前缘钝化对二维高超音速进气道影响的实验研究

1、#学院 高超音速推进系统（小论文）学 号：专 业：学生姓名：任课教师： 教授2015年4月前缘钝化对二维高超音速进气道影响的实验研究摘要：本文基于一种典型的高超音速二维进气道研究了前缘钝化对入口边界层转捩的影响。在FD-07风洞实验中试验了四种前缘半径（R= 0.05mm, R = 0.1mm, R = 0.2mm, R = 0.25mm），包括自然转捩和人工转捩。边界层转捩的位置是通过折角处压力的分布特性和进气道是否启动来确定，通过这种方式，我们得到了边界层转捩位置和前缘半径之间的规律。实验结果表明，在风洞的条件下，边界层转捩位置随着前缘半径的增加向下游移动。在前缘半径R=0.25mm时进气

2、道不能启动，因此我们基于线性稳定理论（LST）设计了一种人工转捩带使得进气道能够成功启动。关键词：高超音速进气道 前缘钝化 边界层转捩1、 介绍高超音速飞行器的前缘因为热防护的问题需要钝化处理，研究表明前缘钝化对边界层转捩有非常强的影响。Brinich是第一个发现在Mach=3.1的实验中当圆筒的前缘半径有很小的增长时，边界层转捩位置会向下游移动。Stetson在一个半锥角为7 的椎体上利用热线风速计实施了Mach=8的边界层稳定性实验。与尖锥相比，微小的头部钝化可以明显的改善边界层的稳定性。基于Stetson的实验， Malik等人分析了前缘钝化对边界层不稳定性的影响，线性稳定分析结果表明些

3、许的钝化可以将临界转捩雷诺数提高一个数量级。Rosen boom等人利用Stetson的实验条件在尖锥和不同钝化程度的椎体上研究边界层的不稳定特性，基于e-N方法，发现转捩点随着钝化程度的增加线性的向下游移动。同样基于Stetson的实验，加利福尼亚大学的研究者Xiaolin Zhong等人利用数值方法研究在钝化条件下边界层的感受性问题，对更好的理解边界层转捩提供了理论支持。Sanator，Cubbage 和Benson研究了前缘钝化对高超音速进气道性能的影响。我国的研究者同样研究了流动状态或前缘钝化对进气道性能的影响。Wang Xiaodong等人利用CFD方法研究了不同的前缘半径对二维高超

4、音速进气道性能的影响。Cai Qiaoyan等人利用CFD方法研究了前体流动状态对轴对称高超音速进气道性能的影响，并且获得了进气道性能随着人工转捩位置在不同马赫数下的变化规律。针对前缘钝化对进气道压缩面边界层转化的影响，作者已经进行了初步的研究，线性稳定分析和实验表明前缘钝化明显延后了干扰波的不稳定位置并且对进气道的启动产生显著影响。为了进一步理解这种物理现象，本文在一种典型的二维高超音速进气道上进行了关于钝化影响的研究。边界层转捩位置通常是通过飞行器表面的热流量确认，我们的目标是在兼顾考虑测试成本的情况下来找到前缘钝化对边界层转捩位置的影响程度，我们使用压缩折角的压力分布特性和进气道启动与否

5、来判断边界层的转捩位置。基于以下两点：第一，对于二维高超音速进气道，它的典型流动特点是压缩折角流动和激波/边界层相互作用，压缩折角的压力分布或由激波/边界层相互作用产生的流动分离将会明显的不同于湍流流动和层流流动；第二，在实验开始前我们对不同的前缘半径进行了数值计算，非稳态CFD结果表明对于湍流流动进气道可以正常启动但是对于层流流动由于激波/层流边界层相互作用产生明显的分离使得进气道不能启动。因此，我们可以结合压缩折角的压力分布特性（反应压缩折角流动）和进气道是否启动（反应激波/边界层相互作用）来判断边界层的流动状态。特别的，利用纹影法，静压的分布和出口参数，我们可以判断进气道是否启动；结合在

6、不同压缩折角附近的压力分布特性，我们可以判断边界层的转捩位置。通过实验证明这是一种简单有效的方法。在实验中我们发现当钝化半径超过0.25mm时边界层不会转捩，同时我们设计了一种人工转捩带并且它的效果已得到证实。参数Ma 马赫数Mae 出口平均马赫数Pt 总压 动压R 前缘半径，mmRe 雷诺数Te 出口平均温度，KTt 总温 质量流量系数 压力恢复系数2、 实验条件和模型 实验是在CAAA（中国航天空气动力研究院）的高超音速风洞FD-07中进行的。FD-07是一种常规的吹风式高超音速风洞，喷管末端直径0.5m，马赫数可以实现从5到12，实验时的马赫数的改变是通过替换喷管实现的。采用了水冷系统来

7、防止喷管结构的热变形。隧道的测试区域装有两个孔径为350mm的可视化窗口，在纹影技术的帮助下用来模型检查和流动可视化。在实验中仅模拟了马赫数和雷诺数，不考虑湍流强度和來流噪音水平对边界层转捩的影响。实验条件如表1所示。 实验中的二维高超音速进气道由三个楔形体和四个缓冲装置组成，总长度695mm，设计马赫数Ma=6，内部收缩率1.87，总收缩率7.52，缩放比1:2.78。图1展示了模型的结构尺寸和进气道对称面静压点的分布。为了研究前缘钝化对边界层转捩的影响，制作了四种前缘半径，分别是0.05mm，0.1mm，0.2mm，0.25mm（图2仅展示了三种）3、 人工转捩方法在之前的研究中基于线性稳

8、定理论（LST）我们已经发展了一种人工转捩方法，在最初的应用中这种方法被证明对进气道边界层的转捩是有效的。实验中我们发现当前缘半径超过临界值，进气道不会启动。因此采用同样的人工转捩控制方法，也即根据边界层的线性稳定分析设计一种人工转捩带，使气流在进气道第一个楔形面上通过它，从而使进气道能成功启动。人工转捩带的形状和它的设计原则如图3所示，细节设计方法可以在文献中找到。与X-43A上使用的钻石型涡流发生器相比，这种过渡带有一种简单的结构，它对流场的干扰很小（它的厚度大约是边界层厚度的1/5），并且很容易满足热防护要求，所有这些对工程应用来说是很方便的。4、 结果和分析 首先，对四种前缘半径（R

9、= 0.05mm, R = 0.1mm, R =0.2mm, R = 0.25mm）进行了自然转捩实验，得到了静压分布和出口参数，并且采用激波纹影技术来判断进气道是否启动。进气道的前缘半径从小到大进行替换。在R = 0.05mm, 0.1mm, 0.2mm时进气道可以正常启动（图4a, b, c），出口参数和湍流计算结果吻合的很好（如表2），表明在这三种前缘半径下边界层可以自然过渡。通过纹影判断，进气道在R = 0.25mm（图4d）时不能启动，进气道的性能低于湍流流场的结果（如表2），表明边界层不能实现自然过渡，所以我们在距离前缘90mm的压缩面上贴上了人工转捩带，实验表明通过人工转捩带后进

10、气道可以正常启动（图5），并且进气道的性能达到了正常水平，从而表明人工转捩带是有效的。激波纹影可以对进气道是否启动给出一个直观的判断，反映了激波/边界层的相互作用并且进一步可以推断进气道入口边界层的流动状态。我们可以从不同压缩折角的压力分布特性来分析进气道边界层的流动状态，然后推断边界层转捩的位置，进而得到前缘钝化对边界层转捩影响的规律。图6a给出了测试的四种前缘半径情况下和全湍流数值模拟情况下静压线之间的比较。在自然过渡状态下，对于R = 0.25mm进气道不能启动，入口分离区扩展到第二个压缩折角（在点6和点7之间）后面，并且压力曲线有明显的上升。对于其余三种前缘半径进气道可以正常启动，压力

11、分布曲线与数值计算结果相一致。从图6的局部放大图中可以看出，在第一压缩折角（点2和点3之间），只有 R = 0.05mm的压力曲线出现了明显的上升与数值计算结果相似，显示出了湍流特性（图6b），表明R = 0.05mm时边界层转捩发生在第一个楔形面上，其余的几种情况仍保留层流流动。在第二个压缩折角（点6和点7之间），对于R = 0.1mm 和R = 0.05mm的情况，压力曲线与数值计算结果相似，显示出了湍流特性（图6c），表明对于 R = 0.1mm的情况边界层转捩发生在第二个楔形体表面上。对于R = 0.2mm和R=0.25mm的情况，边界层在通过第二个压缩折角后仍保持层流流动。激波纹影和

12、出口参数表明R = 0.2mm时进气道能够启动，表明此时边界层转捩在进气道入口前已经完成，然而对于R = 0.25mm时进气道不能启动，表明边界层在进气道入口前未完成转捩，激波/层流边界层的相互作用引起流场严重分离，使得进气道不能启动。图7给出了R = 0.25mm时有人工转捩带的压力分布曲线。纹影表明通过人工转捩带后进气道可以正常启动了，因此可以说人工转捩带在边界层的转捩过程中起到了很大作用。从局部放大图可以看出，人工转捩后的压力曲线与R = 0.2mm时的曲线相似，因此我们可以说边界层转捩发生在第三个楔形面上。从上面的分析可以得到随着前缘半径的增大，边界层转捩依次出现在第一个楔形体，第二个

13、楔形体，第三个楔形体直到最终不能转捩。根据先前的理论研究结果，前缘钝化引起转捩延迟的物理机制来自弓形激波产生的熵层影响，通过它后边界层的厚度和标准速度曲线发生明显改变，因此边界层的流动稳定性改变转捩位置延迟。5、 结论（1) 这项工作是在一个常规的高超音速风洞中实施的，在实际的飞行状态下前缘钝化效应会更加明显，因此在吸气式高超音速飞行器的进气道设计中需对这种效应有足够的重视。（2) 前缘明显延迟边界层转化的现象已经被进一步证实，对于一个给定的雷诺数，存在临界前缘半径使得边界层不能转捩，然后必须采用人工转捩方式来确保进气道能够启动。（3) 实验表明线性稳定理论（LST）对指导人工转捩带的设计是有

14、效的。参考文献1 P. F. Brinich, Effects of leading-edge geometry on boundary layer transition at Mach 3.1, NACA TN 3659, 1956.2 K. F. Stetson, Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8, Part 2: blunt cone, AIAA paper 84-0006,1984.3M. R.Malik, R. E. Spall, C.L. Chang, Effect of nose bl

15、untness on boundary layer stability and transition, AIAA paper 90-0112, 1990.4I. Rosenboom, S. Hein, U. Dallmann, Influence of nose bluntness on boundary-layer instabilities in hypersonic cone flows, AIAA paper 99-3591,1999.5Xiaolin Zhong, Yanbao Ma, Receptivity and linear stability of stetsons Mach

16、 8 Cone stability experiments, AIAA paper 2002-2849, 2002.6Xiaolin Zhong, Yanbao Ma, Numerical simulation of leading edge receptivity of stetsons Mach 8 blunt cone stability experiments, AIAApaper 2003-1133, 2003.7Xiaolin Zhong, Jia Lei, Numerical simulation of nose bluntness effects on hypersonic b

17、oundary layer receptivity to frees tream disturbances,AIAA paper 2011-3079,2011.8R. J. Sanator, J. L. Boccio Dan Shamshins, Effect of bluntness on hypersonic two-dimensional inlet type flows , NASA CR-1145, 1968.9J. M. Cubbage, Effect of nose bluntness and controlled roughness on the flow on two hyp

18、ersonic inlet center bodies without cowling at Mach5.98, NASA TN D-2900, 1965.10J. L. Benson, S. A. Maslowe, Bluntness and boundary-layer displacement effects on hypersonic inlet flowfields, Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, 3(9)1394-1401.11Wang Xiao-dong, Le Jia-ling, Numerical simulation of

19、 effects of leading edge on the performance of inlet, Journal of Propulsion Technology,2002, 23(6)460-462.12Cai Qiao-yan,Tan Hui-jun, Effects of the forebody boundary layer state on flow structure and performance of hypersonic inlets, Journal of Aerospace Power, 2008, 23 (4) 699-705.13Zhang Hong-jun, Yuan Xiang-jiang, Shen Qing, Analysis on boundary layer flow stability of