2016, Vol. 48
钝头体飞行器在超声速和高超声速飞行时头部会产生较强的激波，带来波阻增大、气动加热和音爆等问题，解决此类问题可以在钝头体前端加装激波针[1-5]或者逆向喷流[6-10]以改变头部激波结构，减弱激波强度[11]. 但是激波针端部作为驻点所受的气动加热非常强烈，容易被烧蚀，且再附激波会导致钝头体肩部出现热斑[12-14]；逆向喷流需要配备大量的喷流气体[15]. 带喷流激波针(combination of forward-facing jet and spike,CFS)是激波针和逆向喷流两种技术的结合，可在保持良好的减阻和降热效果前提下，减小喷流能量需求，同时利用喷流的冷却作用，避免了喷管头部驻点积聚高热流产生的烧蚀问题[16-17]. 因而，有更好的工程应用前景.
带喷流激波针波流动的波系结构十分复杂，流场结构如图 1所示，其中有激波、膨胀波、剪切层、涡流、激波-激波干扰、激波边界层干扰等流动现象. 然而，对带喷流激波针的研究在近几年才见报道.耿云飞等[16]通过数值模拟研究发现，带喷流激波针的减阻和降热的效率优于单独逆向喷流的结果，并且通过增大喷管直径的方法来增大喷流量可降低激波在肩部再附区的干扰效应，能够达到消除热斑、降低局部高热流的目的.张江等[17]通过数值模拟发现带喷流激波针的设计参数与减阻效果之间存在较强的非线性规律，如激波针长度、喷流总压和喷流出口直径与阻力之间为2阶或3阶非线性关系，且激波针长度和喷流出口直径有显著的耦合效应，利用响应面法进行优化，实现以较小的喷流流量达到57.1%的减阻效果.这些研究都是在能够建立稳态流场的参数条件下开展的，而Morimoto等[18]通过数值模拟发现，当喷流压比较小时带喷流激波针流场的头部波系会出现强烈的周期性振荡；但是他们在激波风洞对相同的状态进行实验时，却发现流动是稳定的，他们认为对于数值模拟出现的非稳定流动现象还有待进一步系统的实验研究.
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图 1 带喷流激波针钝头体头部流场结构示意图 Figure 1 Flow structure around the blunt body with CFS |
已有的研究对带喷流激波针流场的流动特性和机理关注不足；研究手段也主要是数值模拟，风洞实验研究结果甚少.而且，已有的研究表明，单独激波针或逆向喷流都存在稳定和不稳定两种流动模态[19-23].在非稳模态下头部波系会出现强烈而有规律自激振荡[24]，这种振荡是由于自由剪切层或激波附面层干扰产生的压力脉动通过亚声速回流区前传所导致的[25-26]，且存在同激波针长度或喷流压比等条件相关的临界值[27-29].带喷流激波针是否也存在类似流动模态，其机理和特性如何，是值得深入研究的课题.
本文拟开展带喷流激波针流动特性风洞实验研究.研究对象为头部安装了带喷流激波针的钝头旋成体，采用动态测力、动态测压和纹影等测量技术，研究带喷流激波针流场处于稳态和非稳态下绕流特性，分析安装带喷流激波针后钝头体的表面压力特性，以进一步深化对此类流动现象的认识.
1 实验装置和实验参数 1.1 实验模型实验采用的钝头旋成体外形如图 2所示，直径D=120 mm，全长L=450 mm，头部为半径R=60 mm的半球体.钝头体顶部开孔，激波针从其中穿出且可更换. 激波针长度包括Lj =0 mm，50 mm，90 mm，100 mm，150 mm，200 mm，250 mm，喷流出口直径包括Dj = 2 mm,3 mm,5 mm,10 mm,15 mm，喷流出口形状为出口马赫数Maj = 2.5$的收缩-扩张形.激波针安装在位于钝头体模型内部的喷流稳压室上，然后再通过支撑杆固定在支杆上.钝头体支撑在测力天平上，不与激波针及喷流稳压室接触. 为了防止来流从钝头体与激波针之间的间隙串入，采用了迷宫设计，且在钝头体内部安装了4个压力测量管，用于监控模型内部压力和底阻修正.为了提高测力系统的响应频率，模型材质采用铝合金以减轻重量.
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图 2 实验模型及脉动压力测量点位置 Figure 2 Test model and the locations of the fluctuating pressure probes |
喷流所需的高压气通过进气管进入喷流稳压室，可以进行调节以满足不同的喷流压比P0j/P02(喷流总压和风洞主气流波后压力的比值). 喷流总压的调压范围是0.1~20 MPa，稳压室内侧安装有4个高量程压力传感器对其进行实时测量. 喷流压力的调节是利用风洞实验段外面的一套压力调节系统来实现的，再通过高压软管接到稳压室进气管.
1.3 风洞和测量仪器实验是在中国航天空气动力技术研究院的FD-06风洞进行的. 该风洞是半回流暂冲式亚、跨、超声速风洞. 实验段横截面尺寸为0.6 m × 0.6 m，长度为1.575 m. 实验马赫数范围为0.4~4.45.超声速实验时，通过更换二元喷管块改变马赫数. 风洞两侧壁各有两个观察窗，配备有纹影仪观测流场.
钝头体模型所受的气动力通过自行研制的六分量内式应变天平进行测量，该天平具有阻力单元响应频率高的特点.模型头部安装有4个Kulite-XCL-100脉动压力传感器，固有频率为600 kHz，其安装位置和θ角定义如图 2所示.天平和脉动压力传感器的输出信号使用DH5927动态测试信号分析系统进行测量和处理，其测量误差小于0.5% FS (full scale).
1.4 实验参数和数据处理
在两个风洞主气流Ma=2.5，4.0条件下进行实验，其波前总压P01、波后总压P02和总温T0在表 1中给出.喷流总温T0j=299 K. 为了方便分析减阻效果，本文定义阻力比Cd/Cd0，其中Cd为带减阻装置后的钝头体阻力系数，Cd0为对应状态下单独钝头体的阻力系数.脉动压力传感器所测量的压力值P利用公式
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表 1 风洞主气流参数 Table 1 Parameters for the main flow field of the wind tunnel |
实验研究发现带喷流激波针流场存在稳定和非稳两种流动模态. 图 3 (a)和图 3(b)分别为头部流动处于非稳模态(P0j/P02=5.0)和稳定模态(P0j/P02=8.0)时的典型流场纹影图. 安装了带喷流激波针后，主流弓形激波被推离物面，逆向喷流和主流发生强烈干扰，在下游形成自由剪切层，剪切层后形成锥形回流区.在非稳模态下，喷流和主流的交界面并不稳定，流场中的射流元不止一个，喷流呈现两种流动结构往复循环出现的流态；一种是在第一个射流元后被主流直接终止，另一种是在第二个或更多的射流元后被终止.在稳定模态下，头部波系呈现出稳定的结构，流动中仅有一个射流元且被主流直接终止，形成马赫盘，脱体激波较非稳模态更为清晰.值得注意的是，图 3中处于非稳模态的喷流在主流中的穿透距离比稳定模态的更远，尽管其喷流压比要小于稳定模态的压比.
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图 3 非稳态和稳态头部流场纹影照片(Ma = 4.0，Lj = 50 mm) Figure 3 Schlieren photos of stable mode and unstable mode (Ma = 4.0，Lj = 50 mm) |
为了对出现非稳态的条件进行研究，在风洞主气流稳定后逐步改变喷流压比. 由于非稳模态下头部波系振荡剧烈，钝头体表面压力发生强烈脉动，钝头体所受阻力出现了较大幅度的脉动. 图 4 是自由来流马赫数Ma =4.0条件下，逐渐增大喷流压比的过程中Cd/Cd0的变化曲线. 当P0j/P02＜2.03时，由于来流反压作用，喷流出口为亚声速，此时Cd/Cd0脉动不大，流动处于稳定模态；当P0j/P02 ＞ 2.03时，喷流形成出口马赫数为Maj = 2.5的超声速射流，此时流动有稳定和非稳两种模态. 当2.03 ＜P0j/P02＜5.72时，钝头体阻力出现剧烈波动，头部波系处于自激振荡状态，为非稳模态；当P0j/P02> 5.72时，阻力脉动回归稳定.其他的实验条件下也均有这一现象的发生，所不同的是模态改变时的喷流压比大小随实验条件不同而改变.可见，带喷流激波针流场在喷流出口为超声速出口时，P0j/P02是影响头部绕流流动模态的主要因素，且存在一个临界压比(P0j/P02) CR(如图 4的示例中 (P0j/P02) CR= 5.72)，当P0j/P02 ＜ (P0j/P02) CR 时流动处于非稳模态，当P0j/P02 > (P0j/P02) CR时流动则处于稳定模态. 研究还发现，(P0j/P02) CR的大小会受到实验条件的影响，这些影响因素包括主流马赫数、激波针杆长的长度、喷流出口直径和形状等.
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图 4 钝头体阻力随时间变化的曲线(Ma = 4.0，Lj = 50 mm) Figure 4 The drag variation along with the time (Ma = 4.0，Lj = 50 mm) |
在稳定模态下，主流脱体激波前推距离和强度是决定带喷流激波针流场及钝头体表面压力的主要因素，前者受激波针长度Lj影响更为明显，后者则主要由喷流压比P0j/P02所决定.
图 5所示为激波针长度不同时钝头体阻力随喷流压比P0j/P02的变化曲线，喷流出口直径Dj =2 mm. 为了减小测量信号脉动的影响，进行了2.5 Hz的低通滤波. 激波针长度Lj=100 mm时钝头体阻力要比Lj=50 mm时小0.3Cd0左右，可见较长的激波针能将主流脱体激波推离更远距离，显著减小钝头体表面压力.但当激波针增长到一定长度后，其进一步减小头部压力的效果减弱，如Lj=150 mm的阻力比Lj=100 mm的仅小0.1Cd0左右. 由于激波针Lj越长则刚度越小，所以存在结构与气动设计的最优长度.对于不同长度的激波针，随着P0j/P02增大，钝头体阻力减小速率先快后慢，最终趋于平缓.图 6给出杆长Lj=100 mm时的各个压力测点的压力系数随P0j/P02增大的变化曲线，θ=45°和θ= 60°位置的压力变化规律也进一步表明了这一规律.
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图 5 钝头体阻力随喷流压比的变化曲线(Ma = 4,Dj = 2 mm) Figure 5 The variations of the blunt body drag with the increasing of the nozzle pressure ratio (Ma = 4,Dj = 2 mm) |
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图 6 压力系数随喷流压比的变化曲线(Ma = 4,Lj = 100 mm,Dj = 2 mm) Figure 6 The variation of the pressure coefficient with the increasing of the different nozzle pressure ratio (Ma = 4,Lj = 100 mm,Dj = 2 mm) |
当激波针长度为50 mm和100 mm时，增大喷流压力的减阻的效果基本接近；而当激波针长度为150 mm时，增加喷流压力的减阻效果不如较短激波针长度时显著，且在P0j/P02 > 50时阻力还会有所回升，这是喷流反推力随喷流压力增所导致的.所以实际应用时需要进行多参数优化，寻求最优点，这与文献[14]的研究结果相吻合.
增大喷流压比能够增脱体激波前推距离，但其更主要的作用在于增大脱体激波的强度. 图 7给出Lj = 100 mm时不同P0j/P02条件下的流场纹影照片. 可以看出，随着P0j/P02增大，脱体激波由单独激波针的近似尖锥形逐渐向钝圆锥形演变，回流区与主流的交界面轮廓向外鼓，交界面膨胀波波系的亮度减弱，此时回流区压力更接近波后主流静压，头部压力减小.
单独激波针流场由于会在钝头体肩部出现强烈的再附激波，产生局部高压和热斑，文献[13]的数值模拟结果显示增大喷流后可以克服此缺点，本文通过实验进行验证. 图 6中θ=45°测点位于再附激波区域，单独激波针条件下时此处Cp =1.12；增加喷流后，随着P0j/P02增大，该点压力系数持续减小，如当P0j/P02 =14时，该测点Cp = 0.62，接近位于回流区的θ=30°点的压力系数，再附激波处的压力突增现象不再明显.对照图 7的纹影照片，可以看出增大P0j/P02后，再附激波的强度显著减弱，考虑到再附激波是钝头体肩部出现局部高压和热斑的直接原因，所以这对缓解钝头体肩部热斑问题也是有利的.
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图 7 不同喷流压比的流场纹影图(Ma = 4,Lj = 100 mm,Dj = 2 mm) Figure 7 Schlieren photos of CFS with different jet pressures (Ma = 4,Lj = 100 mm,Dj = 2 mm) |
从流场纹影上看，稳定模态下流场波系结构是稳定而清晰的.脉动压力测量结果显示此时头部表面压力脉动不大，脉动强度和单独钝头体的处于相同量级. 图 8给出了P0j/P02=8.0时钝头体头部压力系数随时间变化的曲线. 可以看出，顶点区域(θ=30°)和膨胀区域(θ=75°)压力脉动最小，激波再附区域(θ=45°和θ=60°)压力有小幅脉动.激波再附区域的压力脉动是由于再附激波和附面层相互干扰所导致的，对其脉动压力系数进行功率谱分析，发现其脉动能量很小，且没有明显的主导频率(dominant frequency).
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图 8 稳态时钝头体头部压力系数随时间脉动(P0j/P02=8.0) Figure 8 Fluctuating pressure coefficient of blunt body nose vs. time under the stable mode (P0j/P02=8.0) |
从图 4可以看出，非稳模态下(2.03 < P0j/P02<5.72)尽管钝头体阻力脉动剧烈，但经过滤波的Cd/Cd0也存在随着P0j/P02增加显著减小的规律，且喷流在主流中的穿透距离要比稳定模态更远.非稳模态对喷流压力要求更低，有利于工程应用.然而，非稳模态下飞行器头部波系发生强烈振荡，其动态特性和自激振荡机理尤其值得关注.
图 9给出了非稳态时钝头体头部脉动压力的测量结果，可以看出激波振荡导致回流区影响范围内的表面压力出现非定常脉动，尤其是再附激波位置的θ=45°和θ=60°两个测点，压力发生剧烈振荡；而位于再附激波后的膨胀区域(θ=75°)压力脉动不大.图 10示出了脉动压力的功率谱分析结果，可以看出θ=45°和θ=60°点的脉动强度要显著大于θ=75°点的脉动强度.以上结果说明：非稳模态下激波振荡影响较强烈的区域是有限的；再附激波在钝头体表面所围成的环内，表面压力受激波振荡影响较大；而在其后的气流膨胀区域，表面压力受激波振荡影响显著减小.
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图 9 非稳态时钝头体头部压力系数随时间脉动(P0j/P02=5.0) Figure 9 Fluctuating pressure coefficient of blunt body nose vs. time under the unstable mode (P0j/P02=5.0) |
由图 10也可看出，4个不同位置的压力脉动的主导频率相同，均为 487.89 Hz. 在图 4截取该喷流压比下的Cd/Cd0进行了频谱分析，结果表明钝头体阻力脉动的主导频率也与之相等. 由此可以看出，非稳模态下流场波系的振荡是周期性的，且存在确定的主导频率，钝头体表面的压力脉动特性受其影响并表现出相同的频率特性.
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图 10 非稳态各测点脉动压力功率谱(P0j/P02=5.0) Figure 10 Power spectral of fluctuating pressure under the unstable mode (P0j/P02=5.0) |
为了进一步分析激振特性与P0j/P02的关系，图 11示出了在θ=60°点处，不同P0j/P02条件下的脉动压力功率谱. 可以看出，随着P0j/P02增大，主导频率逐渐向低频方向移动.对应于非稳模态的喷流压力比范围(P0j/P02 < (P0j/P02)CR)，存在一个连续的主导频率区间.
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图 11 θ=60°点脉动压力功率谱 Figure 11 Power spectral of fluctuating pressure at θ=60° |
已有的研究[7]表明带单独逆向喷流钝头体流场发生自激振荡的原因是喷流正激波受到通过回流区传递来的扰动的影响引发的，尽管这个扰动是来自于自由剪切层还是再附激波与附面层的干扰还存有争议，但比较一致的认识是流态稳定的必要条件是喷流只形成一个射流元即产生正激波而后被主流终止.带喷流激波针流场中，喷流射出位置被前移，形成了与单独喷流有相似之处但有显著自身特点的流动.只形成一个射流元仍然是流态稳定的必要条件，但产生自激振荡的机制却在于喷流出口周围的反压Pd无法获得持续的平衡.
早期的研究表明[30]，喷流出口反压与超声速射流激波反射结构存在密切关系.欠膨胀超声速喷流在反压较小时出口激波发生马赫反射(Mach reflection)，喷流为单胞元结构；反压增大到一定程度后出口激波会转化为规则反射(regular reflection)，形成多个射流元，终止正激波会发生在距离喷流出口更远的第二个或更多个射流元之后.设喷流压比为临界压比(P0j/P02)CR时，喷流出口周围的反压为(Pd)CR. 当P0j/P02 > (P0j/P02)CR时，主流和喷流的交界面距出口更远，出口处反压Pd呈减小趋势，始终满足Pd ＜(Pd)CR条件，喷流维持单胞元结构，流场处于稳定模态.而非稳模态下，维持出口反压稳定的条件得不到满足，喷流激波结构在马赫反射和规则反射之间周期变换，弓形激波出现的位置也随之前后移动，在纹影摄像曝光速度不足的条件下，形成图 3(a)中两个位置的弓形激波同时存在的纹影图像，整个钝头体头部绕流结构发生自激振荡.
图 12给出了非稳态瞬态流场结构周期变化示意图. 其中图 12(a)所示瞬间为喷流激波结构为马赫反射，此时P0j/P02 ＜ (P0j/P02)CR，交界面和喷流出口之间距离小于临界压比，瞬间出现Pd ＜(Pd)CR的条件，导致喷流出口激波转变为规则反射，出现多个射流元，主流被推离更远，流场结构演变为图 12(b)所示结构，出现多射流元的喷流结构；随后，弓形激波后的主/喷流分界面、再附激波的形态也会相应地发生改变，流动结构完成图 12(c)瞬态的演变；由于主流前推距离增大，出口处反压减小，Pd ＜(Pd)CR的条件得不到维持，喷流出口激波结构再次向马赫反射转换，流场结构会演变为图 12(d)；此后，喷流恢复了单胞元结构，前推的弓形激波要向后移，流场结构再次转换为图 12(a). 如此循环，流场周期性的自激振荡会持续进行.
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图 12 非稳态瞬态流场结构周期变化示意图 Figure 12 The periodic variance of transient flow field under the unstable mode |
本文通过风洞实验对加装了带喷流激波针的钝物体流动特性进行研究，有如下主要结论：
(1) 带喷流激波针流场存在稳态和非稳态两种模态，存在一个临界压比(P0j/P02)CR，当$P0j/P02 < (P0j/P02)CR时流动处于非稳模态，当$P0j/P02 > (P0j/P02)CR时流动则处于稳定模态.
(2) 增大激波针长度可显著减小钝头体表面压力，但达到一定长度后，进一步减阻的效果不再显著；增大喷流压比可促使脱体激波向钝圆锥形演化，能够有效减弱再附激波强度.
(3) 非稳模态下流场波系会出现周期性自激振荡，存在确定的主导频率，该主导频率随喷流压力比增大而减小.
(4) 自激振荡的产生原因在于喷流出口周围的反压在$P0j/P02 < (P0j/P02)CR条件下无法获得持续的平衡而导致的.
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