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1、近代高温气体动力学学术研讨会圆锥高超声速湍流边界层攻角效应转捩试验研究张占峰 毕志献 沈 清（航天空气动力技术研究院, 北京 100074）摘要：本文主要介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法，利用边界层的表面热流值，作为判断边界层转捩与否的依据，开展圆锥边界层攻角效应转捩曲线测试研究。试验在航天十一院FD-20炮风洞中进行，马赫数为6，试验模型是半锥度5o的圆锥模型。开展了对于圆锥模型，头部半径对转捩位置的影响，小攻角情况下对模型转捩位置的影响，并且获得了攻角在2o和3o攻角情况下圆锥模型的攻角效应转捩曲线测试。试验结果证实了，在小攻角下，随着攻角的增加，迎风面转捩位置向后移
2、动，背风面转捩位置向前移动。关键字：高超声速，圆锥，边界层，攻角效应2510 引言高超声速湍流边界层攻角效应问题，是湍流的一个重要问题。它会在边界层迎风面和背风面产生非对称的气动热和气动力，不但影响航天飞行器武器型号的落点精度，而且严重影响飞行器的稳定性。圆锥湍流边界层转捩测试技术，为我们找到了一种较好的湍流边界层转捩判据，是一种十分重要的转捩测试技术，高超声速边界层的攻角效应问题在湍流中又是一种常见的、重要的湍流现象，运用边界层热流平均量作为边界层转捩的判据，研究小攻角攻角效应问题，对于型号气动问题的认识十分重要。此外，圆锥湍流边界层试验，对于判断圆锥边界层转捩雷诺数，以及理论分析和数值模拟
3、具有重要的参考意义。Mateer研究了来流马赫数为7.4的圆锥边界层1。对于半锥度5o的模型，若攻角增大，以转捩位置距头部驻点长度为底的雷诺数在迎风子午线上增大，而在背风子午线上则减小；而对于半锥度15o的模型，若攻角增大，上述雷诺数在迎风子午线和背风子午线上均减小。Kendall等在风洞中对半锥度为4o的圆锥进行旋转，攻角近似为0o2。他们发现转捩雷诺数在上下10%的范围内变化（模型的表面缺陷和风洞中气流的不均匀性被认为可以忽略）。这说明转捩对于很小的非（轴）对称性也是非常敏感的。Stetson首先研究了来流马赫数为8、半锥度7o的圆锥边界层的稳定性问题3。他发现攻角对于第二模态扰动增长率的
4、影响很小。目前，攻角对转捩位置及各阶模态不稳定波增长率的影响仍是研究的热点。实验测量点大多位于迎风子午线（windward ray）和背风子午线（leeward ray）上。Hanifi等对来流马赫数为5，半锥度为10o的圆锥边界层进行了测量4。他们发现当攻角为1o时，在迎风子午线和背风子午线上，第二模态的不稳定波由二维变作三维斜波，第一模态的扰动增长率变化了40%。其结论是很小的攻角也可对边界层的稳定性产生巨大影响，因为横流改变了边界层剖面的形状。本文简单介绍了一套高超声速湍流边界层转捩试验测量技术，并采用这项技术开展了圆锥边界层攻角效应试验研究，为理论分析和数值模拟提供验证算例。高超声速湍
5、流边界层攻角效应的试验研究内容包含了以下几个方面：随着攻角(0o，1o，2o，3o，4o)的增加，转捩位置在迎风面(180o母线)、背风面(0o母线)变化情况；头部半径(Rn=1mm，5mm)对转捩位置的影响；以及在小攻角(2o、3o)下，迎风面、背风面转捩位置分布的全局图像。1 试验设备、模型和状态1.1试验设备FD-20风洞是一座高马赫数、高雷诺数的轻活塞炮风洞6，配备有名义马赫数为5、6、8、10、12、15的六种型面喷管，其中马赫数5、6不但可以作为带有活塞的炮风洞运行，还可以作为无活塞的激波风洞运行，它的喷管出口直接达380mm。高超音速炮风度具有较易获得高参数和流动时间短的特点7，
6、它配备了多种规格、量程的测压传感器以及铂膜测热传感器、多杆单分量、三分量、六分量测力天平和纹影照相系统。拥有全国先进的对模型进行测热、测压、测力以及纹影、油流和热色液晶试验研究。1.2试验模型高超声速边界层公交效应的风洞试验，采用的模型是半锥度5o的圆锥，试验的马赫数为6。头部半径为1mm的试验模型，第一个测点距离头部驻点大约87mm；头部半径为5mm的试验模型，第一个测点距离头部驻点大约45.28mm。圆锥模型的测点分布在5条母线上，每条母线有28个测点。模型安装在风洞时，最底边的母线定义为0o母线，最上边的母线定义为180o母线。测点分别分布在0o，45o，90o，135o，180o母线上
7、，模型示意图如图1所示。图1 圆锥模型示意图1.3试验状态本试验在FD-20炮风洞中进行，试验马赫数6.0，具体的试验状态如表1所示：表1 试验状态状态123头部半径1mm1mm5mm总温(K)702615704总压(Mpa)2.692.203.90雷诺数（107/m2）1.301.311.882 试验结果及其分析本文介绍的圆锥边界层试验内容包括：头部半径对转捩位置的影响，在小攻角情况下迎风面、背风面转捩位置的变化情况，以及攻角效应转捩曲线测试。2.1头部半径对转捩位置的影响圆锥模型头部半径为1mm的时总长600mm，头部半径为5mm的圆锥模型总长558.28mm。试验结果表明：头部半径对高超
8、音速湍流边界层转捩位置有明显影响。欲使不同头部半径的圆锥模型转捩位置相同，头部半径大的模型需要的雷诺数要高，头部半径小的模型需要的雷诺数较低。图3 头部半径对转捩位置的影响2.2攻角对转捩位置的影响当边界层转捩时，边界层将会加厚；当航天飞行器飞行时由于受到扰动而产生姿态的微小改变时，即使攻角很小，其上下两侧绕流的转捩位置也随之产生微小的改变。飞行器攻角增加，迎风面、背风面的转捩位置也会相应的改变。通过进行圆锥边界层小攻角转捩位置试验，可以有效的确定转捩位置的改变情况，为航天飞行器表面放热设计，提供试验依据。(a) 迎风面壁面热流(b) 背风面壁面热流图4 攻角对迎风面和背风面转捩位置的影响(M
9、=6)由此可见，在相同的状态(总温、总压、雷诺数和马赫数)下，随着攻角的增加迎风面转捩位置后移，背风面转捩位置前移。头部半径为1mm的半锥度5o的圆锥湍流边界层，在0o攻角下，转捩位置大约在距头部驻点245mm的位置，所以0o攻角情况下圆锥边界层转捩雷诺数是3.19106。2.3攻角效应转捩曲线测试飞行器由于受到干扰而产生的姿态角的微小变化，导致迎风面、背风面转捩位置不同的现象，是攻角效应问题，攻角效应能在迎风面和背风面产生非对称气动力和非对称气动热，影响飞行器的飞行稳定性。攻角效应问题是高超声速湍流边界层问题中的常见和重要的现象之一，利用转捩试验技术，获得攻角效应转捩测试曲线，对于型号、再入
10、弹头、高速弹头气动问题的认识十分重要。高超声速湍流边界层转捩试验技术为型号、再入弹头、高速弹头的转捩提供了有效的试验平台。头部半径为1mm、半锥度5o的圆锥试验模型，边界层攻角效应转捩曲线如图5所示：(a)2o攻角攻角效应壁面热流测量结果(b)2o攻角攻角效应边界层转捩带判读(c)3o攻角攻角效应壁面热流测量结果(d)3o攻角攻角效应边界层转捩带判读图5 小攻角圆锥边界层攻角效应转捩曲线测试(M=6)试验结果表明：在小攻角圆锥边界层内，迎风面转捩位置比较靠后，背风面转捩位置比较靠前，沿模型表明由迎风面到背风面转捩位置逐渐向前移动。同时，在热流值方面，迎风面的热流值相对较大，背风面的热流值相对较
11、小。3结束语通过圆锥湍流边界层非对称转捩试验，可以大致得到一下结论：1 随着攻角的增加，迎风面转捩位置向后移动，背风面转捩位置向前移动；2 圆锥模型钝度增加，转捩位置也会向前移动；3 平均热流的最大值出现在转捩峰位置，这说明边界层气动热最严重的地方在转捩峰位置；4 边界层热流参数的测量，可以作为边界层转捩研究的有效判据。参 考 文 献：1.Mateer, G.G., “The effect of angle of attack on boundary layer transition on cones,” AIAA J 1972; 10(8):11271128.2.Kendall, J., “
12、Wind tunnel experiments relating to supersonic and hypersonic boundary-layer transition,” AIAA Paper 74-133, Jan. 1974.3.Stetson, K.F., Thompson, E.R., Donaldson, J.C., Siler, L.G., “Laminar boundary layer stability experiments on a cone at Mach 8, part 3: sharp cone at angle of attack,” AIAA Paper
13、85-0492, 1985.4.Doggett, G.P., Chokani, N., Wilkinson, S.P., “Effect of angle of attack on hypersonic boundary-layer stability,” AIAA J 1997; 35(3):46470.5.杨辉反辐射子弹气动热环境试验科学技术报告 BG10118北京：北京空气动力研究所，2001.6.唐贵明，李静美，俞鸿儒.激波风洞中的传热测量结果.中科院力学所，1978.7.J Gordon Hall and A Hartzberg Recent advance in transient
14、 surface temperature thermometry.Jet Propulsion J Vol.28,1958.8.R.W Allen and R.F Burch.The thin film thermometer as a triggering and measuring device in a shock tube.AWREO-58/65,1965.Measurement on the angle of attack effect in the hypersonic boundary layer over circular coneZHANG Zhan-feng, BI Zhi
15、-xian, SHEN Qing（China Academy of Aerospace Aerodynamic, Beijing, China, 100074）Abstract:The angle of attack effect on the boundary layer transition of circular cone at hypersonic speed has been investigated by means of experimental study. Experiments have been performed in a piston gun tunnel at Mach number 6, and the model is a 5-degree half-angle circular cone. The heat transfer rate gives the boundary layer transition onset and peak position. The angle attack effect at small angle of attack agrees with previous researchers results well, that the boundary la
