钝锥动态转捩风洞试验

张石玉, 赵俊波, 付增良, 周平, 周家检, 梁彬

张石玉,赵俊波,付增良,等. 钝锥动态转捩风洞试验[J]. 实验流体力学,2022,36(6):61-66. DOI: 10.11729/syltlx20210120
引用本文: 张石玉,赵俊波,付增良,等. 钝锥动态转捩风洞试验[J]. 实验流体力学,2022,36(6):61-66. DOI: 10.11729/syltlx20210120
ZHANG S Y,ZHAO J B,FU Z L,et al. Dynamic boundary layer transition wind tunnel test of blunt cone[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2022,36(6):61-66.. DOI: 10.11729/syltlx20210120
Citation: ZHANG S Y,ZHAO J B,FU Z L,et al. Dynamic boundary layer transition wind tunnel test of blunt cone[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2022,36(6):61-66.. DOI: 10.11729/syltlx20210120

钝锥动态转捩风洞试验

详细信息
    作者简介:

    张石玉: (1984—),男,四川遂宁人,高级工程师。研究方向:飞行动力学与实验流体力学。通信地址:北京市7201信箱56分箱(100074)。E-mail:zhangsy701@sina.com

    通讯作者:

    赵俊波: E-mail:zjbo503@sina.com

  • 中图分类号: V211

Dynamic boundary layer transition wind tunnel test of blunt cone

  • 摘要: 钝锥飞行器俯仰振动时,非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应,导致飞行器俯仰动稳定性降低,严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合,建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境,采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验,研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象,并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象,获得了转捩滞后时间。
    Abstract: The time delay effects of the boundary layer transition movement on the surface compared to aircraft pitching oscillation should produce serious unstable aerodynamic moments, which probably decrease the aerodynamic stabilities in the pitch direction, even leading to unpredicted pitching divergence in the reentry flight of the blunt cone. A boundary layer dynamic transition test technology of the blunt cone in the hypersonic wind tunnel is improved, using a gas bearing as support of the test model in order to realize free rotation of the test model in the longitudinal direction with extremely low damping moment. In addition, an infrared thermo-graphic system is used to observe and estimate the boundary layer transition distribution on the model, to study the dynamic coupling phenomenon and interaction between boundary layer transition and longitudinal rotation of the model. A series of tests are completed using the blunt cone model of which the half cone angle is 9 degree, to study dynamic coupling effects between boundary layer transition and longitudinal rotation. As a conclusion, an unsteady oscillation phenomenon of angle of attack was observed when dynamic boundary layer transition occurred, and at the same time, the delay phenomenon and delay time of boundary layer transition to angle of attack rotation were identified.
  • 经过长期自然选择,鲨鱼体表形成了大面积错位排布的微沟槽型鳞片[1]。以往研究证实,该微结构降低了游动阻力,提高了鲨鱼游速。基于仿生学原理,采用现有CFD仿真技术[2]和微纳制造技术[3],可以制造出仿生鲨鱼皮结构,将其应用于飞行器减阻,能够有效提高飞行速度、降低能耗、延长续航时间。

    目前,对仿生微纳减阻结构的研究主要集中于沟槽结构。Walsh[4]研究发现,三角形截面的沟槽结构减阻效果极佳,减阻率最高可达8%。SPEEDO公司生产的鲨鱼皮泳衣通过仿生鲨鱼皮微结构控制人体周围流场,使阻力降低7.5%左右[5]。刘志华等[6]对V型沟槽的研究表明,微沟槽尖峰具有扰流作用,其减阻率可达6.6%。田丽梅等[7]通过对仿生旋成体表面沟槽结构进行仿真计算发现,在44 m/s的速度下,棱纹结构可使旋成体总阻力降低11.12%。上述研究都证实了仿生微沟槽结构减阻的可行性。

    本文在大量微纳减阻结构研究成果的基础上,采用CFD仿真与激光微纳制造相结合的方式,设计了仿生鲨鱼皮复合微纳减风阻结构,并在大气传感器半球头体模型表面完成了复合微纳结构的激光制备[8]。基于实验验证与减阻机理分析,对复合微纳结构进行了优化,使减风阻效果得到提升。

    大量研究表明,鲨鱼皮鳞片结构具有很好的减阻效果,相关研究成果也证实了利用鲨鱼皮鳞片结构减阻的可行性。为了客观反映减阻效果及流体流动特性,根据鲨鱼皮鳞片的实际尺寸抽象出了单个鳞片的几何模型。单个鳞片及流场域参数如表1所示,其中,lcls分别为鳞片结构的横向长度和纵向长度,h1h2分别为鳞片中间凸起的高度和两侧凸起的高度,LxLyLz分别为计算域的流向长度、法向长度和展向长度。

    表  1  实验模型参数
    Table  1  Experimental model parameters
    lc = lsh1 = h2LxLyLz
    400 µm150 µm350 mm350 mm260 mm
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    采用作图软件UG构建了鲨鱼皮鳞片结构模型(图1),确定了鳞片排布组合方式,并在飞行器的大气传感器半球头体模型表面完成拼接覆盖(图2)。为尽可能在半球头体表面均匀铺满鳞片且不破坏鳞片间扰流的协同作用,基于计算结果将半球头体表面等分为6个区域,按照6个朝向呈放射状等距排列鳞片,每2个鳞片间距均为100 µm(图3)。

    图  1  鲨鱼皮鳞片结构模型
    Fig.  1  Structural model of shark skin scales
    图  2  鲨鱼皮鳞片与半球头体排布组合整体图
    Fig.  2  Overall view of the combination of sharkskin scales and hemis-pherical head arrangement
    图  3  鲨鱼皮鳞片在半球头体表面的排布
    Fig.  3  The orientation of the scales on the surface of the hemispheric head

    仅依靠鲨鱼皮鳞片结构进行减阻,减阻效果有限。在鲨鱼皮鳞片结构减阻基础上,采用二级微沟槽构造增强减阻效果,即在鲨鱼皮鳞片结构上覆盖尺度更加微小的沟槽结构。基于丛茜等[9]对多种仿生非光滑沟槽减阻效果的验证,同时考虑来流条件下结构的稳定性,选取V型沟槽作为二级微沟槽结构。引入微沟槽无量纲深度h+和无量纲宽度s+进行计算,获得具有最佳减阻效果的临界条件[10]

    $$ {s^ + } = \frac{{s{v_\infty }}}{\nu }\sqrt {\frac{{{c_f}}}{2}} $$ (1)
    $$ {h^ + } = \frac{{h{v_\infty }}}{\nu }\sqrt {\frac{{{c_f}}}{2}} $$ (2)

    式中:s为槽宽,h为槽深;v为风速;ν为气流的运动黏度;摩擦系数cf = 0.072(Re)$ ^{ - \frac{1}{5}} $。基于Walsh等的研究以及制造的可行性,选取具有最佳减阻效果的临界条件s+ = h+,即s = h = 10 µm。二级微沟槽结构如图4(a)所示。

    图  4  二级微沟槽结构及其在鲨鱼皮鳞片结构上的排布(截面图)
    Fig.  4  Secondary microgrooves and the arrangement of secondary microgrooves on sharkskin scales (cross-sectional view)

    在气固两相绕流体动态模拟过程中[11-12],为减缓速度梯度过大导致的湍流,将微沟槽截面设计为具有周期结构的类正弦状图形[13-14]。二级微沟槽则是在鳞片结构上进一步加工的微结构。为有效叠加两级微沟槽的减阻效果,微元区域需选取为包含鳞片和两鳞片间距在内的正方形区域(边长500 µm),且该区域所有二级微沟槽沿鳞片结构纵向开槽并贯穿整个鳞片表面,其截面如图4(b)所示。采用微元法仿真小区域微结构的气流流动过程,得出该区域的减阻率,继而通过积分表征出带有二级微沟槽结构的整个半球头体的减阻水平。

    在风洞实验过程中,气流在半球头体表面产生摩擦阻力和压差阻力,并具有一定黏附性。由于湍流的存在,半球头体受力不断变化。本文选取kω SST模型进行求解[15],该模型对解的初始预测非常敏感,对边界层附近区域的网格划分也较为精细[16],计算精度高,对壁面气流流动黏性和分离界限的计算尤其精细,在工业应用中较为普适。

    在一定速度来流条件下,飞行器表面会出现湍流,需采用N–S方程进行求解与分析。式(3)即为该过程的N–S方程,式(4)~(6)为分解到xyz方向的动量方程[17]

    $$ {\text{div }}{ {σ}} {\text{ = 0}} $$ (3)
    $$ \frac{{\partial {\boldsymbol{u}}}}{{\partial t}} + {\text{div}}( {{\boldsymbol{u}}{ {σ}} } ) = - \frac{1}{\rho }\frac{{\partial {\boldsymbol{p}}}}{{\partial x}} + {\boldsymbol{v}}{\text{div}}\left[ {{\text{grad}}( {\boldsymbol{u}} )} \right] $$ (4)
    $$ \frac{{\partial {\boldsymbol{v}}}}{{\partial t}} + {\text{div}}( {{\boldsymbol{v}}{ {σ}} } ) = - \frac{1}{\rho }\frac{{\partial {\boldsymbol{p}}}}{{\partial y}} + {\boldsymbol{v}}{\text{div}}\left[ {{\text{grad}}( {\boldsymbol{v}} )} \right] $$ (5)
    $$ \frac{{\partial {\boldsymbol{w}}}}{{\partial t}} + {\text{div}}( {{{{\boldsymbol{w}}{ {σ}}}} } ) = - \frac{1}{\rho }\frac{{\partial {\boldsymbol{p}}}}{{\partial z}} + {\boldsymbol{v}}{\text{div}}\left[ {{\text{grad}}( {\boldsymbol{w}} )} \right] $$ (6)

    x方向的动量方程进行速度与压力分解,并代入N–S方程,整理后可得:

    $$ \frac{{\partial {\boldsymbol{U}}}}{{\partial t}} + {\rm{div}}( {{\boldsymbol{U}}{ {τ}} } ) + {\rm{div}}( {\overline {{{\boldsymbol{u}}'}{{ {σ}} '}} } ) = - \frac{1}{\rho }\frac{{\partial {\boldsymbol{P}}}}{{\partial x}} + {\boldsymbol{v}}{\rm{div}}\left[ {{\rm{grad}}( {\boldsymbol{U}})} \right] $$ (7)

    式中:${ {σ}} $为气流的速度矢量;${\boldsymbol{u}}、{\boldsymbol{v}}、{\boldsymbol{w}} $分别为${ {σ}}$分解到xyz方向的速度矢量;${ {τ}}$和${\boldsymbol{U}} $分别为气流时均速度和x方向的时均速度;${\boldsymbol{p}} $和${\boldsymbol{P}} $分别为气流对目标体的压力和时均压力;${ {σ}}'$和$ {\boldsymbol{u}}' $分别为气流脉动速度和x方向气流脉动速度;ρ为流体密度。

    可以看到,式(7)增加了一个附加项$ \operatorname{div}(\overline{{\boldsymbol{u}} '{ {σ}}'}) $,即雷诺应力项。同理,其他两个方向也都增加了一个雷诺应力项。雷诺应力项的出现引起了湍流现象,说明该项即为湍流产生的条件[18]

    半球头体表面的速度梯度很大,因而涡量很大,这也是流场中旋涡形成的主要原因,边界层分离会导致旋涡的周期性脱落。图5(a)和(b)为仿生鲨鱼皮横、纵截面的气流流动视图,沟槽内回转的涡流受到鲨鱼皮鳞片凸起的阻碍,产生“二次涡”,减弱了微结构表面与低速条带相关联的涡流强度,抑制了低速条带的形成,并削弱了低速气流运动的不稳定性,即低速条带缓慢向上提升的过程被减弱,流体微团间的动量交换降低,从而达到减阻效果[19-20]

    图  5  鲨鱼皮沟槽的横截面视图和纵截面视图
    Fig.  5  section view of shark skin grooves

    为更好地进行对比分析,将光滑半球头体与覆盖仿生鲨鱼皮鳞片结构的半球头体置于同一流场域中,在相同条件下进行仿真,风洞检测模型如图6所示。严格设定边界条件,将左右壁面定义为对称边界,上下表面无滑移,流体介质设置为空气,出入口设置为速度入口、压力出口。

    图  6  光滑半球头体风洞检测模型和覆盖仿生鲨鱼皮鳞片的半球头体风洞检测模型
    Fig.  6  Wind tunnel detection model of smooth hemispheric head and wind tunnel inspection models of hemispherical cephalic bodies covered with bionic sharkskin scales

    网格划分是有限元处理的关键[21],网格质量决定了仿真结构正确与否。在CFD仿真过程中,覆盖于半球头体表面的每个仿生鲨鱼皮鳞片都需要极高精度的网格划分进行表征。由于计算机CPU、GPU运行速度有限,为提高计算速度及效率,将半球头体对称均分为24份,取其中之一代替整体进行风洞实验的仿真。图7为仿生鲨鱼皮的网格划分,总网格数为34300011,实体离散化节点7262815个,网格最小尺寸为10 µm,平均网格质量达0.88,网格质量良好,有助于计算收敛。

    图  7  仿生鲨鱼皮的网格
    Fig.  7  Meshing of bionic shark skin

    网格划分完成后进行仿真计算,根据空气阻力系数公式(8)进行求解:

    $$ C = \frac{{2F}}{{\rho v_\infty ^2A}} $$ (8)

    式中,C为空气阻力系数,F为阻力,ρ为空气密度,A为迎风面积,v为风速。

    针对覆盖仿生鲨鱼皮鳞片的半球头体和对照组光滑半球头体,分别求解150 km/h(41.67 m/s)和160 km/h(44.44 m/s)风速下的阻力及阻力系数。当迭代曲线收敛后,根据积分原理还原出整个模型的受力情况,最后采用式(9)求得减阻率:

    $$ {\text{Δ}} C = \frac{{\left| {{C_1} - {C_0}} \right|}}{{{C_0}}} $$ (9)

    由仿真计算(计算方法详见文献[22])结果得到阻力值及阻力系数,如表2所示,2个风速下的减阻率分别为16.9%和18.4%。

    表  2  CFD仿真参数
    Table  2  CFD simulation parameter
    样品v/(km·h–1)F/NCΔC
    光滑半球头体1501.4990.413
    覆盖鳞片的半球头体1501.2450.34316.9%
    光滑半球头体1601.7310.419
    覆盖鳞片的半球头体1601.4070.34218.4%
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    由式(8)可知,当空气密度、迎风面积和风速均相同时,阻力系数与阻力线性相关,两者趋势相同。迭代曲线稳定并收敛后,同一风速下覆盖仿生鲨鱼皮鳞片的半球头体的迭代次数比光滑半球头体明显减少。微结构的存在使迭代曲线更快收敛。为更直观地表征减阻效果,通过后处理得到光滑半球头体与覆盖仿生鲨鱼皮鳞片的半球头体同一位置的压力云图和速度矢量云图,如图810所示。

    图  8  光滑半球头体y = 0处的速度矢量云图及局部放大图
    Fig.  8  The velocity vector cloud of the smooth hemispheric head aty = 0 and an enlarged version
    图  9  覆盖鳞片的半球头体y = 0处的速度矢量云图及局部放大
    Fig.  9  Velocity vector cloud image of hemispherical head covered by sharkskin structure at y = 0 and an enlarged version
    图  10  同一部分半球头体的压力云图
    Fig.  10  Pressure cloud images of the same part of hemispheric cephalic body

    图89可知,在半球头体前端,具有一定速度的气流在垂直方向(y方向)受到半球头体阻滞,瞬时速度降为0,全部动压转变为静压,在迎角微小的前端,存在一个较大正压区。图8中光滑球头体表面的边界层很薄,与之相比,由于鳞片的存在,图9中边界层厚度明显增大,混合层厚度减小,结合等高线对应数值跨度可以看到来流速度明显降低。

    对比图10(a)与(b)可以看到:1/24光滑半球头体表面压力云图颜色明显分层,表明压力损失较大;而覆盖仿生鲨鱼鳞片的半球头体表面压降变化不明显,无明显压力损失,受力更加均匀,受力最大的正压区阻力也明显降低,可见仿生鲨鱼皮鳞片实现了很好的减阻效果。

    在相同边界条件下对带有二级微沟槽的微元区域仿真计算,得到稳定的阻力系数为1.896 × 10−9,而光滑微元区域的阻力系数为1.986 × 10−9,减阻率为4.5%。经计算,两模型在风速为150和160 km/h时的雷诺数分别为2.7 × 106和2.9 × 106,且壁面第一层网格单元的y均集中于0.8~2.0之间,进一步证明了边界层网格划分的合理性。

    经后处理,得到微元区域二级微沟槽气流速度矢量云图,如图11所示。从x = 0、z = 0截面的云图可以看出:二级微沟槽近壁区边界层厚度明显大于光滑表面对应区域,且有增厚趋势;混合层厚度变薄,湍流被削弱,壁面速度梯度降低,同时压力也明显降低,从而导致阻力降低,实现了减阻效果。

    图  11  二级微沟槽区域气流速度矢量云图
    Fig.  11  Velocity vector cloud diagram of airflow in the element region of secondary groove

    基于仿真结果,按照设定尺寸对半球头体表面进行激光微纳加工,制造了一批成型钛合金(TC4)半球头样件并作预处理[23]。实验中使用了3个半球头体样件:表面光滑的半球头体样件A作为对照组;以相同工序在样件B和C表面激光扫描仿生鲨鱼皮微结构;进一步加工样件C,通过激光干涉加工二级微沟槽,形成复合结构。图1213为制备完成后各样件表面微结构的SEM电镜图。

    图  12  激光扫描仿生鲨鱼皮鳞片
    Fig.  12  Bionic shark skin scales scanned by laser

    最后,通过风洞实验验证减阻效果。以压力传感器实时记录阻力值,并实时计算出减阻率,结果如表3所示。当风速为150 km/h时,与对照组样件A相比,样件B的阻力降低了8.7%,样件C的阻力降低了10.3%。半球头体表面的仿生鲨鱼皮结构及复合减阻结构均表现出了优秀的减阻性能。

    表  3  风洞实验参数表
    Table  3  Parameters of wind tunnel experiment
    样品v/(km·h–1)F/NCΔC
    光滑表面样件A1501.3860.3823
    非光滑表面样件B1501.2660.34918.7%
    非光滑表面样件C1501.2430.343010.3%
    光滑表面样件A1601.5650.3804
    非光滑表面样件B1601.4420.35047.9%
    非光滑表面样件C1601.4070.341910.1%
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    对比表23可以发现:在残差精度范围内,覆盖微结构的样件的阻力系数风洞实验与仿真结果一致,验证了仿真方法的可行性。由此可见,减阻率出现偏差,原因在于光滑半球头体。对比表23的数据发现,光滑半球头体受力的仿真结果与实际检测结果存在偏差。从光滑半球头体风洞实验结果可知,微观角度的真实物体表面并非绝对光滑,其无规则的微观结构会导致阻力的变化。理想化模型无需考虑机械能转化和内能消耗,简化了流动过程,并能客观精确地反映流动特性。因此,可以认为仿真计算与风洞实验得到的规律一致。

    图  13  激光扫描仿生鲨鱼皮鳞片加激光干涉加工二级微沟槽
    Fig.  13  Laser scanning and laser interference processing secondary groove

    1)仿生鲨鱼皮与二级微沟槽的复合结构具有很好的减阻效果。在仿生鲨鱼皮鳞片结构基础上均匀覆盖更小尺度的二级微沟槽结构,能够延长“二次涡”的回旋路径,降低沟槽底部气流速度梯度,减小气流对壁面的黏附力,削弱来流强度,增大边界层厚度,进一步提升减阻效果。

    2)仿真结果与风洞实验结果一致。复合微纳减阻结构的减阻率可达10.3%,验证了仿真方法的可行性。仿真方法可以替代一部分风洞实验预测及评估减阻效果,从而降低成本、提高效率。

    本文采用仿真与风洞实验手段进行研究,以验证结果的可靠性。受风洞实验条件所限,仅对当前所能达到的最高风速(即非常临近的2个风速条件150和160 km/h)进行了仿真与实验。在后续工作中,亟待在更高风速和不同来流方向条件下开展复合微纳减阻结构的减阻效果研究。

  • 图  1   尖锥静、动稳定性导数随雷诺数变化[15]

    Fig.  1   Variation of aerodynamic stability derivatives of sharp cone with Re[15]

    图  2   试验系统示意图

    Fig.  2   Sketch of test system

    图  3   试验设备功能图

    Fig.  3   Capabilities of facilities in test system

    图  4   模型装配示意图

    Fig.  4   Assembly drawing of blunt cone model

    图  5   气浮轴承示意图

    Fig.  5   Sketch of gas bearing

    图  6   钝锥标模转捩试验模型表面温度图(1#试验)

    Fig.  6   Temperature graphic of boundary layer transition wind tunnel test (1# test)

    图  7   动态转捩试验、层流动态试验迎角曲线

    Fig.  7   Curves of angle of attack in wind tunnel tests

    图  8   模型表面温度图及其Canny边缘线图(1#试验)

    Fig.  8   Temperature graphics and correlated transition-lines solved with Canny edge detector method (1# test)

    图  9   转捩运动相对于迎角运动的滞后时间

    Fig.  9   Time delay of transition area movement compared to angle of attack oscillation

    图  10   转捩运动相对于迎角运动的相位差

    Fig.  10   Phase difference of area movement compared to angle of attack oscillation

    表  1   试验参数表

    Table  1   Inflow parameters of wind tunnel tests

    试验序号总压/MPa总温/K单位雷诺数
    1#2.96506.32.43×107
    2#2.70487.02.34×107
    3#1.77460.01.70×107
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    表  2   转捩滞后时间分析结果

    Table  2   Delay time of transition area movement compared to angle of attack oscillation

    迎角下行过程迎角上行过程
    迎角峰值时刻/s转捩后退时刻/sΔt1/s相位差/(°)迎角谷值时刻/s转捩前进时刻/sΔt2/s相位差/(°)
    14.39 14.41 0.02 47.4 14.31 14.37 0.06 142.1
    14.54 14.57 0.03 71.1 14.46 14.50 0.04 94.7
    14.69 14.73 0.04 94.7 14.61 14.65 0.04 94.7
    14.83 14.86 0.03 71.1 14.76 14.80 0.04 94.7
    14.98 15.01 0.03 71.1 14.91 14.94 0.03 71.1
    15.14 15.17 0.03 71.1 15.06 15.10 0.04 94.7
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出版历程
  • 收稿日期:  2021-09-07
  • 修回日期:  2022-01-17
  • 录用日期:  2022-01-28
  • 刊出日期:  2022-12-29

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