2020, Vol. 38
高超声速飞行器具有飞行速度快、突防能力强等特点，成为当今世界军事强国关注的战略发展方向。自20世纪50年代，高超声速空气动力学迅速发展，高超声速技术在航天飞机、运载火箭、远程导弹等航天工程中得到了应用。随着理论研究与预示方法的重大突破，新型高超声速飞行器完成了地面试验和原理飞行试验的验证，高超声速技术开始进入到以实际应用为背景的武器研发阶段。作为美国在军事应用领域最尖端的研究成果之一，高超声速滑翔飞行器HTV-2分别于2010年和2011年接连遭遇两次失败。根据公开报道，HTV-2失败的原因在于“在马赫数为20的飞行条件下，对飞行器的空气动力学问题还存在认识上的盲区”[1]。这里所谓的“盲区”之一，就是指高超声速边界层转捩。为此，美国国家高超声速基础研究计划(NHFRP)将边界层转捩的物理问题列为一个重要的研究领域。美国制定了渐进式的技术发展策略，通过开展高超声速边界层转捩(Hypersonic Boundary Layer Transition，HyBoLT)、高超声速国际飞行研究试验(Hypersonic International Flight Research Experimentation，HIFiRE)等基础研究项目和重点型号项目(Hypersonic Technology Vehicle, HTV)，实现从简单构型到复杂构型的边界层物理学研究[2]。
高超声速边界层由层流发展为湍流后，飞行器表面的当地摩擦阻力和热流急剧增加，这将对飞行器的气动力热特性产生重要影响，进而影响着飞行器的飞行性能和飞行安全。美国国家空天飞机(NASP)计划的研究结果表明，如果高超声速飞行器表面的边界层保持全层流状态，飞行器有效载荷和总重的比值则相比于全湍流状态将增加一倍[3]。由于对诱发边界层转捩的内在机理认识不足，给高速拦截导弹、重复使用轨道飞行器、高超声速巡航飞行器和高超声速再入飞行器等设计带来了许多困难[4]。新一代高超声速飞行器的设计很大程度上取决于对转捩机理的认知深度和转捩预测精度，即取决于对“何时转捩、在何位置转捩、如何转捩”三个问题的解决程度[5]。因此，对于高超声速飞行器而言，边界层转捩已经不再是一个影响飞行器“设计裕度”的问题，而上升为一个关乎飞行器“飞行成败”的全局关键问题。
1 边界层转捩的主要研究问题新型高超声速飞行器具有高机动、多任务、宽速域等特点，其外形一般呈复杂的三维构型。飞行器随着飞行高度的降低、来流雷诺数的增大，其表面必然经历边界层由层流变为湍流的转捩过程。当边界层发生转捩时，将对飞行器的气动力特性和热环境产生影响，严重时甚至可能导致飞行失利。因此，复杂三维构型的边界层转捩问题是高超声速飞行器研制过程中的重点和难点之一。与轴对称等简单外形的失稳特性不同，三维构型的边界层一般同时存在多个不稳定性特征，需要对复杂工程外形飞行器涉及的典型不稳定性特征开展深入研究。
一般认为，转捩是由流动中的扰动失稳引起的。Fedorov[6]给出了边界层可能存在的5种转捩途径，如图 1所示。余平等[7]、解少飞等[8]和陈坚强等[9]在其综述性文章中对这5种转捩途径进行了说明。由于高空环境下的背景扰动较低，对于高空飞行的飞行器而言，其边界层转捩属于自然转捩。自然转捩过程一般经历三个阶段，即感受性阶段、扰动线性增长阶段和非线性演化阶段。在感受性阶段，自由流中的扰动通过某种途径进入边界层，并在边界层内触发相应的扰动。这些扰动在向下游传播过程中不断增长，起始阶段的扰动幅值很小，且各自独立演化。随着扰动的进一步增长，当扰动幅值达到一定程度时，非线性影响开始起作用，扰动波之间产生相互影响，各种不同频率和波数的特征扰动模态的相互作用迅速放大，形成宽泛频谱的三维不稳定波。随着高次谐波快速增长，平均流剖面不断被修正，边界层中的扰动进一步失稳，最终导致层流边界层溃变为湍流。
1.1 感受性
感受性作为边界层转捩过程的第一个阶段，决定了引起转捩的不稳定波的初始条件[10]，是边界层转捩预测与控制的关键环节。由于自由流中的扰动与边界层内不稳定模态的色散关系不同，不能直接激发边界层内的不稳定波，而是必须通过某种机制对色散关系进行调制才能激发边界层内的扰动[11]。为了描述外部扰动激发边界层内不稳定波的过程，Morkovin[12]首次提出了“感受性”概念。对于感受性问题的研究，主要方法有渐近理论分析和求解抛物化稳定性方程。近年来，随着高性能计算能力的快速发展，DNS也越来越多地应用于感受性研究。关于高超声速边界层感受性问题的研究成果，可参见Fedorov[7, 13-15]，Zhong和Wang[16-18]的工作。
1.2 流向不稳定性对于边界层流动，由黏性或可压缩性导致流向速度型特性改变所引起的不稳定扰动，称为流向不稳定性。很多情况下的边界层转捩都是由流动的流向失稳导致的，如平板边界层、零迎角尖锥或钝锥边界层等流动，因此该类失稳机制是流动稳定性理论和转捩预测研究的一个重点。对于不可压缩或低马赫数的边界层流动，在扰动的频率和波数参数空间内，只有一个不稳定的区域，通常称为第一模态扰动。对于较高马赫数的超声速边界层来说，可能出现多个不稳定扰动区域，根据频率由低到高，将这些不稳定的区域分为第一模态、第二模态等[19]。一般情况下，在低马赫数时第一模态为对转捩起主导作用，随着马赫数的提高，第二模态将对转捩起主导作用。壁面冷却能够抑制第一模态扰动发展，但对第二模态不稳定波的发展具有促进作用[20]。Stetson等[21-25]的实验研究结果表明，高超声速尖锥和钝锥边界层内的主要不稳定波是第二模态波。苏彩虹和周恒[26]研究了壁面温度对零迎角小钝头圆锥高超声速边界层稳定性的影响，发现对等温壁边界层的转捩起主导作用的是第二模态波，而第一模态对绝热壁边界层的转捩起主导作用。董明和罗纪生[27]发现第一模态不稳定波在零迎角高超声速尖锥边界层转捩过程中起主导作用。朱一丁等[28]在马赫数6静风洞中对高超声速边界层的转捩特性进行了实验研究，同样发现主导边界层转捩的是第一模态波。
1.3 横流不稳定性Gray[29]对后掠翼的三维边界层研究时发现，在后掠翼前缘附近的流动区域出现了不同于T-S波失稳的失稳形式，后来被称为横流失稳。对于三维边界层流动，由横向速度拐点引起的不稳定扰动，称为横流不稳定性。横流不稳定性一般出现在后掠翼、有迎角或旋转的圆锥等边界层流动中。在工程实际中，高超声速飞行器绕流流场一般呈三维流动特性，存在明显的横流效应。横流失稳属于拐点不稳定性，拐点不稳定性得到的扰动增长率一般比黏性不稳定性的大[30]，因此三维边界层中横流不稳定性的研究越来越受到重视。
横流不稳定性存在定常和非定常两种形式。一般认为，低湍流度环境下的三维边界层转捩由横流定常涡主导，中高湍流度环境下的三维边界层转捩由非定常横流涡主导。由于真实飞行条件下的背景扰动很低，因此飞行器边界层的转捩主要由横流定常涡主导。目前，美国针对HIFiRE-5椭圆锥构型，对高超声速边界层横流转捩机理开展了大量的研究分析工作。Juliano等[31]对不同噪声水平条件下HIFiRE-5椭圆锥的转捩特性进行了实验研究, 如图 2所示, 实验结果表明，HIFiRE-5椭圆锥中心线上的转捩可能是二次模态失稳导致，中心线和前缘之间区域的转捩可能为横流模态引起，降低噪声水平可同时延迟两种模态的失稳。Juliano等还发现，增大迎角可抑制迎风面的横流模态，这是因为迎角增大，椭圆锥激波强度增强，从而导致中心线与前缘的压力梯度减小，横流效应减弱，边界层横流模态更加稳定。Borg等[32]对HIFiRE-5椭圆锥的横流行波不稳定性进行了研究，实验得到的横流不稳定波的相速度和波角与线性稳定性理论得到的结果一致。由于横流行波在静音来流下未出现非线性增长特征，而在噪声来流下横流行波消失，因此无论是对于静音来流还是噪声来流，横流行波不稳定性似乎并非为主要的转捩机制。此外，Borg等[33]利用红外热成像技术在静音来流下同时观测到了横流定常涡和横流行波，但对于噪声来流，实验并未观察到横流定常涡和横流行进波。
Kimmel等[34]系统地研究了HIFiRE-5椭圆锥的横流转捩特性，研究结果表明，横流行波的不稳定性特征对来流单位雷诺数非常敏感。通过对横流行波不稳定性的测量，发现横流行波的波角随来流雷诺数的增大而增大，而相速度随来流雷诺数的增大而减小。通过检测特定来流条件下的横流行波空间发展可以反映同一位置不同来流条件下的横流行波发展特征。此外，Kimmel等将HIFiRE-5的静风洞实验结果与飞行试验结果进行了对比，除了前缘区域外，地面实验与飞行试验的转捩测量结果具有很好的一致性，推测壁温比是导致前缘转捩存在差异的主要原因。壁温比的差异同样导致HIFiRE-1圆锥飞行试验与地面实验的转捩结果存在差异。此外，Kimmel等还发现，当转捩发生在高频压力传感器下游时，与横流定常涡有关的传感器位置不会对横流行波产生影响，当传感器接近转捩或湍涡位置时，涡结构可能改变横流行波的不稳定性特征。目前，关于横流定常涡与横流行波不稳定模态的相互作用及其对转捩的影响还不清楚。Dinzl和Candler[35]对高超声速椭圆锥的定常横流涡进行了直接数值模拟，发现热流条带在某一轴向位置处消失，紧接着在其下游右侧又有新的条带出现, 如图 3所示。这些流向上条带对的出现可能表明有涡对的存在，但从数值模拟结果来看，只有一个大涡驻留在每对热流条带的上方。实际上，热流条带是由涡旋运动产生的大的流向速度扰动引起的，横流涡将边界层内的低动量流体带离壁面，同时又将高动量流体卷入近壁附近。此外，Dinzl和Candler还发现，近壁处的大的流向速度扰动在壁面附近产生强剪切区域，导致壁面热流突然增加，但壁面法向速度扰动对热流产生的作用较小。随后，流向速度扰动由于涡旋运动偏离壁面，热流降低。
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图 3 表面热流在流向横截面上的物理量分布[35] Fig.3 Quantities from streamwise crosscuts overlaid onto the surface heat flux[35] |
在国内，赵磊[36]通过对高超声速边界层横流定常涡的失稳特性研究，发现横流定常涡的线性增长率在一定程度上决定着扰动幅值的饱和特征，并且一定幅值高展向波数的定常涡对最大增长率的定常涡有显著抑制作用。韩宇峰等[37]对高超声速三维边界层横流转捩进行了数值研究，结果表明横流定常涡的非线性作用引起平均流修正，而高频二次失稳波的增长导致低频及定常扰动快速增长，促使壁面摩擦系数急剧抬升，同时饱和横流涡结构破碎，最终触发转捩发生。周玲等[38]和张毅锋等[39]基于横流雷诺数对横流转捩模型进行了改进，计算得到的结果与实验较为一致。
1.4 离心不稳定性离心不稳定性是指带有曲率的凹面边界层特有的失稳现象。Görtler首次对凹壁面边界层的稳定性进行了研究，发现流体经过一定曲率的凹壁面时，由于离心力和法向压力梯度的不平衡，在层流边界层中形成展向周期性、反向旋转的流向涡，后来称为Görtler涡。这些流向涡将边界层外缘的高速流体带向壁面，同时将壁面附近的低速流体带离，导致边界层内速度型改变，从而导致流动的二次失稳及转捩。边界层内的速度型出现拐点是二次失稳的前提，二次失稳过程导致Görtler涡的破碎。由于平均流剖面在法向和展向上均存在较大梯度，二次失稳会存在两种模态，称为奇模态和偶模态。奇模态比偶模态具有更大的增长率和更长的增长区间，不同模态的二次失稳均由温度扰动主导，而非低马赫数条件下的速度扰动主导[40]。Souza[41]对Görtler流动的二次不稳定性进行了研究，若通过引入外部扰动使奇模态和偶模态同时产生，则奇模态最先增长并主导转捩。Rogenski和Souza[42]研究了压力梯度对Görtler涡不稳定性的影响，研究结果表明，相对于零压力梯度和顺压梯度，逆压梯度使Görtler涡的增长率略有增大。Görtler涡一旦形成，压力梯度的改变对Görtler涡的增长影响很小，因此通过调整压力梯度控制Görtler不稳定性不再是一种有效的手段。Yu和Yuan[43]研究发现，Görtler模态与三维Mack模态的相互作用会促使转捩发生，三维Mack模态容易受到非线性作用的影响。
任杰[44]对高超声速边界层Görtler涡的二次失稳进行了系统地研究，发现Görtler涡的主要作用是改变边界层的流动分布，产生展向条带结构, 如图 4所示。因此Görtler涡的二次失稳本质是条带失稳。随着Görtler涡的的增长，条带持续增加直到饱和区或充分发展区。当条带强度超过一定临界值，二次失稳发生。随着马赫数的提高，一次失稳的Görtler模态增长率降低，条带强度减弱，Görtler涡结构由成熟的“蘑菇”型分布退化为“铃铛”型分布。
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图 4 Görtler涡的非线性发展和条带的形成[44] Fig.4 Nonlinear evolution of Görtler vortices and the formation of streaks[44] |
附着线不稳定性一般发生在飞行器的前缘。由于附着线上具有较大的静压，其将前缘上的流动分为两支，一支流向上表面，另一支流向下表面, 如图 5所示。附着线流动在流向截面内为整体流动结构，该结构向下游缓慢演化。对于附着线不稳定性特征，需要对截面内流动结构的整体稳定性进行分析。关于附着线不稳定性研究，详细可见Poll[46]和Heeg[47]的工作。Hall等[48]对附着线边界层扰动的稳定性特征进行了研究，其通过假设不稳定模态沿附着线具有周期性，计算得到的结果与Spalart[49]，Jiménez等[50]，Theofilis[51]和Joslin[52-53]的实验和直接数值模拟结果吻合。Lin和Malik[54]对可压缩附着线边界层的流动稳定性特征进行了研究，发现附着线边界层容易出现三维T-S波不稳定性。Lin和Malik[55]还对不可压缩附着线边界层的流动稳定性进行了研究，研究结果表明，当雷诺数大于一定值时，附着线边界层中还存在不同于对称二维模态的不稳定扰动，具有相同展向波数的对称和非对称不稳定模态几乎具有相同的相速度，但是特征函数却呈现不同特征，并且对称二维模态的增长率总是最大。Mack等[56]通过全局线性稳定性分析发现，由三维边界层模态组成的不稳定分支的幅值分布表现出附着线和横流模态两种典型特征，具有较小相速度的全局特征函数在滞止线附近呈现更明显的结构，附着线模态在下游处具有较强的横流效应。
2 边界层转捩的工程应用方向
对于高超声速边界层转捩，现阶段研究主要以完全气体在理想表面或有限扰动表面上的层流—湍流过程为主。在工程实际中，高超声速飞行器边界层内的气体温度高达2000 ℃以上，存在明显偏离完全气体状态的较为严重的高温气体效应。高超声速飞行器大多采用编织类复合材料进行热防护，在长时间飞行过程中，飞行器表面材料会在高温作用下出现热解、烧蚀等一系列复杂物理化学现象，热解、烧蚀产生的气体通过质量引射的方式进入到边界层，使得边界层气体组分发生显著变化。与此同时，烧蚀产生的广泛分布于飞行器表面的多孔粗糙形貌对转捩的影响又与理想表面或有限扰动表面有着重大差异。因此，工程实际中遇到的复杂高超声速边界层转捩问题，成为长期以来一直制约高超声速飞行器技术发展的关键技术瓶颈。
2.1 高温气体效应对流动稳定性的影响研究当飞行器以高马赫数飞行时，其与周围空气剧烈摩擦并对前方空气强烈压缩。由于黏性耗散效应和激波压缩作用，飞行器表面附近的流场温度急剧升高，形成高温高压的气动热环境，导致空气发生复杂的物理化学现象，如振动激发、离解、电离和内部能态激发等，上述复杂的物理化学效应统称为高温气体效应或真实气体效应。高温气体效应会影响边界层内温度、速度、密度等物理量的分布特性，进而影响边界层的流动稳定性特征。因此，对于高马赫数飞行的转捩预测，必须考虑高温气体效应对流动稳定性的影响。
Malik等[57-58]对马赫数为10的平板及马赫数为20的圆锥的研究结果表明，在考虑热力学平衡和化学反应平衡的条件下，发现平衡流动的高焓效应对第一模态的扰动起增稳作用，而对高阶模态则起失稳作用，高温气体对稳定性的影响类似于壁面变冷的影响。Johnson等[59]通过研究也发现，高温气体效应使不稳定的第一模态趋于稳定，同时使第二模态更加不稳定。He和Morgan[60]以空气为介质对30°迎角条件下的平板边界层流动进行了实验研究，研究结果表明, 转捩雷诺数随总焓的增加而降低，其变化规律类似相同实验条件下冷壁效应的作用。Gronvall等[61]对高焓条件下球锥边界层的转捩机制进行了研究，发现来流总焓增大会导致边界层失稳，来流雷诺数减小使边界层趋于稳定，来流总焓和来流雷诺数存在竞争关系, 如图 6所示。Gronvall等还发现，平均流场考虑化学动力学模型后，得到的不稳定扰动波的频率、最大增长率和失稳位置总体上是增大的。Wartemann等[62]对高焓条件下的边界层稳定性进行了研究，研究结论表明，如图 7所示, 如果高温气体效应非常显著，平均流场有必要采用考虑高温气体效应的模型来模拟计算；对于较弱高温气体效应情况，如果在可接受的误差范围内，稳定性分析时可以忽略高温气体效应。Stuckert和Reed[63]通过研究振动平衡而化学反应非平衡的流动，发现在化学反应非平衡的流动中高焓效应对边界层只起到微弱的增稳作用。Stemmer[64]对化学及热力学非平衡条件下高超声速平板边界层的转捩特性进行了直接数值模拟，通过计算平衡与非平衡流动的扰动，发现两者的线性速度扰动发展基本相同，而具有较大幅值的非线性温度扰动存在显著差异。Hudson等[65]的研究结果表明，热化学非平衡效应对高超声速流动稳定性的影响取决于不稳定扰动模态。对于最不稳定第一模态斜波扰动，热化学非平衡模型得到的结果相对于化学非平衡模型更不稳定，平衡气体模型具有最小的失稳效果。对于第二模态扰动，化学非平衡效应具有轻微的失稳作用，而热化学非平衡具有轻微的稳定作用。Clarke和McChesney[66]的研究结果表明，化学反应的弛豫效应会对频率在弛豫时间倒数附近的声波起阻尼作用，这预示着，随着边界层内最大增长率频率与弛豫频率之间的关系不同，高焓效应会有很大的差异。Kline等[67]发现，不同气体状态下的边界层温度分布呈现明显的差异。温度型和速度型等参数的改变，导致了不同条件下的增长率分布和N值分布也不同。
2.2 表面粗糙度对流动稳定性的影响研究
高超声速飞行器在大气层中长时间飞行时，气动加热现象非常严重，导致飞行器表面温度极高，因此需要采用耐高温材料对其进行热防护。高超声速飞行器表面的热防护材料通常为编织结构，其粗糙高度一般在毫米量级及以下，且为非均匀分布。此外，由于制造工艺、热防护需要等原因，飞行器由多个材料部段组装而成，飞行器表面不可避免地会出现局部凸起、凹陷、台阶和缝隙等缺陷，这将会对飞行器的近壁流动形成不同类型的干扰，进而影响着飞行器的气动力热特性。因此，研究飞行器在真实壁面条件下的边界层流动稳定性对工程具有重要的应用价值和指导意义。
Schneider[68]指出，粗糙度可以分为两种类型，即孤立式粗糙元和分布式粗糙元。针对孤立式粗糙元对边界层影响的研究，在理论分析、实验研究和数值模拟方面均取得了显著进展，甚至在飞行器布局设计中开始利用部分研究成果对边界层流动进行控制。对于分布式粗糙度, 如图 8中航天飞机热防护材料对边界层的影响，研究工作主要集中在风洞实验方面，通过采用局部粗糙带的方法，研究其对边界层流动稳定性的影响。近年来，随着高性能计算机技术的发展，适应复杂边界的精细化流场数值模拟得以实现。开展表面粗糙度对边界层流动的影响研究，将有助于飞行器气动力热特性的精确评估和热防护系统的改进设计。
关于粗糙度对边界层转捩影响的机理研究，在低速方面，Corke等[70]通过实验发现，粗糙度除了在尺度较大时会导致旁路转捩外，较小尺度的粗糙度可导致T-S波幅值增大，并且更快地发生二次失稳，从而导致转捩提前。Gaster[71]的数值计算结果表明，粗糙度的存在并没有改变边界层速度剖面形状，而只是将边界层向外平移，并且T-S波的幅值增长更快。Brehm等[72]对粗糙度间距、尺度、形状等对扰动的演化影响进行了研究。在高超声速方面，粗糙度对边界层转捩的影响尚未形成较为统一的结论。Reda等[73]在对返回舱外形的转捩实验中发现，粗糙度的存在会导致转捩提前。Fujii[74]的实验结果表明，粗糙度的特征波长与第二模态不稳定波的波长接近时会推迟转捩的发生。Bountin等[75]的研究结果表明，波纹壁会抑制高频扰动，但低频扰动会增强，两者共同影响转捩位置。Chang等[76]研究了凹陷和凸起对高超声速边界层的转捩影响，如图 9所示。研究结果表明，凸起高度达到0.73倍的当地边界层厚度将导致强尾流不稳定性和涡旋脱落，但是对于相同几何参数的凹陷仅仅导致较弱的尾流不稳定性。Tang等[77]研究了粗糙元对高超声速平板边界层的二次模态不稳定性的影响，发现粗糙元的高度对二次模态不稳定波的幅值有重要影响。当粗糙元高度低于1/8倍的当地边界层厚度时，几乎已观察不到边界层分离。朱德华等[78]研究发现，不同类型的粗糙元底部区域均存在鞍点－结点－鞍点型轨线，在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构。李闯和董明[79]采用直接数值模拟方法研究了局部矩形凹槽对高超声速平板边界层中第二模态扰动演化的影响，数值结果表明，对于较浅的凹槽，频率较低的第二模态扰动被促进，而高频扰动的规律相反。对于大多数情况，随着凹槽深度的增加，凹槽对扰动的抑制作用增强，当凹槽的深度超过某一临界值时，凹槽对扰动的作用发生变化，新的流动机制出现。
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图 9 凸起和凹陷在对称平面内的瞬时涡量云图对比[76] Fig.9 Comparison of instantaneous vorticity contours at the symmetry plane for protuberance and cavity[76] |
气动热环境产生的对流、辐射等热载荷，使得飞行器表面的热防护材料发生氧化、烧蚀、相变等物理化学反应，不仅导致防热材料表面的导热、辐射和催化等特性发生变化，还会引起材料表面宏观和微观结构的改变，甚至在局部高温作用下，表面材料会发生热解，形成的产物通过质量引射的方式进入到边界层。烧蚀会导致飞行器局部外形发生变化，表面粗糙度增大，甚至形成局部缺陷, 如图 10所示。上述这些现象对高超声速边界层的流动结构与稳定性特征有直接的影响，进而会影响飞行器的气动性能，如烧蚀引起的气动力和力矩与质量和惯性的不对称性耦合，将对飞行器的运动轨迹和姿态控制产生影响，从而会导致飞行失稳甚至任务失败。因此，高温环境下产生的烧蚀、引射对边界层流动的影响也是工程中需要关注和解决的问题。
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图 10 热防护材料烧蚀后的结构示意图[80] Fig.10 Schematic diagram of structures of thermal protective material ablation[80] |
Morkovin[81]总结了美国海军作战实验室关于吹气效应对边界层转捩的影响研究。在低马赫数的二维流动中，喷射低密度气体比喷射高密度气体更容易激发边界层的不稳定性。在高壁温条件下，高密度的气体能够使边界层更稳定。Pappas和Okuno[82]在NASA Ames中心研究了半锥角为7.5°的圆锥模型上空气、氦气和氟利昂-12三种气体的壁面吹气效应对边界层转捩的影响，研究结果表明，在相同的质量流量条件下，低密度气体氦气对转捩的影响最大，重密度气体氟利昂-12的影响最小，增加质量流量使得转捩位置前移，但转捩未发展到喷流区域之前。Demetriades等[83]在AEDC马赫数6风洞中对半锥角为5°的圆锥模型开展了不同气体的吹气效应对边界层转捩的影响研究，并在边界层外层处观测到了不稳定的扰动波，通过热线仪和理论计算证实该不稳定的扰动波为第二模态扰动波。随着质量流量的增加，边界层的不稳定性加剧，导致了边界层流动的转捩提前。此外，他们还发现在有迎角的情况下，即使很小的壁面吹气流量也能导致不稳定扰动波的放大和发展，最终诱发边界层转捩。Schneider[4, 84-86]对烧蚀和壁面吹气效应对边界层转捩影响的研究进行了调研和总结，发现吹气效应通常诱发转捩提前，质量流量越大或者组分越轻的气体导致的转捩提前量越大，吹气效应越靠近模型的前端，产生的影响越大，如图 11所示, 因此出现在端头附近的喷流对边界层转捩具有非常大的影响。
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图 11 零迎角圆锥边界层二次模态不稳定性的纹影图[84] Fig.11 Shadowgraph of second-mode instabilities on a cone at zero angle of attack[84] |
NASA三大研究计划，即突破飞行器技术计划(BVT)、超高效发动机技术计划(UEET)和21世纪飞机技术计划(TCAT)，都强调了流动控制技术，并把它作为这三大研究计划的重要内容之一[86]。半个世纪以来，高超声速流动控制主要集中在减阻防热控制和边界层控制研究两个方面[87]。在减阻防热控制方面，早期的思路是在再入钝头体头部安装尖杆和顶针形状的减阻杆来改变主激波形状，降低诱导阻力和干扰，但减阻杆会带来自身防热、飞行迎角适应性差以及头部附近流动不稳定等问题。随着对流动机理的深入研究，通过调制边界层流场环境的流动控制技术得到了发展，如分布式微喷流、合成质量射流与等离子体激励等技术。NASA高超声速基础技术发展指南更是将超声速边界层控制技术列为核心基础技术进行研究[88]。Fedorov等[89-97]通过理论与实验研究了多孔壁面对高超声速边界层流动的稳定性影响，发现采用超声波吸收材料可以抑制第二模态以及更高频率的不稳定波发展，多孔壁面能够抑制高超声速边界层转捩，其可使边界层的转捩雷诺数提高50%。此外研究还发现, 多孔参数对转捩位置有重要影响，如图 12所示。Zhao等[98]改进了多孔边界条件，验证了多孔壁面对第二模态不稳定波的有效抑制。Bountin等[99]发现多孔壁改变了二次模态波的谐波与次谐波共振特性，相对于无多孔涂层的固体壁面，多孔壁的谐波共振现象消失，非线性相位锁定减弱。Bountin等[100]还发现波纹壁也可以有效抑制二次模态波的增长。Tullioa和Sandham[101]对微槽道的壁面进行了直接数值模拟，结果显示微槽道壁面可以有效抑制第二模态不稳定波的发展。
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图 13 交替的气体引射与加热的二氧化碳引射的稳定性分析结果[108] Fig.13 Stability analysis results for alternate gas injection and heated carbon dioxide injection[108] |
美国空军科研办公室负责人John D. Schmisseur对美国资助的气动热力学研究进行总结和展望时，在流动控制方面重点阐述了二氧化碳气体抑制高超声速边界层转捩的主动控制技术研究[102]。Germain和Hornung[103]以及Adam和Hornung[104]通过高超声速激波风洞对5°半锥角的球锥进行了实验研究，他们发现采用氮气和空气进行试验，增加焓值仅产生微弱的增稳作用，而采用二氧化碳气体进行试验时，焓值的增加产生了显著的增稳作用。Leyva[105-111]等利用激波风洞系统的研究了向高超声速边界层注入二氧化碳对转捩的影响，其研究结果表明，向边界层注入二氧化碳时，边界层转捩雷诺数相比其他注入介质更高。二氧化碳激发的振动模态与边界层内的声模态发生作用，二氧化碳振动弛豫吸收了声模态扰动波的能量，使第二模态不稳定波的幅值衰减，从而延迟了边界层转捩的发生。Leyva等[112]还发现，边界层内的二氧化碳注入率越大，其延迟效果越明显。
3 结束语新型高超声速飞行器具有高机动、多任务、宽速域等特点，其外形一般呈复杂的三维构型。当边界层发生转捩时，将对飞行器的气动力特性和热环境产生影响，严重时甚至可能导致飞行失利。因此，复杂三维构型的边界层转捩问题是高超声速飞行器研制过程中的重点和难点之一。本文针对工程中具有复杂外形飞行器存在的典型失稳特征进行了研究进展回顾，提出了工程实际中亟需解决的复杂边界层转捩问题，明确了高超声速边界层转捩研究的工程应用方向。通过开展真实飞行条件下的复杂边界层转捩问题研究，以期在高超声速飞行器设计中实现对边界层的流动控制，提高飞行器的飞行性能。
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