MF-1模型飞行试验转捩结果初步分析

中国空气动力研究与发展中心于2015年12月在中国酒泉卫星发射中心成功实施了MF-1航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙轴对称体,半锥角为7°。这是我国首次针对高超声速空气动力学基础问题研究的航天模型飞行试验,飞行最大马赫数5.3、最大高度63.4km,飞行迎角上升段0.5°、下降段5°。采用薄壁测温技术测量了锥面上50个点的温度数据,并采用三维热辨识方法给出了热流数据,从而判别转捩。初步分析表明,所获取的真实飞行条件下的上升段和下降段的转捩数据是可靠的,可用于验证与标定转捩预测模型;同时验证了现有转捩预测模型对于超声速/高超声速小攻角圆锥转捩起始点预测的可行性;发现了上升段湍流-层流的再层流化与下降段层流-湍流转捩的临界高度差别,以及约0.2mm的阶差即有可能诱发强制转捩。     

电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明：马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。     

MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。     

边界层转捩与压缩拐角分离流动的非定常作用

为了认识激波与转捩边界层之间的相互作用,选取压缩拐角模型为研究对象,在高超声速风洞中开展了激波/转捩边界层干扰试验研究。试验在FD-20炮风洞中进行,试验马赫数为8,雷诺数0.5×107~2×107/m。试验采用了薄膜电阻温度计和常规压力传感器,分别测量压缩拐角周围的热流和压力分布。根据干扰区上下游的边界层流态,将试验分为两部分:层流/湍流干扰和转捩/湍流干扰。对比分析了边界层转捩发生在干扰区时的热流分布、压力分布以及脉动热流的非定常特性。研究结果表明,激波/转捩边界层干扰的热流和压力分布特征,不同于常规的层流干扰和湍流干扰,其介于二者之间。层流/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于层流干扰;转捩/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于湍流干扰。互双谱分析结果表明,当边界层转捩发生在分离区时,转捩脉动与分离泡脉动同时出现并增长。当两者幅值足够大时,转捩脉动会与分离泡脉动发生非线性耦合作用。这种耦合作用会诱导出新的频率特征的脉动结构,从而使分离区内的脉动量显著增加。     

电弧加热流场中的尖锥边界层转捩研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,为研究电弧加热流场热环境特性对于边界层转捩的影响,采用红外线热图技术,在电弧加热流场中进行了边界层转捩对尖锥模型气动热的影响研究。试验模型分为8°钢制尖锥、5°非金属和金属尖锥,结合数值计算,对试验结果进行了分析。结果表明,采用红外热像仪判读表面温度的方法进行转捩的判断是一种可行的方法,马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于电弧加热流场计算的转捩雷诺数。     

钝锥在添质作用下的稳定性导数的分析

本文在国外有关工作的基础上进一步分析了烧蚀引起的添质作用的力学模型及其对球钝锥俯仰力矩稳定性导数的影响机理,一起计入了热—化学延迟效应和气流延迟效应,考虑了边界层为层流以及转捩为湍流的各种情况,探讨了稳定性导数与添质率、边界层转捩位置、热—化学延迟相位角、减缩频率以及攻角等诸因素的关系。并且提供了计算具有添质作用的球钝锥在小攻角下以及在不同边界层流态下的俯仰力矩稳定性导数的一套方法,较前扩展了应用范围。分析表明,当添质率较大,而在重心附近又发生边界层转捩时,钝锥的俯仰阻尼力矩导数可以出现严重的负阻尼情况。本文的计算结果与某些弹道靶试验数据以及飞行试验遥测换算数据相当接近。     

MF-1飞行试验表面热流辨识

利用物体内部测点温度辨识表面热流,是一典型热传导逆问题。利用一维表面热流辨识方法处理分析MF-1航天模型飞行试验的温度测量数据,获得了表面热流数据。辨识结果结合数值模拟预测结果可以有效地判断边界层流态变化(再层流化、转捩)发生的区域,达到了预期目标。一维辨识方法模型过于简单有其局限性,比如一维方法没有考虑到测温结构与飞行器壳体之间的横向传热,辨识结果中出现了不合理的负热流,精度不足以支持深入定量对比分析。为了克服这一缺陷,提高辨识精度,采用三维传热模型来分析处理温度测量数据、辨识表面热流,由此得到的辨识结果比一维辨识结果更加合理。在三维传热模型的表面热流辨识计算中,还考虑了接触热阻对测温部件表面温度辨识结果的影响,并通过模拟计算给出了他们的影响规律。通过这一系列分析可以看到,飞行试验中测温部件传热较为复杂,而基于精细传热模型的表面热流辨识方法可以有效获得精度较高的辨识结果。同时这也预示了这一方法在航天飞行试验中应用的潜力。     

超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。     

应用Transition k-kl-ω转捩模型对内冷叶片气热耦合的数值模拟

选取NASA-Mark Ⅱ跨声速叶片为算例,研究了Transition k-kl-ω转捩模型在内冷叶片气热耦合计算中的应用,探讨了整场耦合与冷却通道内采用对流换热系数准则耦合的差异。结果表明,该转捩模型相比其它全湍流模型能够更准确预测附面层内的层流和转捩状况;由于Transition k-kl-ω转捩模型转捩前期采用层流动能来描述扰动的发展,避免了使用含有来流湍流度的经验公式,引入了"分裂机制"来描述层流与湍流脉动间的相互作用,并且在旁路转捩和自然转捩源项模化中加入了Tollmien-Schlichting波的影响,对强激波后的温度计算相比常用的间歇因子转捩模型与实验值更吻合;换热系数准则耦合用于冷却通道传热计算,避免了冷却通道边界条件带来的误差,计算结果与实验吻合较好,更易于工程应用。     

高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算

采用CFD(计算流体动力学)技术, 开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型, 在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型, 在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流, 并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率, 流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.      

自然层流机翼的翼套试验及数值方法

基于某公务机飞行试验平台设计改装的自然层流翼套构型,以飞行试验为核心,开展了前期的数值方法和风洞试验研究。风洞试验和飞行试验均采用红外热像技术进行转捩探测。同时,使用基于线性稳定理论的e^N方法对试验构型进行了数值模拟分析,探究攻角、压力分布形态对Tollmien-Schlichting(T-S)波失稳主导转捩的影响机制。研究结果表明,风洞试验构型在-2°～2°攻角范围内上翼面维持大范围的顺压力梯度,T-S波的增长得到了有效抑制,实现了50%c(弦长)以上的层流区,转捩发生在压力恢复区;在4°攻角工况下,头部出现明显的逆压力梯度,T-S波快速增长并发生失稳,转捩位置提前至20%c。飞行试验条件下的结果表明,压力分布形态对T-S波的影响机制与风洞试验一致;在高湍流度低雷诺数的风洞试验条件和低湍流度高雷诺数的飞行试验条件下,采用湍流度和Mack公式确定T-S波临界N因子,得到的转捩预测结果与试验结果均吻合较好,表明本文数值方法具有良好的预测精度和鲁棒性。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。     

高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响

为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。     

转捩模式与转捩准则预测高超声速边界层流动

对原始的k-ω-γ转捩模式和"层流+转捩准则"模型进行了改进,在2种方法中分别增加了横流模态时间尺度和横流转捩准则用于预测横流失稳诱导转捩。通过对网格预处理可并行计算获得边界层外缘信息以及边界层内横流速度。采用不同雷诺数条件下的0°攻角尖锥以及HIFiRE-5外形对2种方法预测高超声速边界层转捩的性能进行了比较分析。研究结果表明,2种方法均能正确反映高超声速边界层转捩起始位置和转捩区长度随雷诺数的变化趋势,但不能捕捉转捩区热流峰值;"层流+转捩准则"模型计算得到的传热系数在全湍流区较k-ω-γ转捩模式偏高。对于同时存在流向不稳定和横流不稳定的HIFiRE-5外形,改进的k-ω-γ转捩模式和改进的"层流+转捩准则"模型相比于原始的模型均能更加准确地预测中心线两侧横流失稳诱导形成的转捩;对于中心线附近因速度剖面拐点引起的边界层转捩,"层流+转捩准则"模型由于与边界层厚度相关,预测得到的转捩位置较试验结果靠前,k-ω-γ转捩模式与试验结果吻合很好。     

高马赫数层流摩阻数值计算精度

飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著,摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前,摩阻预示主要依赖数值计算,但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象,结合风洞试验摩阻测量结果,使用国家数值风洞（NNW）数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明：数值耗散越小,表面摩阻的计算精度越高;在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正,将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外,在高马赫数流动问题的数值模拟中,壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后,基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。     

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势

高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。     

MF-1模型飞行试验结构与热防护关键问题研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将"#"字形加强筋结构优化为"米"字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。     

高超声速圆锥边界层转捩数值研究

以类似于处理湍流脉动的方式来模型化非湍流脉动,考虑湍流的间歇性特征及引起超声速流动失稳机制,研究包括转捩起始位置及转捩区范围的高超声速流动转捩问题,发展可反映扰动模态和可压缩性影响的两方程SST转捩/湍流模式.针对尖锥模型,在马赫数6、攻角O°～2°时,采用第二模态(Second-mode)机制,预测并比较完全层流态、完全湍流态,以及自然转捩发展过程中的表面热流、表面摩阻等气动特性.