圓錐外形高速飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩測(cè)量技術(shù)研究及工程實(shí)現(xiàn)

李 宇，聶 亮，劉宇飛，袁 野，王 迅

（空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076）

0 引 言

邊界層轉(zhuǎn)捩是流態(tài)由層流向湍流轉(zhuǎn)變，由于層流邊界層和湍流邊界層在壁面摩阻和換熱系數(shù)等方面有明顯的區(qū)別，因此轉(zhuǎn)捩對(duì)飛行器的氣動(dòng)力/熱分布特性都會(huì)產(chǎn)生顯著的影響。在氣動(dòng)力方面，轉(zhuǎn)捩可能對(duì)飛行器施加明顯的擾動(dòng)力矩，飛行阻力勢(shì)必大幅增加，對(duì)飛行器的飛行穩(wěn)定性和射程指標(biāo)實(shí)現(xiàn)帶來(lái)巨大風(fēng)險(xiǎn)。在氣動(dòng)熱方面，轉(zhuǎn)捩的影響更加顯著，通常導(dǎo)致飛行器表面熱流成倍增加（典型狀態(tài)下湍流熱流通常是層流熱流的3～5 倍），嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)因氣動(dòng)加熱明顯超出預(yù)期而破壞。因此，能否準(zhǔn)確預(yù)測(cè)高速邊界層的轉(zhuǎn)捩成為決定高速飛行器設(shè)計(jì)成敗的關(guān)鍵問(wèn)題之一。

理論計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)是空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題研究的3 個(gè)重要手段。對(duì)于高速邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題，目前理論計(jì)算方法尚不能完整、可靠地揭示邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理以及對(duì)轉(zhuǎn)捩進(jìn)行合理的預(yù)示，地面風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰ι胁蛔阋酝耆珡?fù)現(xiàn)飛行狀態(tài)，而飛行試驗(yàn)則可直接、真實(shí)地獲取飛行器邊界層轉(zhuǎn)捩信息，為轉(zhuǎn)捩理論方法的完善甚至是地面風(fēng)洞試驗(yàn)的標(biāo)定或校驗(yàn)提供數(shù)據(jù)。國(guó)內(nèi)外開展了相關(guān)飛行試驗(yàn)研究，如歐空局先后開展了IXV、SHEFEX、EXPERT 等以科學(xué)目標(biāo)為主的飛行試驗(yàn)研究，其中就包括邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)量。美國(guó)AFRL 和澳大利亞DSTO 聯(lián)合實(shí)施的HIFiRE 計(jì)劃，目前為止共有3 發(fā)飛行試驗(yàn)專門研究邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題（HIFiRE-1，HIFiRE-5，HIFiRE-9）。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心進(jìn)行了MF-1 航天模型飛行試驗(yàn)，主要針對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩和激波/邊界層干擾兩類空氣動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象開展測(cè)量和研究，試驗(yàn)獲得圓滿成功，獲取了可供分析的遙外測(cè)數(shù)據(jù)。中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院開展了“星空-1”號(hào)和“星空-2”號(hào)飛行試驗(yàn)，在高速條件下對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩開展了測(cè)量和研究。

以高速（＞6）邊界層轉(zhuǎn)捩為主要研究目的，開展了系列飛行試驗(yàn)，包括軸對(duì)稱和面對(duì)稱兩類外形，首次試驗(yàn)為圓錐外形。轉(zhuǎn)捩測(cè)量是轉(zhuǎn)捩飛行試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)科學(xué)研究目標(biāo)的關(guān)鍵，本文對(duì)圓錐外形飛行試驗(yàn)的轉(zhuǎn)捩測(cè)量技術(shù)開展了研究，并進(jìn)行了工程實(shí)現(xiàn)，成功通過(guò)飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證，獲取了豐富的轉(zhuǎn)捩測(cè)量數(shù)據(jù)，并對(duì)轉(zhuǎn)捩測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行了初步分析。

1 驗(yàn)證器外形及飛行方案

驗(yàn)證器由頭艙、設(shè)備艙和控制艙組成，其中頭艙為圓錐外形（如圖1 所示），球頭半徑=5 mm，半錐角為7°，測(cè)量傳感器主要布置在頭艙，設(shè)備艙用于安裝相關(guān)設(shè)備，控制艙安裝4 個(gè)空氣舵，用于對(duì)驗(yàn)證器姿態(tài)的控制。

圖1 驗(yàn)證器頭艙外形Fig.1 Shape of the Head Cabin of Test Vehicle

驗(yàn)證器采用兩級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為助推，一、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)將驗(yàn)證器推送至所需的高度和速度。驗(yàn)證器與助推器頭體分離后獨(dú)立飛行，利用空氣舵對(duì)驗(yàn)證器姿態(tài)進(jìn)行控制，使驗(yàn)證器保持10°攻角穿越轉(zhuǎn)捩測(cè)量窗口（高度40～20 km），測(cè)量窗口內(nèi)＞6，出測(cè)量窗口后進(jìn)行減速回收。

2 轉(zhuǎn)捩測(cè)量方案研究

2.1 高速飛行環(huán)境力/熱參數(shù)測(cè)量技術(shù)研究

表面熱流、溫度和脈動(dòng)壓力是反映邊界層轉(zhuǎn)捩最直接的信息，飛行試驗(yàn)通過(guò)穿壁傳感器直接測(cè)量這3 個(gè)物理量。本文對(duì)如何在高速飛行環(huán)境中準(zhǔn)確可靠地獲取能夠合理反映轉(zhuǎn)捩信息的力/熱參數(shù)開展了研究。

2.1.1 小型化高精度傳感器研究

傳感器一方面要適應(yīng)高速飛行條件下嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱環(huán)境，另一方面要能夠?qū)崿F(xiàn)測(cè)點(diǎn)的高密度布置和降低傳感器安裝對(duì)表面狀態(tài)的影響，因此牽引設(shè)計(jì)和研制了耐高溫的小型化高精度的溫度和熱流傳感器，并選用了小尺寸的脈動(dòng)壓力傳感器。傳感器相關(guān)參數(shù)如下：表面溫度測(cè)量采用表面溫度傳感器，敏感面直徑為3 mm，耐溫1000 ℃，熱電偶裸絲響應(yīng)時(shí)間小于0.1 s；表面熱流測(cè)量采用薄膜熱電堆式熱流傳感器，敏感面直徑為6.5 mm，耐溫700 ℃，響應(yīng)時(shí)間小于1 ms；脈動(dòng)壓力測(cè)量采用高頻壓力傳感器，前端面直徑為2.54 mm，耐溫不超過(guò)300 ℃，響應(yīng)頻率50 kHz。

2.1.2 傳感器尺寸對(duì)表面狀態(tài)影響分析

圖2 傳感器與艙體不共型示意Fig.2 Schematic Diagram of The Differences in Surface Profile between Sensor And Cabin

2.1.3 傳感器與艙體傳熱特性匹配設(shè)計(jì)

傳感器穿壁安裝會(huì)導(dǎo)致艙體局部傳熱特性改變，影響表面溫度分布進(jìn)而可能影響邊界層轉(zhuǎn)捩，同時(shí)也會(huì)影響傳感器測(cè)量準(zhǔn)確性。式（1）給出了一維半無(wú)限體熱傳導(dǎo)方程，在表面熱流為˙的情況下，表面溫度的解析公式為式（2），可以看出，熱乘積是影響傳熱的主要因素，因此在傳感器設(shè)計(jì)時(shí)需要盡量保證傳感器材料與艙體材料的熱乘積接近。

以溫度傳感器為例，溫度傳感器外殼體采用了與艙體材料相同的不銹鋼材料，且選擇了與艙體材料熱乘積相近的內(nèi)部填充材料。為了驗(yàn)證傳感器的測(cè)量準(zhǔn)確性，開展了石英燈輻射加熱試驗(yàn)，溫度傳感器安裝在不銹鋼平板試驗(yàn)件上，同時(shí)在傳感器附近平板表面貼熱電偶進(jìn)行溫度測(cè)量，測(cè)量結(jié)果如圖3 所示。

圖3 溫度傳感器輻射加熱試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Results of Radiation Heating Test for Temperature Sensor

由圖3 可以看出，溫度傳感器與熱電偶測(cè)量結(jié)果的差別不超過(guò)5%，說(shuō)明設(shè)計(jì)的溫度傳感器可以準(zhǔn)確測(cè)量艙體表面溫度。

2.1.4 脈動(dòng)壓力測(cè)量方法

為了獲得飛行試驗(yàn)中邊界層內(nèi)擾動(dòng)波的信息，采用高頻壓力傳感器，通過(guò)流線追蹤方法對(duì)擾動(dòng)波進(jìn)行測(cè)量：邊界層內(nèi)擾動(dòng)波的傳播方向?yàn)槿核俣确较?，考慮到邊界層的外緣流線方向與擾動(dòng)波群速度方向較為接近，將壓力傳感器布置在同一外緣流線上進(jìn)行壓力測(cè)量，如圖4 所示。

圖4 邊界層外緣流線及脈動(dòng)壓力傳感器布置示意Fig.4 Outer Edge Streamlines of Boundary Layer and Arra ngement of Pulsating Pressure Sensors

同時(shí)，考慮到壓力傳感器在飛行試驗(yàn)過(guò)程中可能存在高溫破壞的風(fēng)險(xiǎn)，為了兼顧壓力傳感器溫度耐受性要求，同時(shí)保證壓力傳感器能較為準(zhǔn)確地測(cè)得轉(zhuǎn)捩信息，基于流動(dòng)、轉(zhuǎn)捩和溫度綜合分析結(jié)果，將壓力傳感器進(jìn)行下陷安裝，下陷量綜合轉(zhuǎn)捩測(cè)量要求的約束和溫度評(píng)估結(jié)果確定。

2.2 測(cè)點(diǎn)布置方案研究

文獻(xiàn)[12]、[13]給出了某圓錐外形在小攻角下的DNS 轉(zhuǎn)捩預(yù)示結(jié)果，文獻(xiàn)[14]給出了Reentry-F 在小攻角下的轉(zhuǎn)捩預(yù)示結(jié)果，表明圓錐外形在有攻角下的轉(zhuǎn)捩陣面形貌較為復(fù)雜。為保證轉(zhuǎn)捩陣面形貌的精細(xì)捕捉，在考慮結(jié)構(gòu)安裝空間約束的條件下形成了密集的測(cè)點(diǎn)陣列，傳感器軸向間距50 mm，周向間距15°或30°，如圖5 所示，測(cè)點(diǎn)數(shù)目超過(guò)200 個(gè)，其中48 個(gè)熱流測(cè)點(diǎn)、2 個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)，其余為溫度測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)數(shù)量顯著超過(guò)國(guó)外Reentry-F（測(cè)點(diǎn)總數(shù)36 個(gè)）和HIFiRE-1（測(cè)點(diǎn)總數(shù)86個(gè)）相似外形的轉(zhuǎn)捩飛行試驗(yàn)。

圖5 圓錐外形測(cè)點(diǎn)布置方案Fig.5 Measurement Scheme of Cone

2.3 驗(yàn)證器表面階差控制研究

邊界層轉(zhuǎn)捩對(duì)飛行器表面狀態(tài)（如粗糙度、局部臺(tái)階、縫隙、凸起、凹陷等型面階差）非常敏感，過(guò)大的粗糙度和局部型面階差尺度可能對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生影響，例如可能導(dǎo)致發(fā)生Bypass 轉(zhuǎn)捩，從而使轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果偏離預(yù)期的光滑表面的自然轉(zhuǎn)捩。圓錐外形驗(yàn)證器表面存在2 種類型面階差：一是不同艙段對(duì)接形成的臺(tái)階，如圖6 所示；二是安裝的傳感器與驗(yàn)證器表面不共型形成的局部凸起/凹陷，如圖2 所示。

圖6 艙段對(duì)接臺(tái)階示意Fig.6 Schematic Diagram of the Connection Steps between Cabins

2.3.1 艙段對(duì)接臺(tái)階控制

考慮到目前的理論分析手段還難以準(zhǔn)確地、定量地評(píng)估階差尺寸對(duì)轉(zhuǎn)捩的影響，本文根據(jù)階差尺寸對(duì)轉(zhuǎn)捩影響的國(guó)內(nèi)外地面（靜）風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，確定了以階差尺寸不超過(guò)邊界層厚度的1/8 作為不會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生影響的約束條件。

針對(duì)艙段對(duì)接形成的臺(tái)階，采用“端頭+上下分瓣”設(shè)計(jì)，減小了艙段對(duì)接臺(tái)階出現(xiàn)的數(shù)量。另外對(duì)臺(tái)階尺寸進(jìn)行控制，考慮到驗(yàn)證器在飛行過(guò)程會(huì)產(chǎn)生熱變形（見圖7，圖中變形量進(jìn)行了放大處理），提出了一種結(jié)構(gòu)加工預(yù)置臺(tái)階與結(jié)構(gòu)變形量相抵消的臺(tái)階高度控制方法，如圖8 所示，有效減小了飛行過(guò)程中艙段對(duì)接臺(tái)階的高度，降低了臺(tái)階對(duì)轉(zhuǎn)捩測(cè)量的影響。

圖7 驗(yàn)證器結(jié)構(gòu)熱變形示意Fig.7 Schematic Diagram of Thermal Deformation of the Vehicle Structure

圖8 臺(tái)階高度控制方法Fig.8 Control Method of Step Height

2.3.2 傳感器安裝不共型控制

針對(duì)傳感器安裝形成的不共型階差，提出了一種創(chuàng)新的傳感器安裝工藝，配合階差光學(xué)測(cè)量?jī)x進(jìn)行檢測(cè)，進(jìn)一步降低傳感器安裝不共型偏差。圖9 給出了傳感器安裝凹凸量的測(cè)量結(jié)果，傳感器與艙體的不共型偏差控制在0.1 mm（該值為迎風(fēng)中心線靠前位置的階差尺寸的約束值）以下，有效降低了對(duì)轉(zhuǎn)捩測(cè)量的影響。

圖9 傳感器安裝凹凸量測(cè)量結(jié)果Fig.9 Results of Control of Sensor Installation Unevenness

3 飛行試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)及測(cè)量結(jié)果分析

3.1 飛行試驗(yàn)概況

圓錐外形飛行試驗(yàn)獲得圓滿成功，飛行器姿態(tài)控制良好，測(cè)量窗口內(nèi)＞6，轉(zhuǎn)捩測(cè)量方案成功通過(guò)驗(yàn)證，獲取了所有測(cè)點(diǎn)的測(cè)量數(shù)據(jù)。

3.2 飛行剖面實(shí)現(xiàn)情況

飛行試驗(yàn)剖面參數(shù)曲線如圖10 所示，飛行高度最高點(diǎn)約60 km，最大接近7，測(cè)量窗口（40～20 km）歷時(shí)超過(guò)20 s。在測(cè)量窗口內(nèi)，均超過(guò)6，攻角和側(cè)滑角控制很好，分別保持在10°和0°左右。

圖10 飛行剖面參數(shù)曲線Fig.10 Parameters of Flight Trajectory

3.3 轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果及分析

圖11 給出了部分熱流和溫度測(cè)量結(jié)果。

圖11 部分表面熱流和溫度測(cè)點(diǎn)測(cè)量結(jié)果Fig.11 Partial Measurement Results of Surface Heat Flux andTemperature

續(xù)圖11

由圖11 可以看出：熱流和溫度傳感器工作正常，沒有出現(xiàn)由于傳感器損壞而導(dǎo)致的數(shù)據(jù)自身異?，F(xiàn)象，且測(cè)量結(jié)果正確反映了飛行特征（高度、、攻角）的變化和流態(tài)的變化，說(shuō)明了傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)有效、規(guī)律正常，可以用來(lái)開展轉(zhuǎn)捩分析。

圖12 給出了部分測(cè)量結(jié)果及轉(zhuǎn)捩情況分析。圖12a 為轉(zhuǎn)捩測(cè)量窗口內(nèi)迎風(fēng)中心線3 個(gè)測(cè)點(diǎn)沿飛行剖面的熱流測(cè)量結(jié)果（圖中“0-600”表示在0°子午線，軸向坐標(biāo)為600 的測(cè)點(diǎn)，下圖同），結(jié)合圖10 的飛行剖面參數(shù)曲線可知，測(cè)點(diǎn)熱流在飛行器姿態(tài)（攻角和側(cè)滑角）未發(fā)生變化的情況下發(fā)生急劇增長(zhǎng)，由此可以判斷測(cè)點(diǎn)位置處的邊界層發(fā)生轉(zhuǎn)捩，且隨著飛行高度的降低，邊界層轉(zhuǎn)捩呈現(xiàn)出由后至前依次推進(jìn)的規(guī)律。圖12b 為飛行器上升過(guò)程中的熱流測(cè)量結(jié)果，此處的飛行器姿態(tài)也未發(fā)生明顯變化，而測(cè)點(diǎn)熱流出現(xiàn)急劇下降，由此判斷測(cè)點(diǎn)位置處的邊界層發(fā)生再層流化（即發(fā)生由湍流流態(tài)到層流流態(tài)的變化），且隨著飛行高度的升高再層流化由前至后依次出現(xiàn)，與轉(zhuǎn)捩推進(jìn)的過(guò)程恰好相反。以圖12a 和圖12b 為代表的測(cè)點(diǎn)測(cè)量結(jié)果規(guī)律正常，隨著飛行高度的變化，不同位置的轉(zhuǎn)捩呈現(xiàn)出有規(guī)律的依次變化的特性，未出現(xiàn)測(cè)點(diǎn)轉(zhuǎn)捩同時(shí)發(fā)生的現(xiàn)象，說(shuō)明前述的飛行器表面階差尺寸控制方法的合理性。得益于高密度測(cè)點(diǎn)布置，本次飛行試驗(yàn)首次獲取了圓錐外形高速有攻角狀態(tài)下轉(zhuǎn)捩過(guò)渡區(qū)的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，如圖12c 所示，可以清晰地看出層流-轉(zhuǎn)捩過(guò)渡區(qū)-湍流的整個(gè)轉(zhuǎn)捩過(guò)程，轉(zhuǎn)捩后湍流熱流約為層流的3 倍。圖12d 為本次飛行試驗(yàn)首次成功獲取的高速飛行嚴(yán)酷氣動(dòng)加熱環(huán)境下的脈動(dòng)壓力測(cè)量數(shù)據(jù)，脈動(dòng)壓力能夠反映邊界層發(fā)展演化過(guò)程，可為邊界層轉(zhuǎn)捩的理論研究提供寶貴的支撐。高密度測(cè)點(diǎn)陣列確保了轉(zhuǎn)捩陣面型貌的測(cè)量，本次飛行試驗(yàn)首次成功獲取了7°圓錐在高速、10°攻角下的轉(zhuǎn)捩陣面型貌，如圖12e 所示。

圖12 測(cè)量結(jié)果及轉(zhuǎn)捩情況分析Fig.12 Measurement Results and Transition Analysis

圖13 給出了圓錐外形表面極限流線和無(wú)粘流線，隨著周向角度增大（除背風(fēng)面分離區(qū)外），流動(dòng)的橫流效應(yīng)逐漸增強(qiáng)，由于有攻角圓錐流動(dòng)的流向和橫流不穩(wěn)定性的共同作用，導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩陣面沿周向角度增大的方向呈現(xiàn)出先向后然后轉(zhuǎn)折向前的形貌。

圖13 表面極限流線與無(wú)粘流線Fig.13 Surface Limiting Streamlines and Inviscid Streamlines

本次飛行試驗(yàn)獲取了海量寶貴的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)于轉(zhuǎn)捩測(cè)量數(shù)據(jù)的詳細(xì)分析和研究將另文討論。

4 結(jié) 論

本文介紹了圓錐外形高速飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩測(cè)量技術(shù)研究工作和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的情況，獲得的結(jié)論如下：

a）牽引研制了耐高溫的小型化高精度溫度和熱流傳感器，建立了嚴(yán)酷氣動(dòng)加熱環(huán)境下脈動(dòng)壓力測(cè)量方法，飛行試驗(yàn)結(jié)果表明測(cè)量數(shù)據(jù)有效、規(guī)律正常；

b）基于小型化傳感器和測(cè)點(diǎn)布局方案研究，實(shí)現(xiàn)了大規(guī)模高密度測(cè)點(diǎn)的精細(xì)化轉(zhuǎn)捩測(cè)量方案，測(cè)點(diǎn)數(shù)目超過(guò)200 個(gè)，飛行試驗(yàn)結(jié)果表明所有傳感器工作正常，獲取了全部有效數(shù)據(jù)；

c）開展了表面臺(tái)階和傳感器安裝不共型偏差精確控制研究，可以有效減小飛行過(guò)程中表面階差高度，降低其對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)量的影響，飛行試驗(yàn)結(jié)果證明了該方法的有效性；

d）飛行試驗(yàn)首次獲取了高速有控條件下特定姿態(tài)的圓錐基礎(chǔ)外形的轉(zhuǎn)捩陣面精細(xì)型貌、轉(zhuǎn)捩推進(jìn)過(guò)程和脈動(dòng)壓力特性等寶貴的測(cè)量數(shù)據(jù)，通過(guò)測(cè)量數(shù)據(jù)分析，提升了對(duì)圓錐外形轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象及規(guī)律的認(rèn)識(shí)。