MF-1模型飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩結(jié)果初步分析

袁先旭, 何 琨, 陳堅(jiān)強(qiáng), 張毅鋒, 王安齡, 國(guó)義軍

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算所空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2.空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

邊界層轉(zhuǎn)捩是經(jīng)典物理學(xué)遺留的少數(shù)經(jīng)典基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題之一[1-2]，與湍流一道被稱為“世紀(jì)難題”。對(duì)于高超聲速飛行器來(lái)說(shuō)，邊界層轉(zhuǎn)捩對(duì)TPS(熱防護(hù)系統(tǒng))的設(shè)計(jì)有十分重要的影響，設(shè)計(jì)時(shí)采用不同的邊界層轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則，TPS的質(zhì)量變化可達(dá)25%。目前，數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)仍不能全面、可靠地揭示邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，比如風(fēng)洞試驗(yàn)無(wú)法模擬飛行時(shí)的來(lái)流擾動(dòng)和壁溫/總溫比等參數(shù)，數(shù)值模擬采用的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型需要標(biāo)定系數(shù)。

眾所周知，空氣動(dòng)力學(xué)研究有三大手段：風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算、模型飛行試驗(yàn)(早期稱模型自由飛)。我國(guó)著名科學(xué)家錢學(xué)森早在1960年代就指出“我們發(fā)展自己的飛機(jī)，要發(fā)展模型自由飛這種方法，解決風(fēng)洞吹風(fēng)不易解決的氣動(dòng)問(wèn)題”。而高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩就是一個(gè)典型的“風(fēng)洞吹風(fēng)不易解決的氣動(dòng)問(wèn)題”，國(guó)際學(xué)術(shù)與工程界的普遍做法就是三大手段相結(jié)合，其中，模型飛行試驗(yàn)研究不可或缺[3-5]。如美國(guó)AFRL和澳大利亞DSTO聯(lián)合實(shí)施的HIFiRE計(jì)劃[6-8], 2006年11月啟動(dòng)，迄今未結(jié)束，共有3發(fā)研究邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題(HIFiRE-1、5、9)。其中HIFiRE-1采用的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榘脲F角7°、前緣半徑R2.5mm的圓錐(圖1)，飛行試驗(yàn)雖只部分成功(RCS損壞)，但仍獲得了4點(diǎn)獨(dú)特結(jié)果：1) 得到了真實(shí)飛行環(huán)境下的轉(zhuǎn)捩判據(jù)N值約為14，而地面風(fēng)洞預(yù)測(cè)為4左右；2) 發(fā)現(xiàn)飛行上升段轉(zhuǎn)捩過(guò)程呈現(xiàn)出一定的間歇性，初步推測(cè)其可能原因是轉(zhuǎn)捩過(guò)程對(duì)飛行器姿態(tài)敏感；3) 發(fā)現(xiàn)返回段迎風(fēng)子午線上，風(fēng)洞轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)高于飛行的新現(xiàn)象，初步推測(cè)其原因是在迎風(fēng)子午線上由低壁溫比產(chǎn)生的非穩(wěn)定影響比由于風(fēng)洞噪聲產(chǎn)生的非穩(wěn)定性影響大；4) 返回段，在圓錐肩部轉(zhuǎn)捩之前出現(xiàn)了非預(yù)期的周期壓力脈動(dòng)，其兩個(gè)主頻(270 Hz和570 Hz)遠(yuǎn)低于第二模態(tài)和非定常橫流渦模態(tài)，是否為定常橫流渦模態(tài)，需要進(jìn)一步研究。

目前，我國(guó)高超聲速飛行器正在向“并跑”和“領(lǐng)跑”跨越，飛行器設(shè)計(jì)逐步擺脫國(guó)外參照物。此情況下，設(shè)計(jì)理念、設(shè)計(jì)思想對(duì)基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題認(rèn)知的依賴日益增長(zhǎng)。比如多個(gè)先進(jìn)飛行器的研制都對(duì)轉(zhuǎn)捩機(jī)理、預(yù)測(cè)與控制提出了強(qiáng)烈需求。為此，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心提出了首發(fā)驗(yàn)證性航天模型飛行試驗(yàn)任務(wù)(MF-1)，獲取真實(shí)飛行條件下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，來(lái)驗(yàn)證地面風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算預(yù)測(cè)的邊界層轉(zhuǎn)捩結(jié)果，進(jìn)一步加深對(duì)相關(guān)氣動(dòng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)，提升高超聲速氣動(dòng)熱環(huán)境和氣動(dòng)力的預(yù)測(cè)精度，修正地面設(shè)計(jì)、計(jì)算和試驗(yàn)方法，進(jìn)而指導(dǎo)高超聲速飛行器設(shè)計(jì)。

2015年12月30日16點(diǎn)，MF-1模型飛行試驗(yàn)在中國(guó)酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心成功進(jìn)行，全程飛行時(shí)間244.9 s，航程190.6 km，最大高度63.4 km，飛行最大馬赫數(shù)5.3，獲取了試驗(yàn)飛行器真實(shí)飛行環(huán)境下表面溫度測(cè)量數(shù)據(jù)。試驗(yàn)取得圓滿成功。試驗(yàn)后找到試驗(yàn)飛行器殘骸和黑匣子，并且試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌埡⊥暾?。圖2為試驗(yàn)飛行器殘骸[9-10]。

圖2 MF-1試驗(yàn)飛行器飛行試驗(yàn)殘骸Fig.2 Flight test wreckage of MF-1

MF-1模型飛行試驗(yàn)是中國(guó)首次以空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題研究為目標(biāo)的航天模型飛行試驗(yàn)，氣動(dòng)研究任務(wù)主要有以下幾個(gè)方面：1)在真實(shí)的飛行環(huán)境中獲取氣動(dòng)現(xiàn)象，得到邊界層轉(zhuǎn)捩(BLT)和激波邊界層干擾現(xiàn)象(SWBLI)；2) 驗(yàn)證高超聲速下的BLT和SWBLI現(xiàn)象的數(shù)值仿真方法及轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型；3)研究飛行試驗(yàn)、數(shù)值仿真、地面實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的相關(guān)性等等。本文就MF-1模型飛行試驗(yàn)在轉(zhuǎn)捩測(cè)量方面的工作進(jìn)行初步總結(jié)。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y(cè)點(diǎn)布置方案

MF-1外形為軸對(duì)稱的球頭-錐-柱-裙構(gòu)型，主要由測(cè)量錐艙(球錐、測(cè)量前錐艙、測(cè)量后錐艙)、測(cè)量直艙、儀器艙、連接段組成，如圖3所示，以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為助推系統(tǒng)，采用傾斜發(fā)射、無(wú)控飛行的方式。模型殼體材料為不銹鋼，頭部半徑為R=5 mm，半錐角為7°，球錐長(zhǎng)為1.1856 m，裙部半錐角為33°，模型總長(zhǎng)為L(zhǎng)=2.4626 m。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒M成Fig.3 Composition of test model

錐段溫度測(cè)點(diǎn)40個(gè)(綠色)，在彈體表面沿流向開寬度20 mm的槽，再將該槽以2 mm厚的不銹鋼扣板覆蓋，溫度測(cè)點(diǎn)布置在扣板內(nèi)壁中心線上。采用非對(duì)稱方式布點(diǎn)以測(cè)量轉(zhuǎn)捩線沿周向分布情況。在周向一共布置四條沿流向的測(cè)溫點(diǎn)，分別位于周向θ=0°、60°、120°、180°四個(gè)位置，起點(diǎn)位于X方向400 mm處，點(diǎn)與點(diǎn)之間沿X方向最小距離為50 mm。

圖4 錐段測(cè)點(diǎn)布置示意圖Fig.4 Cone transducer layout detail of MF-1

圖5 錐段溫度測(cè)點(diǎn)布置實(shí)物照片F(xiàn)ig.5 Physical map of cone temperature transducer layout

2 溫度測(cè)量與熱流辨識(shí)

MF-1通過(guò)測(cè)量的頭錐表面溫度分布辨識(shí)出熱流分布進(jìn)行轉(zhuǎn)捩研究。

在測(cè)點(diǎn)分布區(qū)域，根據(jù)質(zhì)心要求和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要，不同部位不銹鋼壁面厚度有所不同，在錐段，前部厚度為22 mm，后部厚度為12 mm(見圖6)。不銹鋼的導(dǎo)熱率比較低(約16 W/m·K)，直接測(cè)量金屬內(nèi)壁溫度進(jìn)行表面溫度辨識(shí)，前后壁面溫差很大，辨識(shí)的靈敏度較低。因此考慮減小測(cè)點(diǎn)位置的局部厚度，采用薄壁結(jié)構(gòu)，減小前后壁面溫差，提高熱流辨識(shí)的靈敏度；這種厚度方面的差異會(huì)導(dǎo)致金屬壁面溫度的不同，從而產(chǎn)生明顯的橫向?qū)?，使測(cè)得的后壁溫度響應(yīng)與一維加熱情況明顯不同。為減小薄壁的橫向?qū)嵝?yīng)，將薄壁設(shè)計(jì)為變厚度結(jié)構(gòu)，邊緣部分厚度為2 mm，中間為較厚的圓形區(qū)域，在圓形中心位置安裝熱電偶測(cè)量溫度，結(jié)構(gòu)如圖7。由示意圖可以看到扣板四周與飛行器壁面結(jié)構(gòu)通過(guò)焊接連接，而扣板下表面與壁面結(jié)構(gòu)存在一個(gè)接觸熱阻環(huán)面(外方內(nèi)圓)。圖8為考慮不同接觸熱阻情況下的辨識(shí)結(jié)果。以后三維模型辨識(shí)采用接觸熱阻TCR=0.01的結(jié)果。

圖6 錐體不銹鋼殼體尺寸(mm)Fig.6 Stainless steel shell size of cone(unit: mm)

圖8 不同接觸熱阻的熱流辨識(shí)結(jié)果Fig.8 Heat flux identification results of differentthermal contact resistance

從測(cè)得的溫度來(lái)辨識(shí)表面熱流通常有一維模型、二維軸對(duì)稱模型和三維模型三種方式。圖9給出了三個(gè)不同模型得到的0°子午線上x=800 mm位置的表面熱流隨時(shí)間變化對(duì)比曲線。隨著長(zhǎng)時(shí)間的傳熱，測(cè)溫結(jié)構(gòu)和飛行器殼體之間的橫向傳熱不可避免，由圖9的辨識(shí)結(jié)果也可以看到由于沒有考慮到橫向傳熱20～60 s出現(xiàn)了明顯的負(fù)熱流。由二維和三維模型的辨識(shí)結(jié)果可以看到，二維和三維模型有效的改善了這一情況。由于二維模型沒有考慮接觸熱阻，不加特別說(shuō)明，本文以后的熱流分析數(shù)據(jù)均采用三維模型辨識(shí)結(jié)果。

圖9 不同辨識(shí)模型所得表面熱流比較(x=800 mm)Fig.9 Compare of surface heat flux obtained by differentidentification model(x=800 mm)

3 MF-1飛行彈道

圖10給出了最終辨識(shí)得到的MF-1飛行彈道與設(shè)計(jì)彈道的對(duì)比情況：在15.82 s試驗(yàn)飛行器高度為10.04km，進(jìn)入上升段試驗(yàn)窗口，速度為1240.92 m/s，Ma數(shù)為4.14，總迎角0.19°，滾轉(zhuǎn)角1062.45°,滾轉(zhuǎn)角速度85°/s；19.52 s時(shí)飛行速度達(dá)到最大，為1571.61 m/s，Ma數(shù)為5.32，高度為13.92 km，總迎角0.41°，滾轉(zhuǎn)角1400.86°,滾轉(zhuǎn)角速度98°/s；在49.92 s試驗(yàn)飛行器高度為40.00 km，速度為1096.7 m/s，Ma數(shù)為3.46，總迎角1.97°，飛離上升段試驗(yàn)窗口，滾轉(zhuǎn)角4138.28°,滾轉(zhuǎn)角速度84°/s。在119.62 s達(dá)到彈道頂點(diǎn)，高度為63.35 km，速度為857.18 m/s，Ma數(shù)為2.77，總迎角3.77°，滾轉(zhuǎn)角9873.64°,滾轉(zhuǎn)角速度80°/s；在222.02 s此時(shí)處于再入段試驗(yàn)窗口，試驗(yàn)飛行器高度為14.3 km，速度為1060.19 m/s，Ma數(shù)為3.59，滾轉(zhuǎn)角18 354.07°,滾轉(zhuǎn)角速度97°/s。

圖10 飛行實(shí)測(cè)彈道與設(shè)計(jì)彈道對(duì)比Fig.10 Compare of as-flown and designflight trajectory of MF-1

圖12給出了時(shí)刻10～30 s(上升段)和時(shí)刻210～230 s(下降段)的實(shí)際飛行雷諾數(shù)及馬赫數(shù)隨時(shí)間變化曲線。在上升段，隨著高度增加，飛行雷諾數(shù)由于密度降低而急劇降低。而在下降段由于高度降低，密度增加，飛行雷諾數(shù)逐漸升高。

圖11 飛行實(shí)測(cè)迎角與設(shè)計(jì)迎角對(duì)比Fig.11 Flight angle of attack of MF-1

圖12 飛行雷諾數(shù)及馬赫數(shù)隨時(shí)間變化曲線Fig.12 Ascent and descent Reynolds andMach number flight histories

4 表面熱流結(jié)果及轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)分析

圖13和圖14分別為上升段和下降段不同子午線上各個(gè)測(cè)點(diǎn)的熱流隨時(shí)間分布曲線。上升段時(shí)，在0°子午線上從x=450 mm到x=1150 mm各個(gè)測(cè)點(diǎn)位置流場(chǎng)再層流化(從湍流模態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)閷恿髂B(tài))的發(fā)生時(shí)間基本相同(19 s)，而其余三個(gè)子午面上不同流向位置各個(gè)測(cè)點(diǎn)處流場(chǎng)再層流化時(shí)刻明顯隨時(shí)間變化，如60°子午線上，x=500 mm處在第13 s就發(fā)生了再層流化，x=650 mm處則在第18 s才發(fā)生?？梢哉J(rèn)為0°子午線上發(fā)生的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，其余子午線為自然轉(zhuǎn)捩。

下降段時(shí)，60°、120°和180°子午線上沿流向各個(gè)測(cè)點(diǎn)處的轉(zhuǎn)捩(從層流模態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧髂B(tài))時(shí)刻與上升段類似，位置靠后測(cè)點(diǎn)處流場(chǎng)先發(fā)生轉(zhuǎn)捩，轉(zhuǎn)捩位置隨時(shí)間變化從后往前移動(dòng)。在180°子午線上不大于500 mm位置的三個(gè)測(cè)點(diǎn)處一直沒有轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象發(fā)生。而在0°子午線上，轉(zhuǎn)捩發(fā)生的時(shí)間相對(duì)集中。

圖13 10～30 s不同子午面熱流隨時(shí)間變化曲線Fig.13 Surface heat transfer histories at different meridian in 10～30 seconds

圖14 210～230 s不同子午面熱流隨時(shí)間變化曲線Fig.14 Surface heat transfer histories at different meridian in 210～230 seconds

圖16和圖17給出了不同時(shí)刻不同子午線上測(cè)點(diǎn)辨識(shí)得到的熱流沿流向分布曲線。從圖中可以看出不同時(shí)刻不同子午線上再層流化或轉(zhuǎn)捩位置。

180°子午線上熱流分布曲線可得不同時(shí)刻該子午線上再層流化或轉(zhuǎn)捩位置。上升段24 s后錐段轉(zhuǎn)捩消失、下降段215 s后錐段出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。

以下降段為例，215 s轉(zhuǎn)捩發(fā)生時(shí)，轉(zhuǎn)捩位置位于x=900 mm處，隨高度降低，轉(zhuǎn)捩位置前移，224 s時(shí)轉(zhuǎn)捩位置移動(dòng)到x=550 mm處。

0°子午線上下不同時(shí)刻轉(zhuǎn)捩位置基本固定。如下降段，218 s時(shí)x=900 mm處發(fā)生轉(zhuǎn)捩，但219 s時(shí)刻迅速前移到x=450 mm處并基本保持不動(dòng)。

根據(jù)對(duì)模型外形的觀察，初步推測(cè)為模型頭部與身部相接部分因裝配誤差產(chǎn)生的臺(tái)階導(dǎo)致(h～0.2 mm)bypass轉(zhuǎn)捩。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯瓿杉庸ぱb配后，對(duì)尖錐-前錐艙和前錐艙-后錐艙對(duì)接處進(jìn)行臺(tái)階高度測(cè)量，測(cè)量結(jié)果如圖15所示(0°子午線位于第IV象限)，尖錐-前錐艙對(duì)接臺(tái)階最大值為0.2 mm，且為逆向臺(tái)階，臺(tái)階超差的原因?yàn)榧忮F與前錐艙采用螺紋連接時(shí)出現(xiàn)同軸度偏差。

圖15 錐段臺(tái)階測(cè)量值分布Fig.15 Step measurement value of cone

圖16 上升段16～24 s不同時(shí)刻各子午線的熱流分布曲線Fig.16 Surface heat transfer distributions in 16～24 seconds at different meridian

圖17 下降段215～223 s不同時(shí)刻各子午線的熱流分布曲線Fig.17 Surface heat transfer distributions in 215～223 seconds at different meridian

利用MF-1飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)γ-Reθ轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型進(jìn)行驗(yàn)證和標(biāo)定，獲得工程實(shí)用化的高超轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型。

圖18 轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型進(jìn)行驗(yàn)證和標(biāo)定方法Fig.18 Verification and calibration method oftransition predict model

對(duì)于光滑壁面，研究表明，影響邊界層轉(zhuǎn)捩的主要因素是局部Reynolds數(shù)和當(dāng)?shù)剡吔鐚油饩塎ach數(shù)，工程上常用的光面轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則是：

1) “70-826”轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則。這是文獻(xiàn)AIAA Paper 70-826[11]建議的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則，后文稱其為“70-826”轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則。開始轉(zhuǎn)捩條件用下式確定：

(1)

其中，Me為當(dāng)?shù)剡吔鐚油饩夞R赫數(shù)，s為從駐點(diǎn)量起的物面弧長(zhǎng)。

2) 動(dòng)量厚度雷諾數(shù)轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則。Thyson等[12]首次采用動(dòng)量厚度雷諾數(shù)判別轉(zhuǎn)捩，與俄羅斯在聯(lián)盟號(hào)飛船返回艙熱環(huán)境預(yù)估[13-14]時(shí)采用如下轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則具有同一形式：

(2)

其中，θ為邊界層動(dòng)量厚度，系數(shù)A與來(lái)流條件和表面狀況有關(guān)，范圍在150～500內(nèi)不等，對(duì)于光滑的不透氣壁，文獻(xiàn)[12]取A=200，文獻(xiàn)[13]取A=300。

2) X-43飛行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則。X-43準(zhǔn)則[16]是基于飛行數(shù)據(jù)擬合得到的判斷準(zhǔn)則，故其與飛行數(shù)據(jù)吻合較好。

Reθ=305Me

(3)

利用飛行數(shù)據(jù)(辨識(shí)得到的飛行高度、姿態(tài)、速度等參數(shù))對(duì)預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩模型進(jìn)行驗(yàn)證，給出不同方法預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置比較(見圖19)。其中圖中Eng1是利用工程中常用的70-826方法預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置，Eng2是利用美國(guó)X-43飛行數(shù)據(jù)擬合的轉(zhuǎn)捩判斷準(zhǔn)則預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置。RANS是采用γ-Reθ轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型得到的結(jié)果。

從結(jié)果可以看出，70-826方法是采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)展而來(lái)的轉(zhuǎn)捩判斷準(zhǔn)則，故預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩與實(shí)際飛行數(shù)據(jù)相比較為靠前，是一種略微保守的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法。X43方法是在飛行數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的，故其與MF-1飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)吻合。

圖19 不同方法預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置比較Fig.19 Transition location of different predict method

利用經(jīng)過(guò)MF-1飛行數(shù)據(jù)標(biāo)定的γ-Reθ轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型對(duì)類似的HIFiRE-1飛行轉(zhuǎn)捩情況進(jìn)行了計(jì)算，得到如圖20結(jié)果。

圖20 HIFiRE-1轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測(cè)結(jié)果Fig.20 HIFiRE-1 Transition location predicted byChant software which calibrated by MF-1 flight data

從圖20可以看出：利用MF-1飛行數(shù)據(jù)標(biāo)定的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型所預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置和HIFiRE-1飛行結(jié)果符合較好。

圖21給出了轉(zhuǎn)捩位置隨著時(shí)間或飛行高度的變化情況?？梢钥闯?，在上升段，模型隨著火箭從地面升起，開始轉(zhuǎn)捩的位置非?？拷^部，隨著高度增加，轉(zhuǎn)捩位置逐漸向后移動(dòng)，直至離開錐體尾部。測(cè)點(diǎn)所在位置(x=400～1300 mm)在上升段先是處于湍流狀態(tài)，隨著高度增加逐漸過(guò)渡到層流狀態(tài)。下降段情況剛好相反，模型下降過(guò)程中，轉(zhuǎn)捩位置從尾部開始向前移動(dòng)，測(cè)點(diǎn)所在位置先是處于層流狀態(tài)，隨著高度下降逐漸過(guò)渡到湍流狀態(tài)。

測(cè)點(diǎn)位置在上升段由湍流完全變?yōu)閷恿鱐L和下降段由層流向湍流轉(zhuǎn)捩LT其轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則是不同的，前者小于后者(圖22)。比如采用俄羅斯的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則，上升段系數(shù)A取300與實(shí)測(cè)曲線最為接近，但在下降段A取350或更大一些更靠近實(shí)測(cè)曲線，說(shuō)明表面固定位置處的流動(dòng)從湍流向?qū)恿鬟^(guò)渡和從層流向湍流過(guò)渡存在轉(zhuǎn)捩Re差異。

圖21 轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)沿彈道變化情況Fig.21 Histories of transition onset location

根據(jù)圖21，上升段隨著飛行高度增加，轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)沿錐體表面向后移動(dòng)，當(dāng)轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)經(jīng)過(guò)測(cè)點(diǎn)所在位置時(shí)，該點(diǎn)流動(dòng)狀態(tài)由湍流完全變成層流，這時(shí)的轉(zhuǎn)捩可以在比下降段較低的準(zhǔn)則數(shù)下轉(zhuǎn)捩。與此相反，下降段從層流向湍流轉(zhuǎn)捩的滯后，表示需在較高的雷諾數(shù)下轉(zhuǎn)捩。

5 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)MF-1飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩測(cè)量數(shù)據(jù)的初步分析表明：

1) 通過(guò)薄壁測(cè)溫技術(shù)獲取的真實(shí)飛行條件下的轉(zhuǎn)捩數(shù)據(jù)是可靠的，為將給予RANS的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)模型推廣至高超聲速提供了標(biāo)定數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

2) 發(fā)現(xiàn)了0.2 mm臺(tái)階/縫隙就可能誘導(dǎo)的邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，目前正在發(fā)展基于渦拉伸的渦粘性亞格子模型加以確認(rèn)；相比于經(jīng)典的Smagorinsky模型，VSV模型的渦粘性系數(shù)能夠在層流區(qū)域退化為零，有利于模擬“層流-轉(zhuǎn)捩-湍流”全過(guò)程。

3) 發(fā)現(xiàn)了上升段湍流-層流(再層流化)與下降段層流-湍流(轉(zhuǎn)捩)的臨界雷諾數(shù)差異，為工程轉(zhuǎn)捩模型提供了標(biāo)定數(shù)據(jù)。

MF-1作為我國(guó)首次針對(duì)高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)問(wèn)題研究的航天模型飛行試驗(yàn)，其飛行試驗(yàn)成功進(jìn)一步驗(yàn)證了飛行試驗(yàn)總體方案和測(cè)量技術(shù)的可行性，以及其對(duì)基礎(chǔ)研究的無(wú)可替代的支撐作用，為我國(guó)航天模型飛行試驗(yàn)的長(zhǎng)遠(yuǎn)發(fā)展奠定的基礎(chǔ)。

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