ESTRUCH-SAMPER David， 卜雪琴

1. Department of Aeronautics, Imperial College London, London SW7 2AZ 2. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191 3. 北京航空航天大學(xué) 人機(jī)工效與環(huán)境控制重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室， 北京 100191

高超聲速下表面凸起干擾氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)研究

ESTRUCH-SAMPER David1， 卜雪琴2, 3, *

1. Department of Aeronautics, Imperial College London, London SW7 2AZ 2. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191 3. 北京航空航天大學(xué) 人機(jī)工效與環(huán)境控制重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室， 北京 100191

對(duì)高超聲速飛行器表面凸起附近的氣流流動(dòng)和氣動(dòng)加熱開展了實(shí)驗(yàn)研究和分析。實(shí)驗(yàn)在高超聲速炮風(fēng)洞中進(jìn)行，來(lái)流馬赫數(shù)為8.2、單位雷諾數(shù)為9.35×106m-1。利用薄膜傳熱測(cè)量方法進(jìn)行了凸起幾何形狀和邊界層狀態(tài)對(duì)干擾流動(dòng)加熱的影響評(píng)估。利用流油圖譜和紋影攝像法得到了凸起周圍的流動(dòng)特征：若凸起上游邊界層未分離，最大峰值熱流發(fā)生在凸起側(cè)方附近處；若凸起上游邊界層完全分離，最大峰值熱流通常發(fā)生在凸起的上游表面。實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)最大峰值熱流和來(lái)流邊界層狀態(tài)關(guān)系不大，原因是流動(dòng)干擾區(qū)表現(xiàn)出較強(qiáng)的三維擾動(dòng)特性，使得來(lái)流層流邊界層在干擾區(qū)內(nèi)會(huì)轉(zhuǎn)變成過渡甚至完全湍流狀態(tài)。

高超聲速； 表面凸起； 干擾加熱； 實(shí)驗(yàn)； 最大峰值熱流

高超聲速飛行器表面不可避免的會(huì)存在凸起，例如用于連接的螺釘螺栓、儀表和電纜的保護(hù)物等，且尺寸較小。這些凸起的存在會(huì)擾亂來(lái)流，導(dǎo)致氣流發(fā)生分離和再附，使局部熱流急劇升高，產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動(dòng)熱和燒蝕現(xiàn)象。高超聲速飛行器表面的凸起氣動(dòng)熱問題已經(jīng)備受關(guān)注。

高超聲速層流條件下的實(shí)驗(yàn)研究大部分僅關(guān)注于凸起對(duì)邊界層激流絲的影響，而未關(guān)心引起的熱流激增現(xiàn)象，例如Sterret和Emery[1]以及Stainback[2]開展了表面球狀、柱狀和三角形等小凸起在層流條件下的高超聲速實(shí)驗(yàn)研究；Bertran[3]開展了正弦形表面附近的高超聲速流動(dòng)研究。另外，高超聲速湍流條件下的實(shí)驗(yàn)研究大部分針對(duì)翅片狀凸起[4-8]。Hung和Clauss[9]以及Hung和Patel[10]通過高超聲速實(shí)驗(yàn)研究了層流和湍流條件下，圓柱形和方形凸起引起的完全分離干擾現(xiàn)象?；谝陨系难芯抗ぷ鳎蛊鹂梢苑譃楦?h>2Φ或h>2W)、低(h<Φ或h

唐貴明等[11]利用激波風(fēng)洞開展了高超聲速二維湍流分離流傳熱特性的實(shí)驗(yàn)研究，得到了30°～90°二維凸塊模型上湍流分離再附區(qū)較詳細(xì)的熱流分布實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

本文使用高超聲速炮風(fēng)洞開展實(shí)驗(yàn)研究，得到了馬赫數(shù)為8.2、單位雷諾數(shù)為9.35×106m-1時(shí)，凸起表面附近的熱流分布。實(shí)驗(yàn)針對(duì)有限寬度,具有邊界層厚度尺度的三維楔角凸起模型開展了凸起高度、凸起寬度、楔角角度和來(lái)流邊界層的影響研究，采用薄膜熱流測(cè)量?jī)x進(jìn)行了高分辨率測(cè)量，使用高速紋影攝像儀進(jìn)一步識(shí)別了流動(dòng)特性。

1 實(shí)驗(yàn)技術(shù)

實(shí)驗(yàn)在英國(guó)克蘭菲爾德大學(xué)的高超聲速炮風(fēng)洞中進(jìn)行，來(lái)流條件為：馬赫數(shù)Ma∞=8.2、單位雷諾數(shù)Re∞=9.35×106m-1，該設(shè)備的其他詳細(xì)資料可參考文獻(xiàn)[12]。

1.1 凸起模型及實(shí)驗(yàn)案例

為了模擬高超聲速飛行器表面的凸起，使用150 mm×265 mm的平板作為飛行器表面，凸起模型安裝于其上，如圖1所示。圖中：μ為馬赫椎角；α為凸起契角；xk為相對(duì)于凸起前緣x方向上的距離；yc1為相對(duì)于凸起中心線y方向上的距離；xle為相對(duì)于平板前緣x方向上的距離；zk為相對(duì)于平板表面z方向上的距離。凸起是一個(gè)有有限寬度和高度的楔形模型，相關(guān)尺寸見表1。

圖1 測(cè)試模型Fig.1 Test model

表1 實(shí)驗(yàn)案例Table 1 Test cases

StudyitemMa∞Re∞/(106m-1)α/(°)h/mmW/mmVGsDatum829353050135Yesh/δu，teffect8293530100135YesW/δu，teffect829353050270Yesαeffect8293515，45，60，9050135YesForwardαeffect8293513550135YesBoundarylayerstateeffect8293515，30，45，60，90，13550135No

表1中：δu，t為未受擾動(dòng)時(shí)凸起位置湍流邊界層厚度。實(shí)驗(yàn)中，在距平板前緣20 mm的下游處，沿垂直于氣流方向每隔3.5 mm，安裝高1 mm、傾角為30°的擾流發(fā)生器(VGs)，以改變來(lái)流邊界層。在實(shí)驗(yàn)中能夠使來(lái)流邊界層在凸起位置(xle≈175 mm)處達(dá)到完全湍流狀態(tài)。實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)所有流動(dòng)干擾區(qū)外的熱流量基本保持不變，因此可以不要側(cè)方的防護(hù)措施。為避免因平板前緣產(chǎn)生的馬赫錐與因凸起而產(chǎn)生的干擾流之間相互影響，凸起周圍留出了足夠的邊緣。通過紋影圖像可估計(jì)凸起位置(xle≈175 mm)的δu,t=(5.0±0.5) mm。在相同的位置，不使用擾流器，通過紋影圖像估計(jì)層流邊界層厚度δu,l=(2.5±0.25)mm。

針對(duì)表1所示的來(lái)流條件對(duì)各種迎風(fēng)面楔角凸起開展實(shí)驗(yàn)并進(jìn)行結(jié)果分析。實(shí)驗(yàn)中，采用2倍高度和2倍寬度的凸起來(lái)研究凸起大小對(duì)干擾流動(dòng)和氣動(dòng)熱的影響。通過不同的凸起楔角α=15°,45°,60°,90°來(lái)研究凸起楔角的影響，并研究了向前楔角α=135°的情況。根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，分析了凸起楔角α=15°～135°范圍內(nèi)，邊界層狀態(tài)對(duì)最大峰值熱流的影響。

1.2 熱流測(cè)量及實(shí)驗(yàn)誤差

實(shí)驗(yàn)采用了8個(gè)薄膜測(cè)量?jī)x用于高精度、高分辨率地測(cè)量凸起周圍表面的熱流分布，為方便起見，將這8個(gè)薄膜測(cè)量?jī)x固定成一個(gè)模塊，測(cè)量的時(shí)候只需要改變模塊的位置，而不用改變單個(gè)測(cè)量?jī)x的位置。通過改變模塊的位置得到如圖2所示測(cè)點(diǎn)的布置形式，圖中St為斯坦頓數(shù)。每個(gè)測(cè)點(diǎn)位置對(duì)應(yīng)一個(gè)直徑為2.3 mm的測(cè)量?jī)x，里面的薄膜測(cè)量元件長(zhǎng)1.2 mm，寬0.3 mm，測(cè)量元件長(zhǎng)度方向和熱流梯度方向即凸起前方和側(cè)方的法向方向垂直。

圖2 基準(zhǔn)凸起附近的熱流分布(俯視圖, 湍流)Fig.2 Heat flux around datum protuberance (plan view, turbulent)

為了估計(jì)系統(tǒng)的準(zhǔn)確度，對(duì)半徑為5.0 mm的半球頂點(diǎn)進(jìn)行滯止點(diǎn)熱流測(cè)量，在來(lái)流條件為Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1時(shí)，進(jìn)行3次獨(dú)立實(shí)驗(yàn)來(lái)開展重復(fù)性測(cè)量。利用Fay和Riddle[13]得到的滯止點(diǎn)熱流關(guān)系式來(lái)評(píng)估本系統(tǒng)半球滯止點(diǎn)的熱流測(cè)量。實(shí)驗(yàn)平均滯止熱流密度qo=130.9 W/cm2(滯止斯坦頓數(shù)Sto=22.7×10-3)，每次實(shí)驗(yàn)測(cè)量值和平均值之間的偏差為±1.3%。同時(shí)，實(shí)驗(yàn)平均值比分析值(qo=132.6 W/cm2、Sto=23.0×10-3)低1.3%，由此說明本實(shí)驗(yàn)測(cè)量系統(tǒng)達(dá)到了較好的精度。

誤差分析需要進(jìn)一步分析傳感器誤差，每個(gè)儀表在熱性能校準(zhǔn)方面可能引入5%的誤差，在熱阻系數(shù)校準(zhǔn)方面可能引入2%的誤差。另外，考慮測(cè)量?jī)x表輸入電壓V1的誤差(1%)、系統(tǒng)增益G的校準(zhǔn)誤差(1.6%)、系統(tǒng)流動(dòng)條件的不確定性以及壁面溫度誤差(1.7%)，并基于前面提到的不確定性：最大系統(tǒng)誤差可能為9.5%，加上存在的隨機(jī)誤差3.5%，因此預(yù)測(cè)St的總誤差為±10%，和Simmons[14]實(shí)驗(yàn)研究得到的誤差范圍相近。St將用于表征研究中局部流動(dòng)導(dǎo)致的加熱熱流的無(wú)量綱數(shù)，其不確定度的保守值為±10%。

1.3 光平板表面測(cè)量

對(duì)光平板表面進(jìn)行測(cè)量來(lái)推斷來(lái)流到達(dá)凸起位置(xle≈175 mm)時(shí)的邊界層狀態(tài)。通過紋影圖像可判斷邊界層為完全層流狀態(tài)或過渡-湍流狀態(tài)[15]。當(dāng)無(wú)法判斷邊界層為完全湍流狀態(tài)還是過渡-湍流狀態(tài)時(shí)，比較熱流測(cè)量值和利用Eckert參考焓方法[16]計(jì)算的結(jié)果。根據(jù)以上分析，結(jié)合紋影圖像和熱流測(cè)量與預(yù)測(cè)值的對(duì)比，在凸起位置(xle≈175 mm)，來(lái)流條件為Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1時(shí)，光平板表面邊界層狀態(tài)可推斷如表2所示。

表2凸起位置(xle≈175mm)光平板表面熱流測(cè)量值和預(yù)測(cè)值以及邊界層狀態(tài)

Table2Measurementandestimationofheatfluxatlocationofprotuberance(xle≈175mm)andassessmentofboundarylayerstate

StateNoVG，q/(W·cm-2)WithVG，q/(W·cm-2)Experiment1859Estimate17(laminar)56(turbulent)BoundarylayerLaminarTurbulent

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及討論

下面列出因表面凸起引起局部干擾產(chǎn)生的氣動(dòng)熱的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果，并對(duì)結(jié)果進(jìn)行分析。

2.1 基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果

基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)針對(duì)楔角30°凸起，在表1所示的來(lái)流條件下進(jìn)行。光平板在擾流器的作用下，實(shí)驗(yàn)獲得δu,t=(5.0±0.5) mm的湍流邊界層(凸起位置)。凸起高度與邊界層厚度之比h/δu,t近似為1，凸起寬度與邊界層厚度之比W/δu,t為2.7。在凸起前，邊界層未受到干擾，直接撞擊到凸起模型上。圖3所示的紋影圖像可以清晰地看到撞擊產(chǎn)生的激波，圖中還可以看到另外一個(gè)更大的激波，即平板邊緣產(chǎn)生的弱激波。

圖3 紋影圖像(湍流, Ma∞=8.2, Re∞=9.35×106 m-1, α=30°, 流動(dòng)從左至右)Fig.3 Schlieren image (turbulent, Ma∞=8.2, Re∞=9.35×106 m-1, α=30°, flow from left to right)

圖2顯示了凸起附近的熱流分布測(cè)量結(jié)果，以St來(lái)體現(xiàn)。物面流油圖顯示凸起對(duì)上游基本沒有影響，但是凸起側(cè)方的表面磨擦較高。因此凸起側(cè)方區(qū)域測(cè)得的氣動(dòng)熱最大。在Rex,k=9.8×104(即xk=10.5 mm)、Rey,cl=7.5×104(即ycl=8 mm)的位置測(cè)得局部斯坦頓數(shù)的最大值Stmax=2.9×10-3(最大熱流密度qmax=17.0 W/cm2)。凸起前的加熱率比相應(yīng)位置光平板的斯坦頓數(shù)Stu=1.0×10-3(光平板熱流密度qu=5.9 W/cm2)略低。

2.2 凸起尺寸對(duì)熱流分布的影響

對(duì)凸起尺寸的影響研究?jī)H考慮兩種情況，一種是保持其他參數(shù)不變，W/δu,t為基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)中的2倍；另一種保持其他參數(shù)不變，h/δu,t為基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)中的2倍。紋影圖像說明這兩種情況下凸起前的邊界層未發(fā)生分離，和基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果(見圖3)相似。

凸起前中心線上的熱流結(jié)果顯示：h/δu,t=1和h/δu,t=2的最大峰值在熱流達(dá)到98.7%時(shí)一致，如圖4所示，可知凸起高度對(duì)邊界層狀態(tài)影響不大。圖5是凸起側(cè)方的熱流測(cè)量結(jié)果對(duì)比，說明凸起側(cè)方的最大峰值熱流受凸起高度和寬度的影響可以忽略(3次測(cè)試中，Stmax=2.5×10-3～2.9×10-3)。由此說明在凸起前邊界層未分離情況下，表面凸起物附近的最大峰值熱流和凸起高度關(guān)系不大。不過沒有考慮h/δu,t<1的情況，當(dāng)凸起比較矮，完全處于亞聲速邊界層內(nèi)時(shí)，凸起的高度對(duì)氣動(dòng)熱可能存在影響。但由于矮凸起的氣動(dòng)熱一般不會(huì)高于較高凸起產(chǎn)生的氣動(dòng)熱，故沒有特殊考慮。當(dāng)凸起上游邊界層未發(fā)生分離時(shí)，較窄凸起(W/δu,t≤10)的寬度對(duì)最大熱流峰值的影響可以忽略。另外，圖4和圖5中St的值均有±10%的誤差。

圖4 基準(zhǔn)和h/δu,t=2實(shí)驗(yàn)下凸起上游的熱流(α=30°)Fig.4 Heat flux ahead of protuberance in datum and h/δu,t=2 experiments (α=30°)

圖5 基準(zhǔn)、h/δu,t×2和W/δu,t×2實(shí)驗(yàn)下凸起側(cè)方的熱流(ycl=8 mm)Fig.5 Heat flux adjacent to protuberance in datum, h/δu,t×2 and W/δu,t×2 experiments (ycl=8 mm)

2.3 凸起楔角對(duì)熱流分布的影響

采用和基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)相同高度、寬度和長(zhǎng)度的凸起，用于研究不同凸起楔角(α=15°,45°,60°,90°)的影響(見表1)。自由來(lái)流條件和基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)相同(Ma∞=8.2，Re∞=9.35×106/m，湍流)。圖6顯示了不同楔角凸起對(duì)應(yīng)的紋影圖像結(jié)果。隨著楔角的增加，凸起前的局部干擾作用變強(qiáng)，凸起上游出現(xiàn)了分離區(qū)。在表1所示的自由來(lái)流條件下，α=15°凸起(見圖6(a))和基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)中凸起(α=30°，見圖3)上游的邊界層保持未分離狀態(tài)；α=45°,60°,90°凸起(見圖6(b)～(d))上游邊界層完全分離，這和Elfstrom[17]開展的2D斜坡凸起高超聲速實(shí)驗(yàn)的研究結(jié)果有很好的一致性，該實(shí)驗(yàn)公布產(chǎn)生分離的臨界楔角αi=25°～35°。

圖6 紋影圖像(湍流，流動(dòng)從左至右)Fig.6 Schlieren image (turbulent, flow from left to right)

凸起上游邊界層未分離情況下(α=15°,30°)，凸起前的熱流基本保持不變。而在凸起上游邊界層發(fā)生分離的情況下(α=45°～90°)，分離區(qū)熱流增加并且在凸起前達(dá)到最大值[18]，如圖7和圖8所示，圖8中St有±10%的誤差。

圖7 α=90°凸起附近的熱流分布(俯視圖, 湍流)Fig.7 Heat flux around α=90° protuberance (plan view, turbulent)

圖8 不同α下, 凸起前沿中心線熱流情況(ycl=0 mm, 湍流, α=30°～90°)Fig.8 Protuberance front center line heat flux under different α(ycl=0 mm, turbulent, α=30°-90°)

Kuehn[19]的研究表明，隨著凸起楔角角度的增加，施加在來(lái)流邊界層上的負(fù)壓梯度越高，分離區(qū)的范圍越大。可見局部干擾強(qiáng)度與凸起前邊界層是否分離有很大的關(guān)系。為區(qū)分兩種類型的干擾作用，有如下分類：

1) 未分離干擾 指凸起上游的來(lái)流邊界層保持未分離狀態(tài)(如本文中α=15°,30°)。在未分離干擾作用下，盡管凸起上游熱流和光平板實(shí)驗(yàn)凸起前位置處的熱流相當(dāng)甚至更低，但很明顯凸起側(cè)方出現(xiàn)了熱流的增加。

2) 完全分離干擾 指凸起上游的來(lái)流邊界層達(dá)到完全分離狀態(tài)(如本文中α=45°,60°,90°)。在完全分離干擾作用下，最大熱流在凸起前存在分離氣泡的位置。凸起側(cè)方也出現(xiàn)了熱流的增加，和未分離干擾作用下的大小相近。在分離干擾比較弱的情況下(α=45°)，凸起前和側(cè)方的最大熱流接近，導(dǎo)致較難準(zhǔn)確判定最大峰值熱流。

針對(duì)楔角α=135°凸起進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。紋影圖像如圖9所示，與較小楔角凸起相比，向前傾角凸起前可見更大的分離區(qū)域L。圖10顯示隨著凸起前的流動(dòng)分離，在流動(dòng)方向上凸起前熱流逐漸增大，向前傾角凸起前熱流比楔角90°凸起前的要大。主要是因?yàn)橄蚯皟A角凸起前的分離區(qū)較大。最大熱流峰值發(fā)生于緊挨凸起的前方，其值比楔角90°情況高出41.2%，凸起側(cè)方的加熱量也較大，凸起側(cè)方最大的斯坦頓數(shù)Stmin,side達(dá)到2.6×10-3。實(shí)驗(yàn)沒有捕捉到最大熱流峰值的位置，實(shí)際上最大熱流峰值可能要比楔角90°時(shí)的情況提高約106.4%，圖10中St有±10%的誤差。

圖9 紋影圖像(湍流, α=135°, 流動(dòng)從左至右)Fig.9 Schlieren image (turbulent, α=135°, flow from left to right)

圖10 α=135°,90°情況下凸起前熱流對(duì)比(湍流, ycl=0 mm)Fig.10 Heat flux comparison ahead of protuberance in α=135°, 90° case (turbulent, ycl=0 mm)

2.4 邊界層狀態(tài)對(duì)熱流分布的影響

為了評(píng)估來(lái)流邊界層對(duì)熱流分布的影響，在和基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)相同的來(lái)流條件下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，實(shí)驗(yàn)中未放置擾流器，使產(chǎn)生層流邊界層。光平板時(shí)凸起位置的邊界層厚度δu,l=(2.5±0.25) mm。圖11顯示了凸起楔角α=15°～135°在層流邊界層時(shí)的紋影圖像。

圖11 紋影圖像(層流)Fig.11 Schlieren image (laminar)

由上述層流條件下的實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，凸起前邊界層均發(fā)生分離。前述基準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)中(湍流，α=30°)凸起前邊界層未發(fā)生分離(見圖3)。這是由于層流邊界層較湍流對(duì)負(fù)壓梯度更加敏感，導(dǎo)致臨界分離楔角較小。由圖11可知，分離區(qū)長(zhǎng)度隨著凸起楔角的增加而增加。比較圖11與圖3、圖6和圖9可知，層流邊界層情況下凸起前分離區(qū)的長(zhǎng)度大于湍流情況。相同楔角時(shí)，凸起上游分離區(qū)的范圍在層流條件下比在湍流條件下約長(zhǎng)3倍。因此，相同的凸起結(jié)構(gòu)和運(yùn)行條件下，來(lái)流邊界層對(duì)局部熱流的增加有很大影響。

層流時(shí)，楔角30°凸起在軸向位置Rex,k=21.0×104(xk=22.5 mm)處測(cè)得側(cè)方的最大熱流；湍流時(shí)，在軸向位置Rex,k=9.8×104(xk=10.5 mm)處測(cè)得最大熱流。圖12對(duì)比了兩種情況下相同軸向位置沿ycl方向的熱流分布，圖中St的值有±10%的誤差，兩條虛線為光平板時(shí)凸起位置分別在湍流和層流下的斯坦頓數(shù)Stu,turb和Stu，lam。由圖12可知，湍流條件下凸起側(cè)方最大斯坦頓數(shù)比層流條件下的高出約15%。圖13對(duì)比了楔角α=15°和α=30°時(shí)，凸起在層流條件下相同軸向位置沿ycl方向的熱流分布，表明最大側(cè)方熱流率不受楔角的影響，圖中St的值有±10%的誤差。

圖12 層流與湍流狀態(tài)下α=30°凸起側(cè)方熱流峰值軸向位置及其熱流沿翼展分布的對(duì)比Fig.12 Spanwise distribution of peak heat flux axial locations to the side of α=30° protuberance for laminar and turbulent conditions

圖13 層流狀態(tài)下α=15°與α=30°凸起側(cè)方熱流峰值及展向分布的對(duì)比Fig.13 Spanwise distribution comparision of peak heat flux to the side of α=15° and α=30° protuberance for laminar conditions

圖14對(duì)不同楔角和邊界層狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的最大峰值熱流進(jìn)行了比較，圖中Stmax的值有±10%的誤差。除了前傾角模型(α=135°)，凸起前最大熱流均出現(xiàn)在凸起前不遠(yuǎn)處(Rex,k=-1.4×104，xk=-1.5 mm)。在α=135°的凸起實(shí)驗(yàn)中，雖然湍流條件時(shí)最大峰值熱流出現(xiàn)在Rex,k=-1.4×104，xk=-1.5 mm處，但層流條件時(shí)出現(xiàn)在更向上游位置：Rex,k=-3.3×104，xk=-3.5 mm(見圖15，圖中Stmax的值有±10%的誤差)。對(duì)于楔角范圍α=15°～90°凸起，層流和湍流狀態(tài)下的最大峰值熱流基本相同。只有楔角α=135°的凸起不一樣，層流狀態(tài)下Stmax=23.1×10-3(qmax=132.7 W/cm2)，而湍流狀態(tài)下Stmax=19.1×10-3(qmax=97.4 W/cm2)。最大峰值熱流和來(lái)流狀態(tài)關(guān)系不大的原因很可能是來(lái)流層流邊界層在干擾區(qū)處會(huì)轉(zhuǎn)變?yōu)檫^渡狀態(tài)甚至完全湍流狀態(tài)，這和干擾的三維特性直接相關(guān)[20]。向前傾角凸起的實(shí)驗(yàn)結(jié)果不同，可能是因?yàn)棣?135°凸起前存在更復(fù)雜的干擾，如圖16所示，出現(xiàn)二次渦，實(shí)驗(yàn)中未能布置足夠的測(cè)點(diǎn)，因此最大熱流沒有捕捉到，圖15中的虛線顯示了熱流分布趨勢(shì)的預(yù)測(cè)。α=135°凸起在Ma∞=8.2、Re∞=9.35×106m-1的湍流條件下，最大峰值熱流估計(jì)發(fā)生在Rex,k=-3.3×104、xk=-3.5 mm和Rex,k=-1.4×104、xk=-1.5 mm之間，比實(shí)驗(yàn)測(cè)得的值高出很多。

圖14 層流和湍流條件下最大熱流峰值隨α的變化(α=15°～135°)Fig.14 Peak heat flux vs α under laminar and turbulent conditions(α=15°-135°)

圖15 層流和湍流條件下向前α=135°凸起前的熱流Fig.15 Heat flux ahead of α=135° protuberance under laminar and turbulent conditions

圖16 湍流條件下向前α=135°凸起前的流動(dòng)流場(chǎng)Fig.16 Flow field ahead of α=135° protuberance under turbulent condition

根據(jù)以上實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，表明在凸起物高度大于等于邊界層厚度的情況下，不論在分離還是未分離干擾作用下，凸起物周圍附近的最大熱流峰值受邊界層狀態(tài)和厚度的影響并不太大。

3 結(jié) 論

1) 局部干擾對(duì)飛行器表面熱流的影響主要是由邊界層是否分離決定。在未分離干擾作用下，最大峰值熱流出現(xiàn)于凸起側(cè)方。在完全分離干擾作用下，最大峰值熱流通常發(fā)生于凸起前面且較高，同時(shí)凸起側(cè)方的熱流也有較大增加。

2) 在未分離干擾作用下，最大峰值熱流和凸起高度及寬度的關(guān)系不大。

3) 最大峰值熱流隨凸起楔角的增大而增加。

4) 在凸起物高度大于等于邊界層厚度情況下，無(wú)論是未分離或完全分離干擾，凸起物周圍附近的最大峰值熱流和來(lái)流邊界層狀態(tài)的關(guān)系可以忽略。原因如實(shí)驗(yàn)所得，三維干擾特性導(dǎo)致來(lái)流層流邊界層在到達(dá)干擾區(qū)時(shí)變成過渡狀態(tài)甚至完全湍流狀態(tài)。

[1] Sterret J R, Emery J C. Extension of boundary-layer-separation criteria to a Mach number of 6.5 by utilizing flat plates with forward-facing steps. NASA-TN-D-618, 1960.

[2] Stainback P C. Effect of unit Reynolds number, nose bluntness, angle of attack, and roughness on transition on a 5 deg half-angle cone at Mach 8. NASA-TN-D-4961, 1969.

[3] Bertram M H. Effect of surface distortions on the heat transfer on a wing at hypersonic speeds. AIAA Journal, 1963, 1(6): 1313-1319.

[4] Jones R A. Heat-transfer and pressure investigation of a fin-plate interference model at a Mach number of 6. NASA-TN-D-2028, 1964.

[5] Price E A, Stallings R L. Investigation of turbulent separated flows in the vicinity of fin-type protuberances at supersonic Mach numbers. NASA-TN-D-3804, 1967.

[6] Coleman H W, Lemmon E C. The prediction of turbulent heat transfer and pressure on a swept leading edge near its intersection with a vehicle. AIAA-1973-677, 1973.

[7] Neumann R D, Hayes J R. Protuberance heating at high Mach numbers, a critical review and extension of the database. AIAA-1981-420, 1981.

[8] Wang S F, Ren Z Y, Wang Y. Effects of Mach number on turbulent separation behaviours induced by blunt fin. Experiments in Fluids, 1998, 25(4): 347-351.

[9] Hung F T, Clauss J M. Three-dimensional protuberance interference heating in high-speed flow. AIAA-1980-289, 1980.

[10] Hung F, Patel D. Protuberance interference heating in high-speed flow. AIAA-1984-1724, 1984.

[11] Tang G M, Li J M, Li Z F. Experimental investigation on hypersonic heat transfer characteristic of 2D separated flow in turbulence. Acta Aerodynamica Sinica, 1981(1): 88-95. (in Chinese).

唐貴明, 李靜美, 李仲發(fā). 高超聲速二維湍流分離流傳熱特性的實(shí)驗(yàn)研究. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 1981(1): 88-95.

[12] Needham D A. Progress report on the Imperial College hypersonic gun tunnel. I.C. Aero Report, 1963.

[13] Fay J A, Riddell F R. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air. Journal of the Aeronautical Sciences, 1958, 25(2): 73-85.

[14] Simmons J M. Measurement techniques in high-enthalpy hypersonic facilities. Exprimental Thermmal and Fluid Science, 1995, 10(4): 454-469.

[15] Estruch-Samper D, Lawson N J, MacManus D G, et al. Schlieren visualization of high-speed flows using a continuous LED light source. Journal of Visualization, 2009, 12(4): 289-290.

[16] Eckert E R G. Engineering relations for heat transfer and friction in high-velocity laminar and turbulent boundary layer flows over surfaces with constant pressure and temperature. Transactions of the ASME, 1956, 78(6): 1273-1283.

[17] Elfstrom G M. Turbulent separation in hypersonic flow. I.C. Aero Report, 1971.

[18] Estruch-Samper D, Stollery J L, MacManus D G, et al. Hypersonic interference heating: a semi-empirical hot spot predictive approach. AIAA-2009-7444, 2009.

[19] Kuehn D M. Experimental investigation of the pressure rise required for the incipient separation of turbulent boundary layers in two-dimensional supersonic flow. NASA, 1959.

[20] Estruch-Samper D, Vanstone L, Ganapathisubramani B, et al. Axisymmetric flare-induced separation of high-speed transitional boundary layers. AIAA-2012-675, 2012.

ExperimentalInvestigationonHypersonicInterferenceHeatingAroundSurfaceProtuberance

ESTRUCH-SAMPERDavid1,BUXueqin2, 3, *

1.DepartmentofAeronautics,ImperialCollegeLondon,LondonSW7 2AZ,UK2.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China3.FandamentalScienceonErgonomicsandEnvironmentControlLaboratory,BeihangUniversity,Beijing100191,China

Astudyisperformedtounderstandthedetailsoftheflowandheatingcharacteristicsaroundsurfaceprotuberancesonhypersonicbodies.ExperimentsareconductedinahypersonicguntunnelatafreestreamMachnumberof8.2andReynoldsnumberof9.35×106m-1.Thethin-filmheattransfermeasurementsareusedtoassesstheeffectsoftheprotuberancegeometryandboundarylayerstateonsurfaceheating.Oil-dotvisualizationsandhigh-speedschlierenvideosareadditionallyusedtoqualitativelyunderstandtheflowfieldaroundtheprotuberances.Thehighestheatingisfoundtothesideoftheprotuberanceininteractionsinwhichtheincomingboundarylayerremainsunseparatedupstreamoftheprotuberance.Infullyseparatedinteractions,thehighestheatinggenerallytakesplaceaheadoftheprotuberanceandcanbecomesignificantlyhigh.Thedependenceofthemaximumheatingontheincomingboundarylayerstateisnegligible.Thisisbelievedtobecausedbythe3-dimensinalityoftheinteractionswhichcausestheincominglaminarboundarylayertobecometransitionalorevenfullyturbulent.

hypersonic;surfaceprotuberance;interactionheating;experiments;peakheatflux

2011-11-07；Revised2011-12-05；Accepted2012-01-16；Publishedonline2012-02-071719

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120207.1719.006.html

.Tel.：010-82338600E-mailbuxueqin@buaa.edu.cn

2011-11-07;退修日期2011-12-05;錄用日期2012-01-16; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2012-02-071719

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120207.1719.006.html

.Tel.：010-82338600E-mailbuxueqin@buaa.edu.cn

ESTRUCH-SAMPERD,BuXQ.Experimentalinvestigationonhypersonicinterferenceheatingaroundsurfaceprotuberance.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1578-1586.ESTRUCH-SAMPERDavid，卜雪琴．高超聲速下表面凸起干擾氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)研究．航空學(xué)報(bào),2012,33(9):1578-1586.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

1000-6893(2012)09-1578-09

V211.7

A

ESTRUCH-SAMPERDavid男， 博士。主要研究方向： 高超聲速流動(dòng)與傳熱。

Tel: 010-82338600

E-mail: d.estruch-samper@imperial.ac.uk

卜雪琴女， 博士， 講師， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛機(jī)防除冰技術(shù)， 飛行器環(huán)境控制， 流動(dòng)與傳熱。

Tel: 010-82338600

E-mail: buxueqin@buaa.edu.cn