高超声速进气道压缩面在减速增压过程中存在严重的激波/边界层干扰，在边界层为层流时容易引起流动分离，进而使进气道的捕获流量减小、总压恢复下降，严重时引发进气道不起动。相对于层流边界层而言，湍流边界层能够很好地抑制由激波/边界层干扰导致的流动分离^{[1, 2]}。然而，相关分析表明^[3]，吸气式高超声速飞行器在飞行试验时进气道压缩面边界层自然转捩位置通常会超出进气道的长度而保持层流状态，无法保证进气道按预期设计状态工作。因此，研究高超声速进气道边界层人工转捩方法，通过采取人工转捩措施确保边界层在进入内流道前完成转捩，对于保障超燃冲压发动机的正常工作具有重要的意义^[4]。

NASA 兰利研究中心面向Hyper-X 任务从1997年开始在其31英寸和20英寸风洞中开展了大量边界层人工转捩实验^{[5, 6]}，研究了各种用于边界层转捩的主动(吹气)与被动(粗糙元)控制方法，其研究结果成功应用于多个飞行试验。如X-43A^[7]、X-51^[8]、HIFiRE-5^[9]等都采用了后掠斜坡型或钻石型涡流发生器来实现边界层的转捩，转捩方法是基于涡致转捩的原理，设计的转捩装置能够高效产生流向涡进而实现边界层的转捩，设计要素包括转捩装置的形状、高度、安装位置和转捩块的间距等。日本国家航天实验室(NAL)也对高超声速边界层人工转捩开展了一些研究^[10]。当风洞来流雷诺数较小时，光滑模型表面边界层不能发生自然转捩，但安装转捩装置后成功实现了转捩。在Ma=7条件下对比了波纹状、矛状和绊线的各种边界层转捩方法。

国内在高超声速进气道边界层转捩控制方面也开展了一些工作。国防科技大学的范晓樯等^[11]针对半锥角为15°的轴对称高超声速进气道模型开展了转捩实验，利用钻石型涡流发生器研究了不同边界层流态对进气道性能的影响。通过对比层流和湍流2种流态的进气道流场数值计算结果和风洞试验结果，从进气道性能方面证明了采用的转捩方法是成功的。中国空气动力研究与发展中心的赵慧勇^[12]针对一个吸气式高超声速进气道模型，同样使用钻石型涡流发生器，在FL-31常规高超声速风洞中成功实现了来流条件为Ma=5、6、7，迎角α=1°时的边界层人工转捩，获得了不同涡流发生器高度对转捩区域的影响规律。

针对超燃冲压发动机进气道边界层转捩问题，作者也曾进行了一些初步的研究^{[13, 14]}，探索了一种弱扰动边界层人工转捩方法：基于二维高超声速边界层转捩机理，设计了一种呈“W”形的人工转捩装置并将其应用于高超声速进气道的边界层转捩。常规高超声速风洞Ma=6的风洞试验表明：在激波封口状态，没有加装转捩装置的进气道不起动；在加装转捩装置后，进气道顺利起动，说明转捩装置起到了很好的转捩效果。同涡流发生器相比，这种转捩装置对进气道带来的附加阻力很小，气动防热容易，因此具有深入研究的价值。为进一步把这种转捩方法由单工况向宽马赫数范围推广，以一典型二元高超声速进气道为应用对象，在理论分析的基础上对转捩装置进行重新设计并对其有效性进行了试验验证。

影响高超声速边界层转捩的因素很多，包括模型尺度、马赫数、雷诺数、壁温、来流湍流度和噪声等。由于试验在常规高超声速风洞中进行，无法考虑来流湍流度和噪声等对边界层转捩的影响，主要保证模型几何外形相似、马赫数相同以及雷诺数接近，因此本次试验中只模拟马赫数及雷诺数。试验的来流条件如表 1所示。

试验在FD-07高超声速风洞中完成。该风洞是一座下吹式常规高超声速风洞，喷管出口直径为0.5m，设计马赫数范围为Ma=5~12，试验中采用更换喷管的办法改变马赫数，为防止喷管结构受热变形，喷管采用水冷却系统。实验段侧壁开有口径为$\phi $350mm光学玻璃窗口，供纹影仪观察和记录流场使用。

进气道模型为二元三楔四波系结构，进气道全长L=565.67mm，内宽度W=76.67mm，工作马赫数范围：Ma=4.5~7，内收缩比CR_IN=1.66，总收缩比CR=5.8，模型缩比为1∶3。图 1给出了进气道模型结构尺寸。

图 1 进气道模型结构尺寸 Fig. 1 Structure and size of inlet model

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图 2给出了本文人工转捩方法的理论示意图。扰动带之前边界层为层流，通过扰动带的作用，在边界层内形成二维T-S波，二维T-S波在非线性作用下沿流向演化为三维不稳定波，而后边界层经过后掠涡和涡破裂等过程最终发生转捩，形成湍流。董亚妮和周恒的研究表明^[15]:“边界层转捩过程的大部分时间主要取决于增长最快的T-S波的线性增长，只有在扰动幅值比较大以后，非线性因素才起作用，而非线性作用有多种多样，目前并不能肯定是某种非线性起主要或决定性作用，一旦非线性因素起作用，不管是哪种作用，转捩都将很快发生。与线性增长阶段在整个转捩过程中所占比重相比，即使非线性作用对最终的转捩位置有影响，其差别也并不大。”这说明对于二维高超声速边界层转捩来说，T-S波的线性增长对转捩起着非常重要的作用。据此，有望通过边界层的线性稳定性分析找出在宽马赫数范围内不稳定的二维T-S波，然后设计相应的转捩装置来实现边界层的转捩。

图 2 人工转捩理论示意图 Fig. 2 The scheme of artificial transition theory

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文献^[13]给出了该种转捩条带的具体设计方法，本文不再赘述。通过线性稳定性分析，得出了在Ma=5、6来流时在距离进气道前缘l=40mm处的不稳定波，根据分析得到的不稳定波参数进行转捩带设计。此次试验用转捩条带的厚度为0.2mm，宽度与进气道内通道宽度相同，为76.67mm。转捩带前带齿高3mm，后带齿高6mm，齿间距4mm，齿边夹角为90°。粘贴位置距进气道前缘40mm处。

转捩带由0.2mm厚铝合金材料切割而成，该厚度为Ma=5时当地边界层厚度的1/4，为Ma=6时当地边界层厚度的1/6，转捩带紧贴于壁面粘贴，效果如图 3所示。

图 3 人工转捩带构型 Fig. 3 Configuration of artificial transition strip

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采用高阶格式的高超声速进气道流场数值计算结果表明^[16]，层流边界层在进气道唇口入射激波的干扰下会产生严重分离，引发进气道不起动。当进气道入口为湍流边界层时分离非常小，进气道可以正常起动。这说明进气道起动与否实际上反映了激波/边界层干扰的严重程度。据此，试验中首先可根据对称面压力分布及纹影图像判断进气道的起动情况，进气道不起动表明激波/边界层干扰严重，边界层可能为层流，进气道起动表明激波/边界层干扰较弱，边界层可能为湍流，因此可根据进气道起动情况对所设计的转捩带的有效性进行验证。基于这种想法只开展了进气道的测压试验，未对进气道表面热流进行测量，所以本文未给出边界层转捩的具体位置。

首先开展的是在Ma=5、6，迎角α=0°来流工况下进气道边界层自然转捩试验。试验时对沿程压力及进气道出口参数进行测量，并对进气道入口波系进行纹影观察。试验发现，进气道在2种来流条件下均不能正常起动，获得的进气道对称面沿程压力分布分别与进气道的层流流场计算结果相符(见图 4和5)。从纹影图像来看，在进气道唇口前缘均存在分离激波(见图 6(a)和6(b))，该分离激波由分离包引起，说明在未粘贴转捩带时进气道压缩面边界层在入射激波干扰下产生了严重分离。因此，根据这些流场特征有理由认为进气道不起动是由激波/层流边界层干扰所引起的。

图 4 进气道起动/不起动时的静压对比(Ma=5) Fig. 4 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=5)

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图 5 进气道起动/不起动时的静压对比(Ma=6) Fig. 5 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=6)

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图 6 进气道波系纹影 Fig. 6 Schlieren images of inlet shock

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在距离进气道前缘l=40mm处粘贴设计好的人工转捩条带，开展人工转捩试验。粘贴转捩带的进气道试验表明进气道在Ma=5、6，迎角α=0°来流工况下均可正常起动。通过纹影观察，进气道入口前分离激波消失(见图 6(c)和6(d))，获得的进气道对称面沿程压力分布与湍流流场的计算结果相吻合(见图 4和5)，湍流数值计算得到的进气道出口马赫数、总压恢复系数、流量系数及压升比和试验一致(见表 2和3)，由此说明在转捩带的作用下，进气道压缩面的边界层未发生过于严重的分离，有效保证了进气道的自起动。

针对高超声速进气道边界层转捩需要，研究了一种新型低阻高效的人工转捩方法，设计了相应的人工转捩条带，并对其在宽马赫数范围内的有效性开展了试验验证，得出以下结论：

(1) 风洞试验表明，依据边界层转捩机理，经过理论分析所设计的人工转捩带可以改善进气道的起动性能。

(2) 人工转捩带结构简单，对热防护要求低，利于工程应用。

本文研究为实现进气道边界层人工转捩提供了一种新方法，为全面了解引入的扰动发展过程，近期准备进一步开展如下工作：通过采用表面热流测量技术，确定引入人工转捩后进气道边界层转捩的具体位置；借助PSE或DNS等数值手段对所引入扰动流经2级压缩拐角的过程开展研究，以便更加有效地指导转捩带设计。