一种高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术

第41卷第12期2020年12月㊀
宇㊀航㊀学㊀报
Journal of Astronautics Vol.41December ㊀
No.12
2020
一种高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术
王宏宇,王㊀辉,石义雷,龙正义,毛春满,李㊀杰
(中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,绵阳621000)
㊀㊀摘㊀要:针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间㊁中低热流量值(5~500kW /m 2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量㊂为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析㊂研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量㊂相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高㊂同轴热电偶对低量值热流(5~20kW /m 2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高㊂研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动热试验研究提供支撑㊂
关键词:气动热;量热计;激波/边界层干扰;高超声速流动
中图分类号:V211.7㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2020)12-1525-08DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2020.12.006
An Aerothermodynamics Measuring Technique for Shock
Interactions in Hypersonic Low-Density Flow
WANG Hong-yu,WANG Hui,SHI Yi-lei,LONG Zheng-yi,MAO Chun-man,LI-Jie
(Hypersonic Aerodynamic Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 621000,China)
Abstract :A novel calorimeter suitable for long-time and medium /low heat flux (5~500kW /m 2)measurement is
proposed in this paper to investigate the aerothermodynamic problems induced by shock interactions in hypersonic low-density flow.The calorimeter is designed by a way of air gap insulation to alleviate the lateral heat transfer,which approximates the one-dimensional heat conduction and consequently extends its effective measuring time.Then,the fabricated calorimeters are calibrated to improve the accuracy of measurement.In order to validate the performance of the calorimeter,the calibration experiment and hypersonic low-density wind tunnel experiment with a double cone model are carried out.The heat flux measured by the calorimeter is compared with the coaxial thermocouple results.The results show
that the response time of the calorimeter is longer than that of the coaxial thermocouple;but for a larger heat flux,the measurement accuracy of the calorimeter is higher because the lateral heat transfer is greatly alleviated.The coaxial thermocouple has better performance in low heat flux (5~20kW /m 2)measurement with a larger signal-to-noise ratio (SNR).The research provides a measurement technique for the investigation on shock wave /boundary layer interactions in
hypersonic low-density wind tunnel.
Key words :Aerothermodynamics;Calorimeter;Shock wave /boundary layer interaction;Hypersonic flow
收稿日期:2020-01-17;
修回日期:2020-03-20
基金项目:国家自然科学基金(11872068)
0㊀引㊀言
高超声速飞行器飞行过程中面临严重的气动加
热,可导致飞行器结构在高温下发生烧蚀破坏[1]㊂气动加热在流场的激波干扰区尤为严重,第IV 类干扰模式中,干扰区形成的欠膨胀超声速射流导致局
部流动参数幅值发生剧烈变化,对飞行器表面传热造成巨大影响[2-3]㊂
一些学者在预测飞行器激波干扰区表面压力和热流的CFD和DSMC计算校准方面做了大量工作[4-6],大量研究结果表明,计算结果大多过高地预测了热流值,与实验结果之间存在差异㊂迄今为止,国际上尚没有形成一个完备的精确预测激波干扰流场的计算方法,也没有找到影响计算精度的确切原因,因此,发展高精度的实验测量技术对于激波干扰气动热特性问题研究十分重要㊂
国内在高超声速气动热测量研究方面,杨彦广等[7]和彭治雨等[8]对气动热测量技术的发展情况进行了综合分析探讨,并对其发展趋势进行了讨论㊂针对激波风洞实验的气动热测量,发展了薄膜热电阻和同轴热电偶热流传感器,通过获取传感器感应面温度-时间数据,根据一维半无限体热传导理论计算出模型表面热流[9-10]㊂徐大军等[11]在激波风洞实验中,获得了吸气式高超声速飞行器气动热环境;张扣立等[12]针对高超声速边界层转捩研究需求发展了温敏漆技术,验证了温敏漆技术对边界层转捩参数定量测量的适用性㊂
稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题越来越受到重视,精确预测飞行器在稀薄流域的气动加热及其结构在气动加热作用下的温度变化特性能够为飞行器的结构强度计算和热应力计算提供初始计算依据[13-14]㊂高马赫数稀薄来流条件下飞行器面临的黏性干扰㊁激波干扰等现象更加显著,目前对激波干扰气动热特性的预测问题还没有得到有效解决,现有的瞬态热流测量技术无法满足对低密度风洞稀薄来流条件下中低热流量值㊁长时间的精确测量需求,需要发展新的测量技术㊂为实现低密度风洞来流激波干扰引起的气动热测量,预测热流随不同流态的变化规律,本文发展了适用于长时间㊁中低量值热流测量的点式测量技术㊂
1㊀适用于长时间中/低热流测量的量热计设计基于半无限体假设的一维热传导模型,设计了带有封装外套的量热计,通过测量量热计表面的温度-时间曲线,计算表面热流㊂量热计结构示意图如图1所示,为了提高传感器温度测试信噪比,传热体采用导热系数低的康铜材料,外径为0.5mm的K型铠装热电偶作为前端面测温元件;为降低热电偶测温点接触热阻和提高热响应速度,采用纯银融接工艺将测温接点与传热体前表面粘结在一起;为减小传热体的侧向传热,实现近似一维传热,在康铜传热体外围固定带有锥口的不锈钢封装外套,使外套与康铜传热体之间存有间隙㊂这种带有空气间隙的隔热封装外套设计明显增大了传热体侧向热阻系数,使侧向传热显著降低,提高了基于一维半无限体假设的热流测试有效时间和精确度㊂量热计的公称直径为3.2mm,长度为8mm㊂
获得温度-时间数据后,采用基于一维半无限大体热传导理论的Cook-Felderman公式[15]计算出热流:
q(t)=ρckπé
ë
ê
ê
T w(t)
t
+12ʏt0T w(t)-T w(τ)
(t-τ)3/2dτ
ù
û
ú
ú(1)为了便于数据处理,将式(1)转化为:
q(t)=2ρckπðn i=1T w(t i)-T w(t i-1)
(t n-t i)1/2+(t n-t i-1)1/2(2)式中:c为传热介质的比热,单位为J/(kg㊃k);k为传热介质的导热系数,单位为W/(m㊃K);T w为测点的壁温,单位为K;ρ为传热介质密度,单位为kg/m3;t为测量时间,单位为s㊂在本文的研究中,将新型量热计的测量数据与相同测试原理的同轴热电偶测量数据作对比分析,同轴热电偶的公称直径
约为2mm,使用前需要进行标定试验㊂
图1㊀量热计示意图
Fig.1㊀Sketch of the calorimeter
2㊀地面标定实验
为提高风洞实验的气动热测量精度,量热计在使用前需进行标定,本文采用空气动力研究与发展
6251㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷
中心超高速所自主研制的热流传感器标定系统对量热计进行标定,其原理图如图2所示㊂标定系统由弧光灯光源㊁位移机构和数据采集系统组成㊂弧光灯光源用于产生均匀缝补的稳定辐射热流,通过改变弧光灯的输入电流可以产生不同的辐射热流值㊂入射的辐射热流经过已知吸收率的感应面涂层进入热流传感器中㊂位移机构调节传感器的位置,使弧光灯标定光源装置的中心对准量热计和戈登计中心㊂数据采集系统采集温度信号随时间变化,采样频率为1kHz㊂将已校准的标准戈登计作为基准传感器测量入射热流,并根据量热计感应面涂层吸收率,计算出量热计净标定入射热流,然后根据式(1),由量热计所测温度信号计算出热流示值㊂最
后,根据不同弧光灯电流值下的净标定入射热流和热流示值,采用最小二乘优化算法,拟合一条截距为
零的直线,其斜率即为量热计的标定系数
㊂
图2㊀热流传感器标定实验原理图
Fig.2㊀Schematic diagram of the heat flux calibration system
图3~图6对比了不同辐射热流条件下(光源恒定电流为50A,70A,90A,110A)量热计和同轴
热电偶所测得的温升和热流变化㊂由于外界气流干扰带来的噪声较小,量热计和同轴热电偶所获得的温升曲线均比较平滑,热流信号的噪声水平较低㊂其中,量热计的响应时间较慢,大约为1s㊂两种测量方式获得的初始热流值较为接近,表明两种传感器均能够对中低热流进行测量㊂同轴热电偶的响应时间较快,但由于受到侧向传热的影响,其获得的热流信号很快呈现出下降的趋势,且热流值越大,下降越快㊂增加了封装外套的量热计,由于减小了侧向传热,所测得的热流长时间保持恒定,有效降低了测量误差㊂标定实验验证了量热计具备对中低量值的热流长时间测量的能力㊂
图7给出了量热计热流示值q 和戈登计获得的净标定入射热流q ∗比对数据,
由二者线性回归的直
图3㊀量热计温升曲线
Fig.3㊀Temperature over time measured by the calorimeter
图4㊀同轴热电偶温升曲线
Fig.4㊀Temperature over time of measured by the
coaxial thermocouple
图5㊀通过量热计温升计算的热流
Fig.5㊀Heat flux over time measured by the calorimeter
线斜率获得量热计的测量数据标定系数k ,则量热计的校准值q ∗为热流示值q 与k 的乘积㊂即q ∗=
7
251第12期王宏宇等:高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术研究
图6㊀通过同轴热电偶温升计算的热流Fig.6㊀Heat flux over time measured by the
coaxial
thermocouple
图7㊀量热计热流标定曲线
Fig.7㊀Heat flux calibration of the calorimeter
kq ㊂标定了16个量热计用于风洞实验热流测量㊂3㊀高超声速低密度风洞激波干扰实验3.1㊀实验设置
为验证所设计的量热计用于测量高超声速低密度来流条件下模型表面热流的可行性,在中国空气
动力研究与发展中心超高速所Φ1m 低密度风洞上开展了双锥模型激波干扰气动热测量实验㊂模型尺寸采用国际上的标准双锥模型[16],如图8所示:模型一级锥角和二级锥角分别为25ʎ和55ʎ,总直径为261.85mm;测量时模型的攻角为0,在模型的两条特征线上设置直径为3.3mm 和2.2mm 的测量孔,分别用于安装量热计和同轴热电偶㊂模型底部安装法兰盘将模型固定于风洞实验段的快送机构上㊂当
风洞运行流场稳定后,快送机构将模型快速送进至均匀来流的中心位置,送进时间约为0.2s㊂模型被送进后,传感器与纹影系统同步采集数据㊂为对热流分布的规律性进行定性研究,实验采用了高灵敏度的双光程纹影成像系统捕捉流场激波图像,纹影系统配备LED 光源,纹影镜,刀口和相机等部件,相机的采样速率为30帧/秒,分辨率为1920ˑ1080,与采用单次平行光通过实验流场的单光程纹影系统相比,双光程纹影系统采用单球面反射镜,利用发散光通过实验流场,由于光束受到两次扰动,光线的偏折角加倍,流场成像的灵敏度更高[17]㊂
风洞前室总压p 0采用测量范围为0~10MPa 绝
对压力传感器测量,精度0.2%;前室总温T 0采用铂铑-铂B 型热电偶测量,测量精度为0.5%㊂实验采用M10和M12两种喷管,通过典型状态的流场马赫数校测,喷管核心区马赫数分别为9.82(M10)和
11.54(M12)㊂实验过程中,每种工作状态开展三次实验,以考核传感器测量的重复性
㊂
图8㊀风洞实验模型示意图
Fig.8㊀Configuration of the double-cone model in wind
tunnel experiments
3.2㊀风洞实验结果及分析
图9为实验纹影图,给出了两种工况下双锥模型诱导的激波及其相互干扰状态:包括分离激波㊁分离区㊁再附激波和剪切层等典型流场结构,研究表明两种来流工况下模型诱导的流场结构相似㊂由风洞实验纹影图可知,两种工况下分离点的位置几乎相同,大致位于第一锥体的中心,且激波干涉点的位置也大致相同㊂由纹影图可预测热流的分布情况,由
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第41卷
激波干扰的流动特性可知,位于第一锥体头部附近的边界层黏性干扰区和第二锥体的激波干扰区存在较大的热流
㊂
图9㊀实验纹影
Fig.9㊀The experimental schlieren images
图10~图13给出了M10和M12工况下量热计和同轴热电偶所测量的模型特征线上的热流分布㊂由图10~13可知,一级锥的大部分区域热流较低,只有位于上游黏性干扰区的热流较高,自模型拐点起,表面热流呈上升趋势,在激波干扰区再附点处热流达到峰值㊂再附点下游,热流逐渐减小,出现了一个极低值,而后又逐渐升高,该结果与激波/边界层相互干扰的流动机制完全相符,说明测量结果能够真实反映气动加热过程㊂三个车次实验结果的对比表明两种传感器测量重复性较好,最大重复性误差小于6%㊂值得注意的是,同轴热电偶的测量结果较量热计偏大,分析原因,新型量热计的导热体与其封装外壳通过前端刃口配合密封,最大限度减小侧向传热接触面积,也保证了传热体有效受热面积在标定实验和风洞实验中的恒定;而同轴热电偶在
风洞实验中,由于模型与安装孔壁面之间存在较明显的缝隙,产生了局部侧向热输入,导致其实际有效换热面积大于同轴热电偶端面的测热面积,从而导致测量结果偏高㊂因此,同轴热电偶在使用时应与模型测量孔无缝配合以减小测量误差[18]㊂
图14~图17给出了量热计和同轴热电偶所测
量热流的结果,分别选取低热流值的测点4和高热流值的测点11和测点12进行分析㊂由图14和图15可知,两种传感器均可以很好捕捉到低热流值(q <10kW /m 2)㊂由于低热流时侧向传热不明显,
同轴热电偶也可以对低热流较好地捕捉,且热流信号的信噪比较量热计高㊂值得注意的是,两种传感器捕捉的信号中均有一个初始峰值,
且同轴热电偶图10㊀M10风洞实验模型热流分布(量热计测量)Fig.10㊀Heat flux distribution on the model in M10wind tunnel
experiments (measured by calorimeter)
图11㊀M10风洞实验模型热流分布(同轴热电偶测量)Fig.11㊀Heat flux distribution on the model in M10wind tunnel experiments (measured by coaxial thermocouple)
的信号较为明显,这是因为模型送进过程中受到来流的瞬时冲击作用㊂待流场稳定后,呈现较为均匀的变化㊂通过地面标定实验不难发现同轴热电偶测量低热流的阈值,大概为q =20kW /m 2㊂对于较高热流的测点(测点11和测点12)来说,可以明显看到两种传感器的差异性,量热计的响应时间明显变长,测点12经过两秒热流才基本达到恒定,这可能是由于局部流场加热的非定常性引起的㊂由于同轴热电偶本身的响应时间较快,可以捕捉到振荡较为明显的热流变化,但两侧点的热流值随测试时间延长均显著下降,与地面标定实验的测量结果相似㊂因此,本文量热计的设计可以满足低密度来流条件下中低量值热流测量,而对于低量值的热流测量,同
9
251第12期王宏宇等:高超声速稀薄流激波干扰气动热测量技术研究
图12㊀M12风洞实验模型热流分(量热计测量)Fig.12㊀Heat flux distribution on the model in M12wind
tunnel experiments (measured by
calorimeter)
图13㊀M12风洞实验模型热流分布(同轴热电偶测量)Fig.13㊀Heat flux distribution on the model in M12wind tunnel experiments (measured by coaxial thermocouple)
轴热电偶也能满足测量精度要求,考虑到实验成本,测量的热流较低时,采用同轴热电偶是合适的㊂4㊀结㊀论
本文针对高超声速低密度风洞复杂激波干扰气动热问题的研究,给出了一种长时间㊁中低量值热流测量方法㊂采用空气隔热设计的量热计可有效改善量热计侧向传热的影响,实现更高的热流测量精度㊂通过开展量热计的地面标定实验和M10㊁M12高超声速低密度风洞激波边界层气动热测量实验,验证了所研制的量热计具备长时间㊁中低量值热流的测量能力,并且可用于高超声速稀薄来流条件下激波干扰复杂气动热问题的研究㊂
通过本文研究可得出
图14㊀M10风洞实验测点4量热计热流测量结果Fig.14㊀The heat flux of point 4measured by the calorimeter
in M10wind tunnel experiments
图15㊀M10风洞实验同轴热电偶热流测量结果Fig.15㊀The heat flux of point 4measured by coaxial
thermocouple in M10wind tunnel experiments
图16㊀M12风洞实验量热计热流测量结果Fig.16㊀The heat flux of point 11and 12measured by the
calorimeter in M12wind tunnel experiments
0351㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报
第41卷
图17㊀M12风洞实验同轴热电偶热流测量结果Fig.17㊀The heat flux of point11and12measured by coaxial thermocouple in M12wind tunnel experiments
以下具体结论:
1)量热计的响应时间较同轴热电偶慢,对于激波干扰区非定常加热的情形,量热计的响应时间长达2s㊂
2)对于较大量值的热流测量,由于空气隔热的量热计极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较同轴热电偶高,而对于低量值的热流(q<20kW/m2),同轴热电偶表现出较好的测量性能㊂
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Thermophysics and Heat Transfer,2016,31(2):1-6.作者简介:
王宏宇(1989-),男,博士,助理研究员,主要从事高超声速气动热测量和高速主动流动控制方法与机理等方面的研究㊂
通信地址:四川省绵阳市涪城区空气动力研究与发展中心(621000)
电话:(0816)2465233
E-mail:wanghongyu@
王㊀辉(1972-),男,博士,研究员,主要从事高超声速气动热与热防护试验测试技术㊁智能控制与系统辨识等基础应用方面的研究㊂本文通信作者㊂
通信地址:四川省绵阳市涪城区空气动力研究与发展中心(621000)
电话:(0816)2465185
E-mail:wanghui@
2351㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷。