高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术

马洪强，高 贺，毕志献

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术

马洪强，高 贺，毕志献

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分，也是制约高超声速飞行器发展的重要因素，因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要。简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况，同时对中国航天空气动力技术研究院自行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍，并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一。文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果，并对结果进行了讨论。

高超声速飞行器；摩擦阻力；直接测量技术；摩阻天平；风洞试验

0 引 言

航空航天飞行器所受的气动阻力主要由两部分构成，即压差阻力和摩擦阻力。压差阻力可以由壁面压力积分得到，且壁面压力的测量技术很成熟，但摩擦阻力的测量则相对来说显得比较困难。

摩擦阻力的测量并不是一门新的科学技术，几十年来摩擦阻力已经可以用许多直接或间接的方法测量。准确的测量摩擦阻力无论是在理论上还是实际中都有重要的意义。在边界层理论中，摩擦阻力是牛顿摩擦定律的重要组成部分，是确定边界层速度的关键因素。而在实际的工程设计中，摩擦阻力是现代高超声速飞行器气动力的重要组成部分，尤其是湍流边界层可以使表面摩擦阻力大幅度增加，从而使流动的能量损失加剧，流体的做功效率下降。摩擦阻力最大时可占飞行器总阻力的50%，直接影响到各种飞行器的有效航程，甚至影响到超燃冲压发动机的推阻平衡，从而严重制约飞行器的性能。所以国内外各研究单位都在花费大量的人力和财力来进行高超声速飞行器的摩擦阻力测量研究。

当前，国内外高超声速飞行器和超燃冲压发动机的研究工作已经取得了实质性的进展和成果［1］。美国的实验验证机X－43A经2005年的两次飞行，证明超燃冲压发动机是可以产生推力的，但当时离实际应用还有很大距离。如何增加推力、减小阻力就是必须解决的关键问题之一。同飞行器一样，超燃冲压发动机的系统阻力也分为压差阻力和摩擦阻力两大部分，其中表面摩擦力在总阻力中依然占相当大的比例，直接关系着可用推力的大小。美国弗吉尼亚理工州立大学有文献报导燃烧室内壁摩擦阻力的升高会导致发动机的比冲严重降低［2］。表1中Cf为表面摩擦力系数，If（Ibf

＊s／Ibm）代表比冲，指的是单位质量的燃的是单位质量的燃料产生的冲量大小。可以看出随着摩擦系数的增加，摩擦阻力可占到总推力的1／2～2／3，将严重地影响到发动机的净推力和整个飞行器的推阻平衡。

表1 表面摩擦力对超燃冲压发动机推力的影响Table 1 Impact of skin friction on specific impulse

摩擦阻力作为阻力的重要组成部分，在整个高超声速飞行器的设计中是要首先减小的，而减阻工作必须建立在对摩擦阻力准确的测量上，所以对于高超声速摩擦阻力测量技术的研究更是具有重大意义。

1 国内外技术现状

多年来，国内外已经开展了大量与高超声速摩擦阻力相关的气动试验研究工作，形成了多种测量方法，如速度剖面法、摩阻天平法、Preston管法、干涉油膜法、发光油膜法、热线法、液晶测量技术、基于MEMS技术的测量方法等。所有方法中，速度剖面法、摩阻天平法、干涉油膜法和基于MEMS技术的测量方法比较受到重视，相关的研究工作和技术文献也比较多。而针对高超声速飞行器尤其是与超燃冲压发动机相关的摩擦阻力测量来说，由于其它方法的适用性和测量精度不满足要求，摩阻天平法基本上是目前唯一的选择。

摩阻天平有明显技术优势：直接测量摩擦阻力，不需要假设，不存在工程计算方法引起的系统误差；天平可内藏于模型壁面之下，在流场之外，不干扰流场；易于标定和计量；易于进行热防护和温度修正；响应速度快，可用于脉冲风洞中进行毫秒级时间长度的测量；测量分辨率高；可以同时测量摩擦阻力的大小和方向；可用于曲面测量。同时摩阻天平在技术方面也存在某些缺点：天平尺寸大，在设计模型过程中有更多的困难；天平和模型之间存在变形间隙，会给测量带来一定误差；测量表面较大，无法进行点测量。

美国弗吉尼亚理工州立大学进行了平板原理试验及Hyper X发动机和RBCC发动机的地面试验和飞行试验，采用的测试技术为应变式摩阻天平技术，采用理论分析或CFD数值计算结果进行技术对比和验证。其摩阻天平大多是单分量天平，如图1。敏感元件形式有悬臂梁和十字铰链，敏感元件材料有石英、工程塑料和铝合金，应变计主要采用箔式电阻应变计和半导体电阻应变计，敏感元件上面安装浮动元件来感受摩擦阻力，防热方法有硅油填充、硅橡胶填充、水冷、热沉和阻热结构设计等。

图1 弗吉尼亚理工州立大学的摩阻天平Fig.1 Skin friction gage of Virginia Polytechnic Institute and State University

该大学用于摩擦阻力测量的试验设备有通用应用科学实验室的Leg IV自由射流风洞、HYPULSE高超声速脉冲风洞，兰利中心的自由射流风洞、电弧加热超燃冲压发动机试验风洞，阿姆斯中心的直连电弧风洞、16inch高焓高超声速激波风洞，CALSPAN的HYTEC 5高焓激波风洞等。其高焓超燃冲压发动机摩擦阻力测量风洞试验不确定度为11%～16%，当压力梯度很大时，试验不确定度可以达到12%～22%。

图2 俄罗斯科学院的摩阻天平Fig.2 Skin friction gage of ITAM

俄罗斯科学院西伯利亚分部（ITAM）［6］进行了原理性试验，测量对象是平板和斜面的摩擦阻力，测试技术为应变式摩阻天平，如图2所示。验证技术为速度剖面技术和CFD数值模拟技术。摩阻天平为双分量天平，敏感元件形式为常规测力传感器的多片梁结构，采用半导体应变计，防热方法为硅油填充，同时测量敏感元件的温度用于数据修正。试验设备为低湍流度超声速风洞。ITAM的平板摩阻测量不确定度为10%，存在较大压力梯度时测量不确定度为14%。

澳大利亚也进行了高超声速飞行器摩擦阻力测量［7］，研究对象有层流、分离流、湍流和超燃冲压发动机燃烧室流动。测试技术是压电式摩阻天平，如图3所示，验证方法是理论计算，试验设备是昆士兰大学T4自由活塞式激波风洞，试验不确定度为8%。

图3 昆士兰大学的摩阻传感器Fig.3 Skin friction transducer of University of Queensland

其他国家和地区也有一些机构从事类似的研究工作，如印度科学院［8］，采用压电式摩阻天平、光纤应变式摩阻天平、光纤位移测量技术，在HST2激波风洞和常规下吹式高超声速风洞进行摩擦阻力测量。验证技术有Van Driest层流理论、Ekert参考温度方法和CFD数值模拟，几种方法获得的摩阻系数吻合得非常好。日本太空开发署和东京技术学院采用应变式摩阻天平技术［9］，在连接于下吹式风洞（装有燃烧式加热器）上的矩形超声速燃烧室中进行摩擦阻力测量，据称在不点火燃烧的条件下试验准确度可达到5%。

国内中国航天空气动力技术研究院和中国空气动力研究与发展中心［10－11］进行了相关研究工作，目前都处于初级研究阶段。

2 摩擦阻力直接测量技术研究

2.1 研究概况

高超声速摩擦阻力测量在技术上存在很多难点，主要表现为：测量元件小面积上的摩擦阻力绝对量值小；高超声速飞行器表面、超燃冲压发动机燃烧室的流场环境温度高；高超声速流场建立过程中有较大的冲击载荷；流场的控制精度对摩擦阻力影响较大，测量不确定度较大。因此它的精确测量对于试验设备和试验方法都提出了相当高的要求。

作者参考国际上类似课题的研究工作，对各种测试手段进行深入的分析和比较，决定采用摩阻天平测量技术作为点测量技术，而采用液晶涂层方法作为面测量技术，验证方法为CFD数值模拟。

先后研制了两套使用摩阻天平的平板模型测量装置，并分别在风洞中进行了初步的摩擦阻力测量试验。进行试验的FD－02和FD－03风洞都为暂冲式高超声速风洞，具有自由射流试验段，上游有空气加热器，下游有二级引射器，前室最高总压均为8MPa，Ma＝5。喷管为二元喷管，喷管出口尺寸前者为200mm×200mm，后者为170mm×170mm。

2.2 带斜面的平板摩阻测量装置及试验结果

第一套摩擦阻力测量装置为带斜面的平板模型，如图4所示。使用两台摩阻天平，可以同时测量层流和分离状态的摩擦阻力，被测对象为φ10mm圆形平面。在测量摩擦阻力的同时，测量附近的模型表面静压。摩阻天平采用浮框式天平元件（二分量）加悬臂梁天平元件（二分量）的形式，Fx和Fz分量的量程均为50g，部分敏感元件采用半导体应变计，以提高天平输出信号，采集设备采用HBM放大器，以进行微小电信号的采集。

图4 第一套摩擦阻力测量装置Fig.4 The 1st measuring equipment of skin friction

完成了加工和贴片工作后，对第一套摩擦阻力测量装置中的两个摩阻天平进行了系统的静态校准。校准参数如下：静校载荷为40g，校准工作间温度为15℃。通过表2的校准结果可以看到，两台天平的静校精度误差较大，多个分量的相对误差超过了0.5%，其原因是天平的灵敏度偏低。

用第一套装置在高超声速风洞FD－03进行了一期摩擦阻力测量试验，试验马赫数为5，总温为363K，总压为1.2MPa，试验Re数为3.30×107（1／m）。选择这样的试验条件，是因为在马赫数为5时温度不高，可以避免温度漂移产生的误差。试验中采集了天平读数、流场总温、总压和静压以及纹影图像。该试验一共进行了10次，除了两次离散度较大之外，总的来说试验数据规律还可以。这些数据的数量级和规律与国外数据一致。试验数据见图5。

表2 第一套装置的天平静校结果Table 2 Results of balance static calibration for 1st equipment

图5 第一阶段试验曲线及纹影图像Fig.5 Results of first stage experiment

图5（a）中横坐标为时间，单位0.1s，紫色曲线为平面摩阻系数，蓝色曲线为斜面摩阻系数。可以看出，平面摩阻系数比斜面摩阻系数稍小，因为气体通过拐角由平面流到斜面的过程中，流速和边界层都会发生变化，使得摩擦阻力略微变大。图5（b）中蓝色曲线为顺气流方向即纵向的平面摩阻系数，紫色曲线为与气流方向垂直即横向的平面摩阻系数。可以看出，纵向的摩阻系数为0.00063左右，而横向的摩阻系数基本为0，说明在平板表面顺气流方向的摩擦阻力明显，由于几乎没有横向的气流，所以该方向的摩擦阻力很小。以上的试验结果说明这套摩擦阻力测量装置的设计是成功的，所得的试验数据是可信的。

在第一套摩擦阻力测量装置的校准和试验过程中发现了如下问题：（a）天平的灵敏度偏低，导致天平静校的精度误差和试验中的数据离散度都偏大。试验中顺气流方向的摩擦阻力系数为0.000488～0.000778，试验数据精度较低，经分析其原因是模型载荷太小，与天平的分辨率数量级相同。（b）进行斜面摩擦阻力测量的天平信号回零差，原因首先是风洞启动停车时冲击比较大；其次天平与模型表面之间的装配缝隙大，试验过程中热气流进入天平元件，产生热输出，只有当回到初始温度后天平信号才会回到零点。（c）被测表面距离天平元件过远，在实际加工过程中不容易保证同轴度要求，导致间隙不均匀。（d）平板和斜面置于流场正中，容易产生流场阻塞，很难建立高品质流场。

2.3 单一平板摩阻测量装置及试验结果

图6第二套摩擦阻力测量装置Fig.6 The 2nd measuring equipment of skin friction

第一套测量装置的试验结果明确了问题所在，在进行第二套摩擦阻力测量装置的设计过程中，进行了针对性的改进。

首先，将摩阻天平的量程降至5g，保证天平的灵敏度，同时提高天平的刚度，经有限元计算其一阶模态的自振频率为1630Hz，高于第一套测量装置；第二，将测量表面改为φ6mm圆形平面，并且减小了测量表面与壳体之间的间隙，天平和壳体之间可以充入硅油进行隔热，并预留了接口，必要时可进行通水冷却；第三，将摩阻天平进行小型化处理，整个天平的尺寸为φ30mm×25mm，并提高加工精度；第四，将模型高度降低，平板的上表面更靠近二元喷管的下表面，减小阻塞度；第五，使用可移动的探针，对流场增加扰动，改变流动状态；第六，在模型上同时安装4台摩阻天平，相互之间可进行对比验证。第七，尝试采用不同材料的敏感元件。图6为第二套摩阻天平的实物图和整套装置的示意图。

试验前对装置中的4台摩阻天平进行了静态校准，校准载荷为5g，校准间温度为20℃，校准结果见表3。可以看到与第一套装置中的摩阻天平相比较，此次设计的4台摩阻天平的静校精准度有了很大提高。除了1号天平的准度误差较大外，其它误差均低于0.5%，说明此次的摩阻天平设计和工艺是成功的。其中由于3号天平采用的是半导体应变计，灵敏度系数约为110～150，所以其天平公式也与其它天平的公式有较大差异。

表3 第二套装置的天平静校结果Table 3 Results of balance static calibration for 2nd equipment

图7为天平静校时的加载曲线，横坐标为加载点，纵坐标为电压信号输出值，每个天平重复加载4次，系列5为各加载点的平均值。可以看出4台天平重复性、回零性、灵敏度都很好，适合进行摩擦阻力的实际测量。

图7 摩阻天平的校准曲线Fig.7 Static calibration curves of balances

在高超声速风洞FD－03和FD－02进行了第二阶段的摩擦阻力测量试验，选择与第一阶段试验几乎相同的风洞运行参数，试验马赫数为5，总温为363K，总压分别为1.2MPa（FD－03）和1.5MPa（FD－02）。此阶段试验一共进行了8次，总的来说试验数据规律还可以，试验结果如图8，横坐标为时间（0.1s），纵坐标为摩阻系数。图中分别是1、2、4号天平的数据曲线，其走势和数据量值都比较接近。几台天平的风洞试验数据的重复性误差分别为7.6%～20%（相对于气动载荷本身）。

图8 FD－02风洞3天平同时测力的数据曲线Fig.8 Results of second stage experiment

本期试验由测量信号经过天平公式计算得到的摩阻系数为0.0011。图9为两个阶段的试验结果和CFD计算结果与俄罗斯理论与力学研究所（ITAM）、美国弗吉尼亚州立理工大学（VPISU）试验数据的对比 （顺气流方向摩阻系数）。其中ITAM的是平板－斜面模型中的平面数据，VPISU的测量条件为超燃冲压发动机内壁。

图9 与其他单位的数据对比Fig.9 Comparison of results

可以看出，在未经雷诺数修正的条件下，随着马赫数的变化，摩擦阻力系数是在一定的线性关系附近变化的。第二阶段试验所得的摩阻系数要大于第一阶段试验所得的摩阻系数。这是因为第一阶段的试验模型为平面加有斜面的，在高超声速气流经过两面之间时会产生压缩拐角效应，从而影响平面的气体流动情况，造成了摩擦阻力的不同。

3 结束语

通过几年的研究工作，在高超声速摩擦阻力测量方面取得了一些精度较高的风洞试验数据，量级与国外研究机构的文献比较接近。不足之处是摩阻天平试验数据的离散度较大，尚无法很好地满足型号减阻试验要求，这也是摩擦阻力测量的普遍现象。现已进行有针对性的改进设计和进一步研究，希望早日获得更好的风洞试验结果，并能够服务于实际的研制工作。

目前应变天平法摩擦阻力测量技术已经初步应用于MEMS摩擦阻力传感器、摩阻测量液晶涂层的标定和CFD数值计算的对比验证，为这些技术的发展提供了间接的溯源手段，推动了这些技术的发展。

［1］骆晓臣，张堃元.隔离段内超声速流动摩擦阻力分析［J］.空气动力学学报，2009，27（1）：124－128.

［2］SMITH T B，SCHETZ J A，BUI TRONG T.Development and ground testing of direct measuring skin friction gages for high enthalpy supersonic flight tests［R］.AIAA－2002－3134.

［3］SCHETZ J A.Direct measurement of skin friction in complex flows［R］.AIAA－2010－44.

［4］BOWERSOX R，SCHETZ J，DEIWERT S.Direct measurements of skin friction in hypersonic high enthalpy impulsive scramjet experiments［R］.AIAA－94－0585.

［5］CHADWICK K，SCHETZ J.Direct measurement of skin friction in high－enthalpy high－speed flows［R］.AIAA－92－5036.

［6］GOLDFELD M，PETROCHENKO V，NESTOULIA R，et al.The direct measure－ment of friction in the boundary layer at supersonic flow velocities［R］.AIAA－2001－1769.

［7］GOYNE C P，STALKER R J，PAULL A.Transducer for direct measurement of skin friction in hypervelocity impulse facilities［J］.AIAA Journal，2002，40（1）：42－49.

［8］BLAND S M，SANG A K，et al.Improved direct measurement fiber－optic skin friction gauge for flight test and laboratory applications［R］.AIAA－2006－3836.

［9］TSURU T，TOMIOKA S，et al.Skin－friction measurements in supersonic combustion flows of a scramjet combustor［R］.AIAA－2008－4578.

［10］马洪强.高超音速摩阻测量技术研究［C］.全国高超声速气动力／热学术交流会，2009.

［11］赵莹娟，吕治国，姜华.高超声速飞行器表面摩擦阻力测量研究进展［C］.全国高超声速气动力／热学术交流会，2009.

马洪强（1972－），男，黑龙江人，高级工程师。毕业于西北工业大学飞行器设计专业，后获哈尔滨工程大学控制工程硕士学位。研究方向：风洞天平试验技术研究。E－mail：mhq1972＠126.com。

Direct measurement of skin friction for hypersonic flight vehicle

MA Hong－qiang，GAO He，BI Zhi－xian
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

Skin friction is an important part in aerodynamic drag of hypersonic flight vehicle，also an important factor that constrains their development.It is particularly significant to measure the skin friction accurately.In this paper the recent international development of direct measurement of skin friction for hypersonic flight vehicle has been briefly introduced.It proposed that the strain balance technique was one of the effective ways to measure skin friction.Meanwhile two measuring equipments of skin friction developed by CAAA are introduced.The static calibration results of two kinds of balances are presented.The test data of the two equipments in hypersonic wind tunnel and the discussion of them are also given in the paper.

hypersonic flight vehicle；skin friction；direct measurement technique；skin friction balance；wind tunnel test

V211.71

A

1672－9897（2011）04－0083－06

2010－01－07；

2011－03－24