尖楔模型結(jié)構(gòu)對(duì)脈動(dòng)壓力測(cè)量影響實(shí)驗(yàn)研究

沙心國, 李睿劬, 劉文伶, 紀(jì) 鋒, 袁湘江

(1. 中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題是經(jīng)典物理中留下的難題, 也是流體力學(xué)中極具挑戰(zhàn)的熱點(diǎn)問題. 從1883年 Reynolds在圓管流動(dòng)實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)流動(dòng)存在層流與湍流兩種流態(tài)至今, 研究者針對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題開展了大量的理論、實(shí)驗(yàn)與計(jì)算研究, 在邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象、機(jī)理與模型方面取得了很大的進(jìn)步, 但由于邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題的復(fù)雜性, 邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)的精度仍不盡如人意. 邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流問題已經(jīng)成為制約航天技術(shù)發(fā)展的瓶頸[1-4], 尤其是在高超聲速領(lǐng)域[5-7]. 邊界層流動(dòng)狀態(tài)與高超聲速飛行器的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、飛行穩(wěn)定性、進(jìn)氣道起動(dòng)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒性能等直接相關(guān), 從而影響高超聲速飛行器的安全與性能指標(biāo).

邊界層轉(zhuǎn)捩是一個(gè)邊初值問題, 其中初值就是來流擾動(dòng). 來流擾動(dòng)通過感受性在邊界層內(nèi)激發(fā)不穩(wěn)定擾動(dòng)波, 不穩(wěn)定擾動(dòng)波在邊界層內(nèi)經(jīng)過系列增長(zhǎng)過程, 最終破裂, 猝發(fā)轉(zhuǎn)捩. 欲實(shí)現(xiàn)高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的準(zhǔn)確預(yù)測(cè), 揭示邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理是關(guān)鍵.

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)作為空氣動(dòng)力學(xué)研究的三大手段之一, 在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究中發(fā)揮著重要作用. Schneider[8]曾經(jīng)指出, 背景噪聲在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中非常重要, 沒有給出風(fēng)洞自由來流噪聲的轉(zhuǎn)捩Reynolds數(shù)幾乎沒有任何價(jià)值. 來流噪聲不僅會(huì)影響高超聲速邊界層的轉(zhuǎn)捩途徑[9], 還會(huì)顯著影響飛行器的前緣鈍度效應(yīng)[10]、轉(zhuǎn)捩區(qū)長(zhǎng)度[10-12]、攻角效應(yīng)[13-14]、粗糙元影響[15]、干擾區(qū)大小以及橫流失穩(wěn). 開展邊界層轉(zhuǎn)捩研究的每一個(gè)風(fēng)洞設(shè)備, 均應(yīng)測(cè)量風(fēng)洞的背景噪聲. 另外, 在邊界層轉(zhuǎn)捩問題研究實(shí)驗(yàn)中, 須對(duì)邊界層內(nèi)脈動(dòng)信息進(jìn)行測(cè)量, 研究邊界層內(nèi)擾動(dòng)波的發(fā)展變化過程.

無論是風(fēng)洞來流背景噪聲測(cè)量[16-17], 還是模型表面邊界層內(nèi)擾動(dòng)波發(fā)展的探測(cè)[18-19], 均須采用脈動(dòng)信息測(cè)量技術(shù). 熱線技術(shù)[20-21]、脈動(dòng)壓力傳感器技術(shù)[16-19,22]、原子層熱電堆高頻熱流傳感器(atomic layer thermopile， ALTP)[23-24]和激光差分干涉測(cè)量(laser differential interferometry， LDI)技術(shù)[25-26]等, 均能測(cè)量流場(chǎng)中的脈動(dòng)信息. 其中脈動(dòng)壓力傳感器技術(shù)具有技術(shù)成熟度高、測(cè)量頻率高和使用方便的優(yōu)點(diǎn), 是目前應(yīng)用最為廣泛的脈動(dòng)信息測(cè)量技術(shù). 脈動(dòng)壓力傳感器靈敏度高, 可以探測(cè)微小壓力變化, 其測(cè)量結(jié)果容易受流場(chǎng)和模型等因素影響.

本文以尖楔模型為研究對(duì)象, 開展了模型背部結(jié)構(gòu)對(duì)模型表面高頻脈動(dòng)壓力測(cè)量的影響研究, 獲得了背部凸起結(jié)構(gòu)對(duì)模型表面脈動(dòng)壓力的影響規(guī)律, 探究影響機(jī)理, 研究結(jié)果可以指導(dǎo)脈動(dòng)壓力測(cè)量實(shí)驗(yàn)方案的設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)的分析.

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c設(shè)備

1.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

采用半楔角5°的尖楔模型為研究對(duì)象, 模型長(zhǎng)300 mm, 寬180 mm, 前緣半徑R=1 mm. 尖楔模型的下表面為測(cè)量面, 在下表面布置有3個(gè)傳感器測(cè)量脈動(dòng)壓力信息, 3個(gè)測(cè)點(diǎn)的位置如圖1所示. 尖楔模型上表面有3種結(jié)構(gòu), 分別為方型凸起、斜坡型凸起和無凸起, 具體結(jié)構(gòu)如圖2所示.

圖1 模型示意圖和測(cè)點(diǎn)位置圖Fig. 1 Diagram of measurement points

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance圖2 模型結(jié)構(gòu)尺寸圖Fig. 2 Model schematics

1.2 風(fēng)洞設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-07風(fēng)洞[27-28]進(jìn)行. 該風(fēng)洞是一座暫沖式下吹-引射高超聲速風(fēng)洞, 以空氣為工作介質(zhì). 噴管出口直徑為0.5 m, 可實(shí)現(xiàn)Mach數(shù)5～8.Ma=6以上的噴管都帶有水冷裝置, 防止噴管結(jié)構(gòu)受熱產(chǎn)生變形. 實(shí)驗(yàn)段配備了模型快速插入4自由度機(jī)構(gòu), 可實(shí)現(xiàn)攻角變化范圍-10°～50°和側(cè)滑角變化范圍-15°～15°, 試驗(yàn)段側(cè)壁開有通光尺寸為520 mm×320 mm光學(xué)玻璃窗口, 供紋影儀觀察和拍攝流場(chǎng)使用.

1.3 測(cè)量方法

采用PCB132A31壓力傳感器測(cè)量模型表面的壓力脈動(dòng)信息, 該傳感器為壓電型, 傳感器直徑為3.18 mm, 量程為345 kPa, 精度為7 Pa. 這種傳感器設(shè)置截止頻率為11 kHz的高通濾波, 其共振頻率為1 MHz. 該傳感器只能測(cè)量壓力脈動(dòng)值, 無法測(cè)量壓力的平均值[29].

實(shí)驗(yàn)過程中采用紋影儀觀測(cè)模型周圍流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu).

圖3 FD-07風(fēng)洞Fig. 3 FD-07 wind tunnel

1.4 測(cè)試設(shè)備

采用一套采樣頻率最高可達(dá)15 MHz的高頻脈動(dòng)采集系統(tǒng)[30]進(jìn)行傳感器信號(hào)的采集, 該系統(tǒng)包括信號(hào)調(diào)理、信號(hào)采集、總壓信號(hào)觸發(fā)、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)和信號(hào)屏蔽等功能. 該采集系統(tǒng)中含有4塊NI PXI-5922采集卡, 可實(shí)現(xiàn)從24位500 kHz到16位15 MHz 的采樣頻率需求.

1.5 實(shí)驗(yàn)過程

風(fēng)洞來流參數(shù)列于表1中. 采集時(shí)長(zhǎng)為0.1 s, 采樣頻率為5 MHz. 風(fēng)洞流場(chǎng)建立過程中, 模型置于流場(chǎng)外. 待風(fēng)洞流場(chǎng)建立, 流場(chǎng)來流參數(shù)穩(wěn)定后, 采用插入機(jī)構(gòu)將模型插入流場(chǎng)中心, 穩(wěn)定2 s后, 開始采集脈動(dòng)壓力信息.

表1 實(shí)驗(yàn)來流參數(shù)

2 數(shù)據(jù)處理方法

PCB傳感器的有效測(cè)量頻率范圍為11 kHz～1 MHz, 采用Fourier變換, 濾掉11 kHz～1 MHz頻段外的脈動(dòng)信息, 再進(jìn)行Fourier反變換對(duì)脈動(dòng)壓力信號(hào)進(jìn)行帶通濾波, 采用帶通濾波后的數(shù)據(jù)計(jì)算脈動(dòng)壓力均方根值Prms和噪聲聲壓級(jí)SPL.

采用Welch方法對(duì)0.1 s的數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得到功率譜(power spectrum density, PSD), 以此研究信號(hào)的頻域特性.

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

圖4為3種模型結(jié)構(gòu)表面脈動(dòng)壓力與噪聲聲壓級(jí)對(duì)比圖, 背面方型凸起模型表面測(cè)量獲得的脈動(dòng)壓力均方根值最高可達(dá)637 Pa, 噪聲聲壓級(jí)均在140 dB 以上, 斜坡型凸起模型和無凸起模型測(cè)量獲得脈動(dòng)壓力均方根值均小于50 Pa, 噪聲聲壓級(jí)在120～130 dB之間. 斜坡型凸起模型測(cè)量獲得的脈動(dòng)壓力均方根值與噪聲聲壓級(jí)在P1和P3點(diǎn)略高于無凸起模型, 在P2點(diǎn), 兩種結(jié)構(gòu)模型測(cè)量值基本相當(dāng).

對(duì)比不同展向位置測(cè)得的脈動(dòng)壓力均方根值, 可以看出, 模型背面有凸起時(shí), 隨著Y值的增加, 測(cè)點(diǎn)遠(yuǎn)離模型中心線, 測(cè)得的脈動(dòng)壓力均方根值呈增加趨勢(shì). 方型凸起模型測(cè)量值由290 Pa增加至637 Pa, 增幅達(dá)347 Pa； 斜坡型凸起模型測(cè)量值由26.78 Pa增加至47.11 Pa, 增幅為20.33 Pa. 背面無凸起模型P1點(diǎn)和P2點(diǎn)的脈動(dòng)壓力均方根值僅相差-0.2 Pa, 測(cè)量值沿展向基本無變化.

(a) Prms

(b) SPL圖4 Prms和SPL測(cè)量值Fig. 4 Measured Prms and SPL

對(duì)比模型中心線上P2點(diǎn)的脈動(dòng)壓力均方根值, 背面方型凸起模型測(cè)量值為290 Pa, 明顯高于其他兩種模型, 背面斜坡型凸起模型與背面無凸起模型測(cè)量值分別為26.78 Pa和28.46 Pa, 兩者基本一致, 說明背面斜坡型凸起對(duì)P2點(diǎn)的脈動(dòng)壓力基本無影響.

綜上所述, 模型背面凸起會(huì)影響模型表面脈動(dòng)壓力測(cè)量, 方型凸起的影響大于斜坡型凸起, 模型背面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)表面脈動(dòng)壓力的影響程度沿展向逐漸增加.

圖5為3個(gè)測(cè)點(diǎn)的頻譜信息, 在11 kHz～1 MHz 的頻段內(nèi), 背面方型凸起模型的能譜明顯高于其他兩種. 在P2點(diǎn), 背面斜坡型凸起模型測(cè)量信息能譜與無凸起模型基本一致; 在P1和P3點(diǎn), 11～300 kHz范圍內(nèi), 背面斜坡型凸起模型與無凸起模型的能量差別較小, 在300 kHz～1 MHz范圍內(nèi), 背面斜坡型凸起模型的能量明顯大于無凸起模型, 說明背面斜坡型凸起對(duì)P1和P3點(diǎn)的影響主要在300 kHz～1 MHz頻段范圍內(nèi).

在高超聲速流動(dòng)中, 聲波沿Mach線傳播, 本次實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻鏈y(cè)點(diǎn)均處于無干擾流動(dòng)區(qū)域內(nèi), 如圖6所示, 模型兩側(cè)的流動(dòng)不會(huì)影響模型表面測(cè)點(diǎn)區(qū)域流場(chǎng).

(a) P1

(b) P2

(c) P3圖5 能譜分布信息Fig. 5 Power spectral density distributions

圖6 模型表面流場(chǎng)區(qū)域示意圖Fig. 6 Hypersonic flow over the model surface

圖7為3種模型實(shí)驗(yàn)中拍攝的紋影圖像, 由于背面方型凸起模型實(shí)驗(yàn)中紋影拍攝所用相機(jī)與其他兩次實(shí)驗(yàn)所用相機(jī)不同, 紋影圖像質(zhì)量略有差別, 但是紋影圖像質(zhì)量的差別不影響流動(dòng)現(xiàn)象的分析. 對(duì)比紋影圖像, 可知模型背面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)測(cè)量表面一側(cè)的激波結(jié)構(gòu)無明顯影響. 但是由于紋影獲得的激波結(jié)構(gòu)為整個(gè)觀測(cè)光路疊加的結(jié)果， 且無法獲得被模型遮擋區(qū)域的激波結(jié)構(gòu)， 模型背面大尺度凸起結(jié)構(gòu)改變模型側(cè)面流場(chǎng)波系， 從而影響模型表面流場(chǎng)是一種可能的影響途徑. 模型背面凸起結(jié)構(gòu)使得模型背面流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)變得復(fù)雜, 存在激波-激波干擾和流動(dòng)分離等非定常流動(dòng)現(xiàn)象,非定常流動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲, 噪聲通過模型固壁傳播至模型表面脈動(dòng)壓力傳感器, 進(jìn)而影響模型表面脈動(dòng)壓力測(cè)量.

(a) Square protuberance

(b) Slope protuberance

(c) No protuberance圖7 實(shí)驗(yàn)紋影照片F(xiàn)ig. 7 Schlieren images

另外, 模型周圍非定常非對(duì)稱流動(dòng), 給模型施加一個(gè)非定常作用力, 使得模型振蕩, 由于模型兩側(cè)位置剛度較小, 振幅較大, 模型中心位置剛度最大, 振幅最小. 這就使得模型背面凸起對(duì)模型中心線位置測(cè)點(diǎn)的影響相對(duì)較小, 沿展向逐漸增加.

綜上所述， 模型背面凸起結(jié)構(gòu)影響表面脈動(dòng)壓力測(cè)量有3種可能途徑： ①模型背面大尺度凸起改變模型流場(chǎng)波系， 從而影響模型表面流動(dòng)； ②模型背面非定常流動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生的噪聲通過固壁傳播至脈動(dòng)壓力傳感器， 影響測(cè)量結(jié)果； ③模型周圍非定常非對(duì)稱流動(dòng)給模型施加一個(gè)非定常的作用力， 使得模型振蕩， 從而影響表面脈動(dòng)壓力測(cè)量.

4 結(jié)論

針對(duì)高超聲速脈動(dòng)壓力測(cè)量實(shí)驗(yàn), 以尖楔模型為研究對(duì)象, 在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中開展模型背面結(jié)構(gòu)對(duì)表面脈動(dòng)壓力測(cè)量結(jié)果影響的實(shí)驗(yàn)研究, 探究模型背面凸起對(duì)表面脈動(dòng)壓力測(cè)量的影響機(jī)理, 結(jié)果表明:

(1)模型背面凸起會(huì)影響模型表面脈動(dòng)壓力測(cè)量, 方型凸起的影響大于斜坡型凸起, 模型背面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)表面脈動(dòng)壓力的影響程度沿展向逐漸增加.

(2)模型背面凸起結(jié)構(gòu)影響表面脈動(dòng)壓力測(cè)量有3種可能途徑： ①模型背面大尺度凸起改變模型流場(chǎng)波系， 從而影響模型表面流動(dòng)； ②模型背面非定常流動(dòng)產(chǎn)生的噪聲通過固壁傳播至脈動(dòng)壓力傳感器， 影響測(cè)量結(jié)果； ③模型周圍非定常非對(duì)稱流動(dòng)給模型施加一個(gè)非定常的作用力， 使得模型振蕩， 從而影響表面脈動(dòng)壓力測(cè)量.

(3)高頻脈動(dòng)壓力傳感器具有靈敏度高的特點(diǎn), 在高超聲速脈動(dòng)壓力測(cè)量中應(yīng)考慮模型結(jié)構(gòu)和周圍非定常流動(dòng)對(duì)脈動(dòng)壓力測(cè)量結(jié)果的影響.

致謝感謝北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所蘇偉對(duì)本實(shí)驗(yàn)的大力支持, 感謝中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院陳星和陳農(nóng)在技術(shù)上的指導(dǎo), 感謝解少飛、孫日明在實(shí)驗(yàn)測(cè)量上的幫助, 感謝何敬玉和馬元宏的有益討論.