圆锥外形高速飞行试验转捩测量技术研究及工程实现

李 宇，聂 亮，刘宇飞，袁 野，王 迅

（空间物理重点实验室，北京，100076）

0 引 言

边界层转捩是流态由层流向湍流转变，由于层流边界层和湍流边界层在壁面摩阻和换热系数等方面有明显的区别，因此转捩对飞行器的气动力/热分布特性都会产生显著的影响。在气动力方面，转捩可能对飞行器施加明显的扰动力矩，飞行阻力势必大幅增加，对飞行器的飞行稳定性和射程指标实现带来巨大风险。在气动热方面，转捩的影响更加显著，通常导致飞行器表面热流成倍增加（典型状态下湍流热流通常是层流热流的3～5 倍），严重时会导致飞行器热防护系统因气动加热明显超出预期而破坏。因此，能否准确预测高速边界层的转捩成为决定高速飞行器设计成败的关键问题之一。

理论计算、风洞试验和飞行试验是空气动力学问题研究的3 个重要手段。对于高速边界层转捩问题，目前理论计算方法尚不能完整、可靠地揭示边界层转捩机理以及对转捩进行合理的预示，地面风洞的试验能力尚不足以完全复现飞行状态，而飞行试验则可直接、真实地获取飞行器边界层转捩信息，为转捩理论方法的完善甚至是地面风洞试验的标定或校验提供数据。国内外开展了相关飞行试验研究，如欧空局先后开展了IXV、SHEFEX、EXPERT 等以科学目标为主的飞行试验研究，其中就包括边界层转捩测量。美国AFRL 和澳大利亚DSTO 联合实施的HIFiRE 计划，目前为止共有3 发飞行试验专门研究边界层转捩问题（HIFiRE-1，HIFiRE-5，HIFiRE-9）。中国空气动力研究与发展中心进行了MF-1 航天模型飞行试验，主要针对边界层转捩和激波/边界层干扰两类空气动力学现象开展测量和研究，试验获得圆满成功，获取了可供分析的遥外测数据。中国航天空气动力技术研究院开展了“星空-1”号和“星空-2”号飞行试验，在高速条件下对边界层转捩开展了测量和研究。

以高速（＞6）边界层转捩为主要研究目的，开展了系列飞行试验，包括轴对称和面对称两类外形，首次试验为圆锥外形。转捩测量是转捩飞行试验实现科学研究目标的关键，本文对圆锥外形飞行试验的转捩测量技术开展了研究，并进行了工程实现，成功通过飞行试验的验证，获取了丰富的转捩测量数据，并对转捩测量数据进行了初步分析。

1 验证器外形及飞行方案

验证器由头舱、设备舱和控制舱组成，其中头舱为圆锥外形（如图1 所示），球头半径=5 mm，半锥角为7°，测量传感器主要布置在头舱，设备舱用于安装相关设备，控制舱安装4 个空气舵，用于对验证器姿态的控制。

图1 验证器头舱外形Fig.1 Shape of the Head Cabin of Test Vehicle

验证器采用两级火箭发动机为助推，一、二级发动机将验证器推送至所需的高度和速度。验证器与助推器头体分离后独立飞行，利用空气舵对验证器姿态进行控制，使验证器保持10°攻角穿越转捩测量窗口（高度40～20 km），测量窗口内＞6，出测量窗口后进行减速回收。

2 转捩测量方案研究

2.1 高速飞行环境力/热参数测量技术研究

表面热流、温度和脉动压力是反映边界层转捩最直接的信息，飞行试验通过穿壁传感器直接测量这3 个物理量。本文对如何在高速飞行环境中准确可靠地获取能够合理反映转捩信息的力/热参数开展了研究。

2.1.1 小型化高精度传感器研究

传感器一方面要适应高速飞行条件下严酷的气动加热环境，另一方面要能够实现测点的高密度布置和降低传感器安装对表面状态的影响，因此牵引设计和研制了耐高温的小型化高精度的温度和热流传感器，并选用了小尺寸的脉动压力传感器。传感器相关参数如下：表面温度测量采用表面温度传感器，敏感面直径为3 mm，耐温1000 ℃，热电偶裸丝响应时间小于0.1 s；表面热流测量采用薄膜热电堆式热流传感器，敏感面直径为6.5 mm，耐温700 ℃，响应时间小于1 ms；脉动压力测量采用高频压力传感器，前端面直径为2.54 mm，耐温不超过300 ℃，响应频率50 kHz。

2.1.2 传感器尺寸对表面状态影响分析

图2 传感器与舱体不共型示意Fig.2 Schematic Diagram of The Differences in Surface Profile between Sensor And Cabin

2.1.3 传感器与舱体传热特性匹配设计

传感器穿壁安装会导致舱体局部传热特性改变，影响表面温度分布进而可能影响边界层转捩，同时也会影响传感器测量准确性。式（1）给出了一维半无限体热传导方程，在表面热流为˙的情况下，表面温度的解析公式为式（2），可以看出，热乘积是影响传热的主要因素，因此在传感器设计时需要尽量保证传感器材料与舱体材料的热乘积接近。

以温度传感器为例，温度传感器外壳体采用了与舱体材料相同的不锈钢材料，且选择了与舱体材料热乘积相近的内部填充材料。为了验证传感器的测量准确性，开展了石英灯辐射加热试验，温度传感器安装在不锈钢平板试验件上，同时在传感器附近平板表面贴热电偶进行温度测量，测量结果如图3 所示。

图3 温度传感器辐射加热试验结果Fig.3 Results of Radiation Heating Test for Temperature Sensor

由图3 可以看出，温度传感器与热电偶测量结果的差别不超过5%，说明设计的温度传感器可以准确测量舱体表面温度。

2.1.4 脉动压力测量方法

为了获得飞行试验中边界层内扰动波的信息，采用高频压力传感器，通过流线追踪方法对扰动波进行测量：边界层内扰动波的传播方向为群速度方向，考虑到边界层的外缘流线方向与扰动波群速度方向较为接近，将压力传感器布置在同一外缘流线上进行压力测量，如图4 所示。

图4 边界层外缘流线及脉动压力传感器布置示意Fig.4 Outer Edge Streamlines of Boundary Layer and Arra ngement of Pulsating Pressure Sensors

同时，考虑到压力传感器在飞行试验过程中可能存在高温破坏的风险，为了兼顾压力传感器温度耐受性要求，同时保证压力传感器能较为准确地测得转捩信息，基于流动、转捩和温度综合分析结果，将压力传感器进行下陷安装，下陷量综合转捩测量要求的约束和温度评估结果确定。

2.2 测点布置方案研究

文献[12]、[13]给出了某圆锥外形在小攻角下的DNS 转捩预示结果，文献[14]给出了Reentry-F 在小攻角下的转捩预示结果，表明圆锥外形在有攻角下的转捩阵面形貌较为复杂。为保证转捩阵面形貌的精细捕捉，在考虑结构安装空间约束的条件下形成了密集的测点阵列，传感器轴向间距50 mm，周向间距15°或30°，如图5 所示，测点数目超过200 个，其中48 个热流测点、2 个脉动压力测点，其余为温度测点，测点数量显著超过国外Reentry-F（测点总数36 个）和HIFiRE-1（测点总数86个）相似外形的转捩飞行试验。

图5 圆锥外形测点布置方案Fig.5 Measurement Scheme of Cone

2.3 验证器表面阶差控制研究

边界层转捩对飞行器表面状态（如粗糙度、局部台阶、缝隙、凸起、凹陷等型面阶差）非常敏感，过大的粗糙度和局部型面阶差尺度可能对边界层转捩产生影响，例如可能导致发生Bypass 转捩，从而使转捩测量结果偏离预期的光滑表面的自然转捩。圆锥外形验证器表面存在2 种类型面阶差：一是不同舱段对接形成的台阶，如图6 所示；二是安装的传感器与验证器表面不共型形成的局部凸起/凹陷，如图2 所示。

图6 舱段对接台阶示意Fig.6 Schematic Diagram of the Connection Steps between Cabins

2.3.1 舱段对接台阶控制

考虑到目前的理论分析手段还难以准确地、定量地评估阶差尺寸对转捩的影响，本文根据阶差尺寸对转捩影响的国内外地面（静）风洞试验结果，确定了以阶差尺寸不超过边界层厚度的1/8 作为不会对转捩产生影响的约束条件。

针对舱段对接形成的台阶，采用“端头+上下分瓣”设计，减小了舱段对接台阶出现的数量。另外对台阶尺寸进行控制，考虑到验证器在飞行过程会产生热变形（见图7，图中变形量进行了放大处理），提出了一种结构加工预置台阶与结构变形量相抵消的台阶高度控制方法，如图8 所示，有效减小了飞行过程中舱段对接台阶的高度，降低了台阶对转捩测量的影响。

图7 验证器结构热变形示意Fig.7 Schematic Diagram of Thermal Deformation of the Vehicle Structure

图8 台阶高度控制方法Fig.8 Control Method of Step Height

2.3.2 传感器安装不共型控制

针对传感器安装形成的不共型阶差，提出了一种创新的传感器安装工艺，配合阶差光学测量仪进行检测，进一步降低传感器安装不共型偏差。图9 给出了传感器安装凹凸量的测量结果，传感器与舱体的不共型偏差控制在0.1 mm（该值为迎风中心线靠前位置的阶差尺寸的约束值）以下，有效降低了对转捩测量的影响。

图9 传感器安装凹凸量测量结果Fig.9 Results of Control of Sensor Installation Unevenness

3 飞行试验实现及测量结果分析

3.1 飞行试验概况

圆锥外形飞行试验获得圆满成功，飞行器姿态控制良好，测量窗口内＞6，转捩测量方案成功通过验证，获取了所有测点的测量数据。

3.2 飞行剖面实现情况

飞行试验剖面参数曲线如图10 所示，飞行高度最高点约60 km，最大接近7，测量窗口（40～20 km）历时超过20 s。在测量窗口内，均超过6，攻角和侧滑角控制很好，分别保持在10°和0°左右。

图10 飞行剖面参数曲线Fig.10 Parameters of Flight Trajectory

3.3 转捩测量结果及分析

图11 给出了部分热流和温度测量结果。

图11 部分表面热流和温度测点测量结果Fig.11 Partial Measurement Results of Surface Heat Flux andTemperature

续图11

由图11 可以看出：热流和温度传感器工作正常，没有出现由于传感器损坏而导致的数据自身异常现象，且测量结果正确反映了飞行特征（高度、、攻角）的变化和流态的变化，说明了传感器测量数据有效、规律正常，可以用来开展转捩分析。

图12 给出了部分测量结果及转捩情况分析。图12a 为转捩测量窗口内迎风中心线3 个测点沿飞行剖面的热流测量结果（图中“0-600”表示在0°子午线，轴向坐标为600 的测点，下图同），结合图10 的飞行剖面参数曲线可知，测点热流在飞行器姿态（攻角和侧滑角）未发生变化的情况下发生急剧增长，由此可以判断测点位置处的边界层发生转捩，且随着飞行高度的降低，边界层转捩呈现出由后至前依次推进的规律。图12b 为飞行器上升过程中的热流测量结果，此处的飞行器姿态也未发生明显变化，而测点热流出现急剧下降，由此判断测点位置处的边界层发生再层流化（即发生由湍流流态到层流流态的变化），且随着飞行高度的升高再层流化由前至后依次出现，与转捩推进的过程恰好相反。以图12a 和图12b 为代表的测点测量结果规律正常，随着飞行高度的变化，不同位置的转捩呈现出有规律的依次变化的特性，未出现测点转捩同时发生的现象，说明前述的飞行器表面阶差尺寸控制方法的合理性。得益于高密度测点布置，本次飞行试验首次获取了圆锥外形高速有攻角状态下转捩过渡区的飞行试验数据，如图12c 所示，可以清晰地看出层流-转捩过渡区-湍流的整个转捩过程，转捩后湍流热流约为层流的3 倍。图12d 为本次飞行试验首次成功获取的高速飞行严酷气动加热环境下的脉动压力测量数据，脉动压力能够反映边界层发展演化过程，可为边界层转捩的理论研究提供宝贵的支撑。高密度测点阵列确保了转捩阵面型貌的测量，本次飞行试验首次成功获取了7°圆锥在高速、10°攻角下的转捩阵面型貌，如图12e 所示。

图12 测量结果及转捩情况分析Fig.12 Measurement Results and Transition Analysis

图13 给出了圆锥外形表面极限流线和无粘流线，随着周向角度增大（除背风面分离区外），流动的横流效应逐渐增强，由于有攻角圆锥流动的流向和横流不稳定性的共同作用，导致转捩阵面沿周向角度增大的方向呈现出先向后然后转折向前的形貌。

图13 表面极限流线与无粘流线Fig.13 Surface Limiting Streamlines and Inviscid Streamlines

本次飞行试验获取了海量宝贵的飞行试验数据，对于转捩测量数据的详细分析和研究将另文讨论。

4 结 论

本文介绍了圆锥外形高速飞行试验转捩测量技术研究工作和飞行试验验证的情况，获得的结论如下：

a）牵引研制了耐高温的小型化高精度温度和热流传感器，建立了严酷气动加热环境下脉动压力测量方法，飞行试验结果表明测量数据有效、规律正常；

b）基于小型化传感器和测点布局方案研究，实现了大规模高密度测点的精细化转捩测量方案，测点数目超过200 个，飞行试验结果表明所有传感器工作正常，获取了全部有效数据；

c）开展了表面台阶和传感器安装不共型偏差精确控制研究，可以有效减小飞行过程中表面阶差高度，降低其对边界层转捩测量的影响，飞行试验结果证明了该方法的有效性；

d）飞行试验首次获取了高速有控条件下特定姿态的圆锥基础外形的转捩阵面精细型貌、转捩推进过程和脉动压力特性等宝贵的测量数据，通过测量数据分析，提升了对圆锥外形转捩现象及规律的认识。