圆锥边界层非对称转捩试验技术研究

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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

2、下，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。关键字：高超声速，圆锥，边界层，攻角效应251近代高温气体动力学学术研讨会0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

3、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0o[2]。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

4、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（windwardray）和背风子午线（leewardray）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

5、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251近代高温气体动力学学术研讨会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

6、、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]，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

7、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，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

8、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