驗[19-21]，如Dupuis在彈道靶中開展了(馬赫數(shù)Ma=1.5～4.0)高速旋轉(zhuǎn)(ωx=3 500 rad/s)對大長細比(l/d=27)靜穩(wěn)定拋射體的動態(tài)氣動特性影響研究，發(fā)現(xiàn)高速旋轉(zhuǎn)對低馬赫數(shù)(Ma=1.5～2.5)下的動態(tài)氣動特性影響比較顯著，隨著馬赫數(shù)的增大，影響減弱；蔣增輝和陳農(nóng)[19]在高超聲速風洞中開展10°鈍錐雙平面拍攝風洞自由飛試驗，實現(xiàn)對風洞中自由飛行的旋轉(zhuǎn)鈍錐在水平和垂直2個平面內(nèi)飛行姿態(tài)的直接同步拍攝和記錄，對雙平面數(shù)據(jù)辨識方法進行研究，進而獲得旋轉(zhuǎn)鈍錐模型的靜、動導數(shù)，給出判定模型動態(tài)運動穩(wěn)定性的判據(jù)，并采用氣動導數(shù)軸對稱假設和考慮非對稱的角運動方程，對雙平面拍攝的10°旋轉(zhuǎn)鈍錐高超聲速風洞自由飛試驗數(shù)據(jù)進行辨識比較，發(fā)現(xiàn)軸對稱旋轉(zhuǎn)飛行器存在氣動導數(shù)的非對稱性，其中動導數(shù)的非對稱性尤其嚴重，氣動導數(shù)的非對稱性對瞬態(tài)角運動以及總迎角的峰值、谷值及相位均存在明顯影響。

以上文獻都沒有開展過邊界層轉(zhuǎn)捩對高超聲速旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛行運動與氣動特性的影響研究，只是從單一因素考慮。因此，本文通過在鈍錐模型布置絆線作為人工固定轉(zhuǎn)捩，采用風洞模型自由飛試驗技術來研究邊界層轉(zhuǎn)捩對高超聲速旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛行的運動和氣動特性的影響。

1 試驗設備與方法

試驗是在中國航天空氣動力技術研究院FD-07高超聲速風洞中完成的，F(xiàn)D-07風洞是一座?0.5 m量級的常規(guī)高超聲速風洞，工作介質(zhì)為空氣，屬于暫沖、吹引、半開口自由射流式，正面拍攝觀察窗尺寸為520 mm×320 mm，紋影儀直徑?=350 mm[16]。

試驗模型用夾持器抱緊并安置在帶有氣動推桿的發(fā)射筒內(nèi)，整套發(fā)射筒與風洞刀架相連，可通過改變刀架的迎角來改變模型的初始發(fā)射迎角，當風洞起動且氣流穩(wěn)定后，同步控制儀發(fā)出信號，高壓氣源開始供氣，推動模型以一定的速度V0(遠小于來流速度V∞)發(fā)射到風洞穩(wěn)定流場中，模型在風洞中無約束地“自由飛行”近200 mm(目的是減少發(fā)射帶來的初擾動)，當模型進入拍攝觀察窗時，高速攝影機啟動，拍攝模型在風洞流場中的動態(tài)圖像并存儲下來，發(fā)射速度可通過調(diào)節(jié)活塞發(fā)射壓力P以及活塞行程來控制，通過使模型在發(fā)射筒內(nèi)沿軸線前進過程中也沿螺旋線(膛線)旋轉(zhuǎn)來獲取一定的旋轉(zhuǎn)速度ωx,ωx=2V0tanδ/d,d為發(fā)射筒的直徑，δ為纏角[22]。

試驗中采用高速攝像機進行單平面流場拍攝，能記錄試驗模型沿縱向X、鉛垂方向Y以及俯仰方向θ的運動。試驗馬赫數(shù)Ma=5.0，拍攝速度為2 000幀/s，相鄰兩幀圖像的時間間隔Δt=0.5 ms。

通過圖像自動判讀處理系統(tǒng)對記錄的模型自由飛行的運動軌跡進行量化，判讀出俯仰角的時間觀測值(θi,ti),i=1，2，…,N,氣動參數(shù)辨識采用較為簡單易行的三周期法來對自由飛數(shù)據(jù)進行處理[19]。可簡化如下方程：

θ=θ1eq1cos(ω1t+φ1)+c1+θ2eq2cos(ω2t+φ2)

(1)

式中：θ1、θ2為初始俯仰角；q1、q2為阻尼指數(shù)；ω1、ω2為角頻率；φ1、φ2為相位角；c1為常數(shù)項。

2 試驗模型與狀態(tài)

風洞模型自由飛試驗技術是一種完全非定常風洞試驗模擬技術，試驗模型的設計需要考慮多種因素，首先與其他所有風洞試驗模型一樣需遵循相關的氣動相似準則(幾何相似、馬赫數(shù)相似、雷諾數(shù)相似等)；其次還需保證運動動力學相似。

文獻[16]采用10°半錐角尖錐模型研究邊界層絆線轉(zhuǎn)捩對非旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛運動的影響，考慮到加工工藝等誤差，實際飛行器不可能做到絕對尖頭，且飛行器的尖頭極易被燒蝕，不對稱的燒蝕會導致氣動外形的變化，故本文的研究采用頭部有一定鈍度的鈍錐模型，更接近飛行器的實際外形，對工程設計具有一定的應用價值。當流體流過鈍錐時，將在頭部形成一道弓形激波，尖錐則產(chǎn)生附體錐型激波。

鈍錐有/無絆線外形尺寸如圖1所示，人工轉(zhuǎn)捩絆線是?0.2 mm的金屬絲，金屬絲圍成環(huán)狀用膠粘貼在模型表面，絆線起始點距前端長度Xt=30.78 mm,絆線區(qū)軸向長度Lt=6 mm,模型表面粗糙度Ra=0.8 μm,靜態(tài)或動態(tài)氣動力系數(shù)的參考長度L=0.076 22 m,參考面積S=8.193 98×10-4m2。鈍錐模型的質(zhì)量特性參數(shù)如表1所示。

本次風洞自由飛試驗模型的旋轉(zhuǎn)速度ωx=1 634.45 rad/s,對應的發(fā)射速度V0=7.56 m/s,

表1 鈍錐模型的質(zhì)量特性參數(shù)

圖1 鈍錐模型外形Fig.1 Blunt cone model shape

表2 鈍錐模型風洞自由飛試驗狀態(tài)及姿態(tài)角變化范圍Table 2 Wind tunnel free flight test state and attitude angle variation zone of blunt cone model

TestWithtripNondimensionalrollrateωxDynamicpressureq∞/PaVelocityV∞/(m·s-1)ReynoldsnumberRe/106Attitudeanglezoneθ/(°)ⅠYes0．1967075790．31．68-8．083?8．642ⅡYes0．1967075790．31．68-6．535?6．731ⅢNo0．1967075790．31．68-3．201?3．368ⅣNo0．1967075790．31．68-3．864?4．136

3 試驗結(jié)果與分析

從圖2中可看出有/無轉(zhuǎn)捩絆線的兩次試驗俯仰角的重復性相對常規(guī)風洞靜態(tài)測力試驗要差一些(包括大小和相位上的差異)，這些差異可能是各種試驗因素(高速攝像機振動、圖像判讀精度、風洞自由飛試驗模型加工的誤差、模型質(zhì)量特性的誤差和轉(zhuǎn)捩絆線粘貼位置的誤差等)造成的，但模型俯仰角的總體變化趨勢基本上是一致的。

圖3為由高速攝像機通過風洞觀察窗所拍攝到的有/無轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)鈍錐模型在豎直平面內(nèi)(近似為模型的迎角α平面)逆著來流方向自由飛行的動態(tài)運動圖像序列，對應的試驗序號分別為Ⅱ(車次213)與Ⅳ(車次216)，由于高速攝像機拍攝速度比較高，每間隔16幀圖像取一幅，由圖3可定性獲得3點運動信息：①旋轉(zhuǎn)鈍錐模型在自由飛行運動的過程中俯仰方向出現(xiàn)明顯的振蕩運動(圖中不易分辨出振幅是衰減的還是遞增的，需通過圖像自動判讀出俯仰角θ的時間歷程方可知曉)；②旋轉(zhuǎn)鈍錐模型的縱向運動(平行于氣流，定義為X方向)為模型從觀察窗一側(cè)“飛入”，自由飛行到另一側(cè)時絕對速度恰好為零，然后倒飛回來，這可以通過設置合理的初始發(fā)射壓力參數(shù)來實現(xiàn)，目的是獲得更多的試驗記錄畫面；③旋轉(zhuǎn)鈍錐模型垂直方向位移(垂直于氣流，定義為Y方向)在氣動升力與重力共同作用是逐漸下降的。

圖2 有/無絆線的兩次試驗俯仰角運動重復性曲線Fig.2 Repeatability curves for two pitching angles test with or without artificial trip

對應的旋轉(zhuǎn)鈍錐高超聲速風洞自由飛試驗的俯仰姿態(tài)角θ時間歷程如圖4所示，可看出無論是有絆線(強迫轉(zhuǎn)捩)還是無絆線(自然轉(zhuǎn)捩)情況下，模型的俯仰姿態(tài)角θ都出現(xiàn)明顯的周期振蕩運動，有轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)模型的俯仰角振幅隨時間推移都有逐漸衰減的趨勢，無轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)模型的俯仰角振幅則相反，但在同一風洞試驗狀態(tài)下，強迫轉(zhuǎn)捩的旋轉(zhuǎn)鈍錐自由飛運動的俯仰角最大振幅比自然轉(zhuǎn)捩時要大，原因可能是模型剛開始自由飛行時，有人工轉(zhuǎn)捩絆線對模型表面的流場是個大的初擾動，影響模型表面的流場分布，進而誘導出比無轉(zhuǎn)捩絆線的模型更大的非對稱氣動力與力矩，但隨著自由飛行時間的推移，有轉(zhuǎn)捩絆線的模型表面流場趨于對稱，導致俯仰角運動呈現(xiàn)緩慢衰減的性質(zhì)。圖5為試驗Ⅱ?qū)木€位移曲線時間歷程圖，與圖3(a)圖片序列基本一致。

圖3 旋轉(zhuǎn)鈍錐模型在風洞中自由飛行序列圖像Fig.3 Typical free flight sequence pictures of spinning blunt cone model in wind tunnel

圖6為使用文獻[19]式(1)對試驗Ⅱ與Ⅲ俯仰角運動觀測值擬合得到的曲線，試驗得到2.5個周期以上的數(shù)據(jù)，因此試驗數(shù)據(jù)處理精度可得到一定的保證，擬合回代值與原始值在大多數(shù)點重合較好，在峰谷值附近離散度稍微大些，但從擬合標準誤差來看，滿足辨識精度要求。

圖4 有/無轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)鈍錐模型俯仰角時間歷程Fig.4 History of pitching angle for spinning blunt cone model with and without trip

圖5 試驗Ⅱ旋轉(zhuǎn)模型的線位移時間歷程Fig.5 History of line displacement for test Ⅱ spinning model

圖6 俯仰角測量值與擬合回代值對比Fig.6 Comparison of measurement and fitting back substitution of pitching angle

表3 旋轉(zhuǎn)鈍錐模型風洞自由飛試驗數(shù)據(jù)的擬合結(jié)果Table 3 Fitting results of wind tunnel free flight test of spinning blunt cone model

Serialnumberθ1q1ω1φ1θ2q2ω2φ2c1SDθ()Cmα/(rad·s-1)Cmq+Cα/(rad·s-1)Ⅰ 0．001150-5．568198．3231．093 0．13472-5．39199．3081．179 0．0062700．0035-0．0258-0．1494Ⅱ 0．094000-4．754195．4501．034 0．11800-4．118102．4570．1596 0．0058000．0050-0．0355-0．1567Ⅲ-0．00037919．316205．4510．324-0．0161015．178104．7910．175-0．0004550．0047-0．0283 0．4702Ⅳ-0．00046523．135200．2890．257-0．0268014．462110．7910．189-0．0006850．0028-0．0384 0．4630

4 結(jié) 論

1) 有轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)模型的初始激勵角振幅明顯大于無轉(zhuǎn)捩絆線旋轉(zhuǎn)模型的初始激勵角振幅，但有絆線旋轉(zhuǎn)模型的俯仰角隨時間推移有逐漸衰減的趨勢，而無轉(zhuǎn)捩絆線的旋轉(zhuǎn)模型則相反。

風洞模型自由飛試驗技術只能從宏觀上研究邊界層轉(zhuǎn)捩對旋轉(zhuǎn)飛行器自由飛運動與氣動特性的影響規(guī)律，由于風洞流場顯示技術的局限性與高速攝像機分辨率的限制, 不能觀察到微觀的流場變化，因而研究與發(fā)展飛行器無控自由飛非定常數(shù)值模擬技術是今后的工作重點，這將為研究高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩影響旋轉(zhuǎn)飛行器無控自由飛行運動穩(wěn)定性的流動機理提供幫助。

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Effectofboundarylayertransitiononfreeflightmotionofhypersonicspinningbluntcone

SONGWei*，ZHAOXiaojian，LUWei，JIANGZenghui

ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China

Thispaperfirstlyresearchsthefreeflightmotionalandaerodynamiccharacteristicswhichisaffectedbyboundarylayertransitionforthehypersonicspinningbluntconebyartificiallyfixingtrippedthreadthatcanproducethechangeoflaminartoturbulentonthebluntconemodelsurfacebythewindtunnelfreeflighttestwhichthemotionfreedomisnotlimited，thengivesacontraryanalysiswiththenaturaltransitionalwindtunnelfreeflighttestresult.TheexperimentMachnumberis5.0andthefreeflowReynoldsnumberbasedonthemodellengthis1.68×106.Theexperimentalresultshowsthatthespinningbluntconemodelwithartificialtrippedthreadhasanincentivestableflowthatresultinadynamicstablefreeflightmotionwhichthedynamicstabilityderivativecoefficientlessthan0;however,theflowisunstableforthespinningbluntconemodelwithouttrippedthreadwhichhaveadifferentmotionandaerodynamiccharacteristicsandthedynamicstabilityderivativecoefficientisabovezerowhichleadtothehypersonicbluntconefreeflightmotionisunsteady.

hypersonic;boundarylayertransition；spinningbluntcone；artificialtrippedthread；freeflighttest；dynamicstabilityderivativecoefficient

2017-04-05；Revised2017-05-09；Accepted2017-06-19；Publishedonline2017-06-231024

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10.7527/S1000-6893.2017.121295

V211.7；V212.1

A

1000-6893(2017)11-121295-07

2017-04-05；退修日期2017-05-09；錄用日期2017-06-19；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

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宋威，趙小見，魯偉，等．高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩對旋轉(zhuǎn)鈍錐自由飛運動的影響J．航空學報,2017,38(11):121295.SONGW,ZHAOXJ,LUW,etal.EffectofboundarylayertransitiononfreeflightmotionofhypersonicspinningbluntconeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(11):121295.

(責任編輯：李明敏)