李志文，袁海濤，黃 斌，張增輝，于新源

(北京機電工程總體設計部，北京 100854)

0 引 言

層流或湍流是流體的兩種基本流動狀態(tài)，流態(tài)不同，相應的局部力、熱特性也就存在差異。邊界層轉捩指邊界層內流體從層流到湍流的流態(tài)變化。邊界層轉捩是流體力學最基本的問題之一，也是最具挑戰(zhàn)性、迄今未能很好解決的基礎性難題。高超聲速飛行器邊界層轉捩問題因為研究速度高、影響因素復雜、測量困難、天地差異大、飛行試驗代價高昂等因素，較低速問題研究更困難、更為棘手，目前的進展遠不能滿足當前高超聲速飛行領域蓬勃發(fā)展的需求。

為了給高超聲速飛行提供基礎支撐，近30年來各國研究人員通過不懈努力，在高超聲速邊界層轉捩研究方面取得很大進展。美國先后在“國家空天飛機計劃”（NASP）、“國家航空航天倡議”（NAI）、“獵鷹計劃”（FALCON）、“國家高超聲速基礎研究計劃”（NHFRP）等重大研究計劃與規(guī)劃中，將邊界層轉捩列為重要研究問題。航天飛機服役末期，NASA重點針對迎風面邊界層轉捩可能引發(fā)的防熱風險與飛行安全問題開展了大量的分析與試驗工作。X-43、X-51高超聲速飛行試驗項目研究解決了超燃沖壓發(fā)動機進氣道強制轉捩相關設計與試驗問題。HTV-2項目雖然2010年[1]、2011年[2]兩次飛行試驗失敗，但是美國宣稱其成功預示了第二次飛行試驗邊界層轉捩的發(fā)生，誤差不超過10 s[3]。美國桑迪亞國家實驗室通過早期的SWERVE項目對邊界層轉捩富有成效的研究，為2011年AHW首次飛行試驗[4]、2017年FE-1飛行試驗[5]及2020年C-HGB飛行試驗[6]的成功奠定了技術基礎。美國還單獨或牽頭組織開展了HyBoLT、HIFiRE[7]系列飛行試驗，專門針對高超聲速邊界層轉捩等基礎問題開展實飛研究。美國普渡大學通過建設并運行Ma6靜音風洞，在高超聲速邊界層轉捩試驗研究方面發(fā)揮了重要作用。最近普渡大學與圣母大學又在美國空軍實驗室支持下開始合作建設Ma8靜音風洞[8]，進一步提高高超聲速邊界層轉捩試驗研究能力。

得益于需求牽引及各方面支持，我國近年來在高超聲速邊界層轉捩方面研究十分活躍、進展很大，相關成果令人矚目：2004年，天津大學周恒研究團隊出版了《流動穩(wěn)定性》[9]一書，2015年又出版了《超聲速/高超聲速邊界層轉捩機理及預測》[10]專著。南京航空航天大學唐登斌則于2015年出版了《邊界層轉捩》[11]一書。在973計劃及國家重大科技專項支持下，北京大學于2012年、國防科技大學于2015年分別建成了Φ300 mm高超聲速靜音風洞[12]。2015年底，中國空氣動力研究與發(fā)展中心開展了MF-1航天模型飛行試驗[13]。2016年，依托國家科技部“大科學裝置前沿研究”重點研發(fā)計劃，中國空氣動力研究與發(fā)展中心聯(lián)合中科院力學所、清華大學、天津大學、國防科技大學、北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所等單位共同承擔了“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”項目。根據統(tǒng)計，2010～2019年國家自然科學基金支持了與轉捩有關的項目共計90個，資助金額合計6 497萬[14]。2019年10月，中國空氣動力學會舉辦了“中國流動穩(wěn)定性與轉捩研究40年：成就、機遇和挑戰(zhàn)”會議?！犊諝鈩恿W學報》在2018年第2期、2020年第2期分別組織了“流動穩(wěn)定性與轉捩”、“中國流動穩(wěn)定性與轉捩研究40年”專欄，介紹了近年來我國在流動穩(wěn)定性與轉捩研究領域的最新成果。

高超聲速邊界層轉捩研究綜述性文獻方面，解少飛等[15]從擾動產生與演化角度對轉捩機理研究與進展進行了回顧與介紹，蘇彩虹[16]介紹了感受性、擾動演化和轉捩判據研究進展情況，江賢洋等[17]針對感受性問題進行了綜述，劉向宏等[18]介紹了近年來高超聲速邊界層穩(wěn)定性與轉捩風洞實驗情況，黃章峰等[19]、段毅等[20]則對高超聲速邊界層轉捩工程應用問題及研究進展進行了總結，羅紀生[21]介紹了eN方法在轉捩預測方面的工程應用，陳堅強等[22]、楊武兵等[23]對高超聲速邊界層轉捩研究現狀與發(fā)展趨勢進行了全面系統(tǒng)的總結。受益于這些工作，本文嘗試從飛行器總體設計角度出發(fā)，重點對有關高超聲速邊界層轉捩的工程實踐問題進行討論，供設計師及相關研究人員參考。

1 邊界層轉捩對飛行器總體性能的影響

邊界層轉捩導致的層流、湍流流態(tài)差別影響氣動力、熱性能，對飛行器設計影響很大。以亞聲速運輸機為例，由于摩阻占總阻力的50%[24]，而邊界層流態(tài)對摩阻影響大，NASA有研究表明，如果采用層流控制，則整機可獲得高達10%的減阻效益，進而節(jié)省可觀的燃料[25]。對于高超聲速飛行器，影響則更大，轉捩可導致熱流峰值高達層流狀態(tài)5倍[26]，嚴重影響熱防護系統(tǒng)設計。在20世紀80年代美國開展國家空天飛機計劃研究時，發(fā)現轉捩不確定性導致的設計偏差竟使空天飛機起飛質量翻倍[27]。

在以往彈道式再入的高速飛行器設計中，由于飛行時間不長，再入彈道相對較短，轉捩雖然是難題，但是總體影響可控。氣動加熱的偏差影響不大，即使按照全湍流考慮，熱防護系統(tǒng)的代價總體可接受。而近些年隨著高超聲速領域重新成為研究熱點，對象飛行器在大氣層內高速飛行時間變長，氣動加熱增加了1～2個量級，長時防隔熱問題突出，熱防護系統(tǒng)質量大大增加，極大影響飛行器總體性能。原來保守、粗放的設計已不能適應高性能、輕質量的需求，提高轉捩預示精度、盡量延長層流飛行狀態(tài)成為設計關注的重點。

在超燃沖壓發(fā)動機研究中，希望進氣為湍流狀態(tài)，以便于與燃料充分摻混燃燒，提高推進效率。如果不能確定發(fā)動機進氣為湍流，就需要人為制造轉捩滿足發(fā)動機工作要求。

2 總體設計面臨的轉捩問題

2.1 對于轉捩的基本認識

飛行器總體設計通常討論的機體/彈體/翼面等外部部件上的邊界層轉捩問題屬于壁面剪切流的自然轉捩情況。一般認為自然轉捩的基本原理是：外部擾動進入邊界層內，經過感受性作用，轉化為邊界層層流內部的初始擾動。擾動經過流動的不穩(wěn)定機制進一步發(fā)展、放大，加劇了層流流動失穩(wěn)現象，并轉化為充分發(fā)展的湍流，見圖1。

圖1 邊界層轉捩的發(fā)展過程Fig.1 The development of boundary-layer transition

根據上述原理，轉捩存在三個要素：擾動源、感受性、穩(wěn)定性。三者缺一不可，討論轉捩機理必須將這三個要素有機聯(lián)系起來[28-29]。

擾動進一步細分為聲擾動、渦擾動和熵擾動，分別體現壓力、速度和溫度等不同物理性質的擾動。感受性研究的是外部的擾動如何激發(fā)邊界層內的擾動，它是轉捩的重要環(huán)節(jié)，為隨后的穩(wěn)定性問題提供初始輸入條件。穩(wěn)定性研究擾動在邊界層內如何演化的過程，包括線性穩(wěn)定性理論以及各種非線性穩(wěn)定性理論等。轉捩機理復雜，實際情況往往有多種路徑可導致轉捩，圖2給出了幾種典型的轉捩路徑。

圖2 轉捩的路徑（根據參考文獻[30]略作修改）Fig.2 The transition path（Slightly modified based on Ref.[30]）

2.2 飛行器表面典型轉捩模式

小擾動環(huán)境，飛行器表面發(fā)生邊界層轉捩存在四類典型失穩(wěn)模式：流向不穩(wěn)定、橫流不穩(wěn)定、離心不穩(wěn)定以及附著線不穩(wěn)定。在二維平板低速情況，T-S波第一模態(tài)主導了流向不穩(wěn)定模式；在高超聲速情況，Mack第二模態(tài)主導了流向不穩(wěn)定模式；介于二者之間的超聲速情況，黏性的第一模態(tài)以三維斜波形式發(fā)展，主導了流動的不穩(wěn)定性。橫流不穩(wěn)定源于實際飛行器三維外形效應，展向壓力梯度導致邊界層出現橫流速度，有橫流速度的邊界層容易出現失穩(wěn)，并導致橫流渦，進而顯著影響邊界層轉捩。橫流失穩(wěn)又分為駐波模式和行波模式。離心不穩(wěn)定源于物體凹面的離心效應，使流動形成了駐定、沿流向反向旋轉的渦，其高低速條帶結構的二次失穩(wěn)會誘發(fā)轉捩。飛行器后掠前緣常出現附著線轉捩現象，它是由于部分氣流受阻分流后沿著展向流動，形成了前緣附著線。T-S波可在附著線上傳播發(fā)生流動失穩(wěn)。

2.3 幾類高超聲速飛行器轉捩相關問題

高超聲速飛行器由于設計目標、應用場景不同，技術方案各異，轉捩帶來的影響存在差異，需解決的具體問題也各有差別，但大致可歸結為氣動力、氣動熱及摻混效率三類。本文試從彈道樣式的角度對高超聲速飛行器進行分類，闡述需要重視及解決的轉捩相關問題。

1）彈道式再入類。該類飛行器一般以零迎角或自配平迎角飛行，可分為小鈍頭錐體和大鈍體兩類。前者代表為慣性彈頭，后者代表為載人飛船。

慣性彈頭設計目標追求小的落點散布，需盡可能減小氣動干擾，一般為軸對稱細長體，質阻比大、靜穩(wěn)定度大，理論上在零迎角附近飛行，但是飛行試驗在轉捩高度區(qū)間經常出現迎角異常放大與振蕩現象（圖3），造成落點偏差增大[31]。原因之一是彈體不對稱轉捩產生了不穩(wěn)定的非線性氣動擾動力矩。由于彈頭慣量小、阻尼小、沒有控制，擾動力矩得不到及時抑制，致使彈頭在轉捩區(qū)間會突然出現采用常規(guī)氣動數據模型無法解釋的迎角非線性放大與振蕩現象[32]。國內安長發(fā)[33]、潘宏祿和馬漢東等[34-35]、楊云軍等[36]進行了非對稱轉捩的計算與理論分析工作，樓洪鈿[37-38]、高清等[39]進行了風洞實驗研究工作。

圖3 慣性彈頭在邊界層轉捩期間角運動情況[32]Fig.3 The motion of a flight vehicle during the boundary-layer transition[32]

載人飛船設計目標之一是確保再入飛行過程中由氣動減速產生的過載在航天員可安全承受范圍內，因此一般為大鈍體外形，質阻比較小，減速性能優(yōu)良。鈍體迎風面存在燒蝕引起的邊界層轉捩，在背風面尾跡流動中存在混合層轉捩（圖4）。此類飛行器外形即使軸對稱，由于通常在自配平迎角狀態(tài)下飛行，流場并不對稱，使得轉捩預測變得更為困難[23,40]。防熱設計需要仔細考慮轉捩的影響，確保飛行器不會產生局部燒壞的風險。袁湘江和張涵信等[41-42]分析了鈍體頭部大擾動產生的Bypass轉捩現象。

圖4 高超聲速鈍體流動特點[43]Fig.4 A sketch of the flow around a hypersonic blunt body[43]

2）再入機動類。該類飛行器再入后進行一定距離的橫法向機動變軌飛行，可結合各種制導手段，對目標實施精確打擊，典型代表為美國的潘興II導彈、桑迪亞實驗室的SWERVE試驗飛行器。前者采用小鈍頭雙錐體+十字舵設計，后者采用小鈍頭單錐體+小翼+小升降副翼外形[44]，設計上關注的轉捩問題是對彈體壓心及配平能力的影響。如果偏差較大，則會對飛行器配平特性及機動打擊能力產生顯著影響。由于實際飛行狀態(tài)迎角、側滑角變化很快且幅值較大，加上材料燒蝕影響，準確預示轉捩難度很大。

3）高超聲速滑翔類。該類飛行器在大氣層內長時間高速滑翔，根據用途分為軌道返回類與遠程打擊類。前者代表為美國的航天飛機、X-37B軌道機動飛行器（圖5）、BFR星際飛船（圖6）、歐洲的IXV再入返回試驗飛行器，后者代表為美國HTV-1、HTV-2飛行器、俄羅斯的“先鋒”高超聲速武器。

圖5 X-37B外形[45]Fig.5 The X-37B configuration[45]

圖6 BFR飛船外形[46]Fig.6 The BFR ship configuration[46]

軌道返回類飛行器服務于空間往返系統(tǒng)，提供類似飛機的再入返回乘坐品質與重復使用能力，一般采用大鈍頭、大翼面或升力體設計。這類飛行器一般都采用40°甚至接近50°（圖7）的大迎角滑翔飛行彈道，以盡量提高飛行高度、減小熱載荷。大鈍頭外形、大迎角飛行使得飛行器具有良好的減速特性，有助于飛行器在滑翔飛行過程中從第一宇宙速度附近較快減至降落速度或開傘回收速度。美國NASA一直對航天飛機防熱瓦的粗糙度問題十分關注：防熱瓦縫隙、損傷以及修補填充物制造了不同程度的粗糙度問題，可能誘發(fā)過早轉捩[47]。此外，飛行中的非對稱轉捩會誘發(fā)橫航向干擾力矩[48]。國內朱德華等[49]、董明[50]、趙云飛等[51]詳細研究了粗糙元誘導轉捩問題。

圖7 IXV飛行彈道攻角時間歷程[52]Fig.7 The time history of the angle-of-attack of the IXV[52]

遠程打擊類飛行器設計目標是高效滑翔飛行，利用運載提供的動能實現大射程能力與大范圍機動變軌能力，一般采用小鈍頭細長體、高升阻比構型設計，飛行過程中具有較高的使用升阻比。這類飛行器彈道機動靈活，現有反導武器攔截困難，突防能力很強。以HTV-1為例，其采用大后掠前緣橢圓截面升力體設計（圖8），主要的轉捩相關問題有[40]：后掠前緣上由橫流失穩(wěn)引起轉捩（可詳閱易仕和等[53]的三角翼實驗和趙磊[54]、韓宇峰等[55]的研究工作）；在中心線附近存在T-S波引起的轉捩；在鈍化頭部的下游還存在熵吞等效應；在長時間飛行過程中因防熱材料表面燒蝕出現明顯的粗糙度，引起B(yǎng)ypass轉捩或瞬態(tài)增長形式的轉捩。此類飛行器對大面積上的轉捩點預示準確度要求較高，實踐中不同的工程轉捩準則會導致總加熱量發(fā)生20%乃至更大的預示偏差，給防熱系統(tǒng)以及飛行器總質量帶來很大的影響。此外，轉捩同樣會帶來穩(wěn)定性及熱防護風險問題。徐國武等[56]研究表明，非對稱轉捩有可能對升力體類飛行器航向穩(wěn)定性產生嚴重影響。國義軍等[57]對HTV-2第二次飛行試驗熱環(huán)境的計算分析認為前緣邊界層轉捩引起局部熱流劇增、導致熱防護系統(tǒng)迅速燒蝕并疊加應力破壞是飛行器失控的主要原因。

圖8 HTV-1外形[40]Fig.8 The HTV-1 configuration[40]

4）高超聲速巡航類。以X-43、X-51為代表的高超巡航飛行器在外形上一般采用銳前緣、乘波體設計，主要的轉捩及湍流問題集中在與發(fā)動機相關的問題上[23]：多級壓縮或曲面壓縮進氣道上的轉捩；進氣道唇口和穩(wěn)定段存在嚴重的激波－邊界層干擾流動；燃燒室中需要利用湍流實現燃料摻混；尾噴管處同樣存在湍流問題。這些問題進而影響發(fā)動機效率與飛行器推阻特性。

3 總體設計控制措施

3.1 彈道設計

實踐表明，對于特定的飛行器，轉捩的發(fā)生與飛行彈道單位雷諾數密切相關。從總體設計上控制彈道狀態(tài)可以控制轉捩的發(fā)生，例如盡量保持飛行彈道單位雷諾數不超過轉捩單位雷諾數飛行，以維持飛行器層流狀態(tài)飛行。這可視為一種粗淺的轉捩控制準則，在氣動熱專業(yè)給不出適合彈道優(yōu)化設計使用的簡單判據情況下，可以事先使用。類似的簡單準則與處理方法國內外均有，例如20世紀90年代歐洲研究空天飛機認為比較有把握的層流飛行高度是40～60 km以上[58]。國內也有單位按照這種方法進行簡化處理，取值略有不同。此外，SWERVE等飛行試驗表明轉捩與迎角狀態(tài)密切相關，更精準的彈道控制措施需要進一步納入該因素影響。

按照飛行器大面積邊界層狀態(tài)分類，彈道可分為層流彈道、湍流彈道以及處于二者之間的轉捩彈道。一般而言，保持層流飛行，需要保持較高的飛行高度（低密度）、較低的飛行速度和較小的迎角，湍流飛行則相反。對于彈道式大傾角再入，可認為是一種穿越彈道，單位雷諾數在再入過程中急劇增加，從層流到湍流的狀態(tài)轉換非?？欤D捩時間可忽略不計。對于臨近空間水平飛行彈道，飛行狀態(tài)改變相對緩慢，從尾部到頭部有可能出現較長時間的轉捩狀態(tài)，詳細情況可見航天飛機飛行試驗分析數據[47]。國內有意見認為需要避免這種狀態(tài)，在彈道設計上采取快速穿越措施。

從彈道設計上控制邊界層流態(tài)，例如減小再入角、提高飛行高度以減小飛行環(huán)境大氣密度，有助于減小飛行器熱載荷，降低熱防護系統(tǒng)總質量，效果最為顯著。航天飛機再入返回彈道可視為部分采用了這種設計，其阻力加速度剖面設計考慮了熱載荷約束（如圖9所示），大迎角飛行段保證了較高的滑翔飛行高度。但是該設計必須與其他總體指標進行綜合權衡，迎角、升阻比偏離彈道最優(yōu)狀態(tài)會導致飛行過程中損失能量，影響最大射程能力與機動突防/打擊能力。

圖9 航天飛機再入飛行走廊及參考飛行剖面[59]Fig.9 The operational entry corridor and reference drag profile[59]

3.2 翼載荷/升質比控制

翼載荷越小或者升質比（升力系數×參考面積/飛行器質量）越大，相同速度下平衡飛行高度越高，大氣密度越小，越有可能保持層流飛行狀態(tài)。這對飛行器提出了兩個要求：一是高升力，二是輕質量。一般而言，這兩個目標存在矛盾：高升力需要飛行器采用大翼面或升力體設計，增加的尺寸需求需要付出相應的結構、防熱、伺服等質量代價，實際工作中需要綜合權衡。

3.3 外形設計

外形因素影響較多，現簡單列舉如下：

1）尺寸：尺寸越大，飛行器尾部當地雷諾數越大，越有可能發(fā)生轉捩。例如，飛行試驗分析表明，航天飛機多次在40 km高度以上發(fā)生轉捩，而這對于小一個量級的飛行器則基本不可能。Reentry-F試驗表明，典型的慣性彈頭再入彈道邊界層轉捩集中在30多千米到18千米高度區(qū)間[44]。

2）突出物：突出物會誘發(fā)局部強制轉捩。美國在哥倫比亞號航天飛機事故后，開展了粗糙度及突出物對轉捩影響的專題研究，并利用多次飛行任務搜集數據，據此完善了轉捩預示工具BLT TOOL[60-61]。如果希望邊界層保持層流狀態(tài)，則設計上需要避免突出物。如果需要湍流狀態(tài)，則可增加突出物誘發(fā)轉捩。X-43、X-51等飛行器均在進氣道前部采取了增加鋸齒的強制轉捩設計（圖10、圖11）。關于高超聲速進氣道強制轉捩裝置設計與實驗問題可參考趙慧勇等[62-63]的工作和戰(zhàn)培國[64]的綜述。

圖10 X-43前體迎風面鋸齒設計[65]Fig.10 The boundary-layer trips of X-43[65]

圖11 X-51風洞試驗研究的三種前體迎風面鋸齒[66]Fig.11 Three types of boundary-layer trips for X-51A wind-tunnel tests[66]

3）彈體曲率：保持彈體曲率連續(xù)，特別是端頭、前緣與彈體連接部位保持曲率連續(xù)，可以有效減小邊界層壁面感受性，推遲轉捩的發(fā)生。減小進氣道壓縮面或噴管型面曲率，可以抑制離心不穩(wěn)定模式。但是型面過長易產生流向不穩(wěn)定，需要綜合權衡。

4）鈍度[67]：端頭采用適當的鈍度可以推遲轉捩。Stertson[68]總結給出了鈍錐轉捩最優(yōu)鈍度關系。但是該結論給出的結果偏樂觀，工程上需謹慎參考。與鈍度密切相關的轉捩反轉現象一直存在諸多爭議，可參見陳堅強等[69]的討論。

5）橫向曲率[67,70]：增大橫向曲率可以穩(wěn)定二維第一模態(tài)與第二模態(tài)，放大斜波第一模態(tài)。該措施對于小曲率半徑情況影響顯著。如果斜波不穩(wěn)定主導轉捩，則采用平面處理可以推遲該轉捩模式。在第二模態(tài)主導情況下，需要仔細計算確認曲率的影響。

6）壓力梯度[67,71-72]：順壓梯度可以穩(wěn)定第二模態(tài)，逆壓梯度會放大第二模態(tài)。但是對于橫流情況，順壓梯度會放大橫流不穩(wěn)定性[73]，因此需要綜合權衡。

7）粗糙元[67]：對于橫流不穩(wěn)定模態(tài)，理論分析與試驗表明布置合適尺寸的粗糙元可以激發(fā)溫和的橫流不穩(wěn)定波，改變平均流流場，抑制最不穩(wěn)定的長波。國內相關研究可參見趙磊[54]、董昊等[74]的工作。

8）前緣半徑[67]：對于附著線轉捩，減小前緣半徑，可以推遲轉捩的發(fā)生。

3.4 材料選擇

國內外研究與實驗證明，孔隙材料可以推遲第二模態(tài)轉捩，原理是控制壁面聲阻抗，吸收第二模態(tài)頻率范圍內的聲擾動，穩(wěn)定第二模態(tài)[67]。國外Fedorov等[75-77]開展了大量多孔表面對超聲速邊界層流動穩(wěn)定性影響的理論和試驗研究，結果表明多孔表面可有效抑制邊界層轉捩。國內趙瑞等[78-79]改進多孔邊界條件驗證了多孔表面對第二模態(tài)轉捩的有效抑制。朱德華等[80]采用線性穩(wěn)定性理論結合DNS方法證實了多孔表面可以推遲第二模態(tài)轉捩，涂國華等[81]研究了抑制第二模態(tài)轉捩的最優(yōu)開孔率和孔半徑問題，郭啟龍等[82]研究了橫向距離微槽抑制第二模態(tài)轉捩問題。根據此原理，可以對防熱材料進行篩選與優(yōu)化。注意材料應采用微孔隙設計，過大的孔隙會扮演粗糙度角色，反而有害。

此外，不同壁面材料飛行中壁溫不同，對轉捩有較大影響[67]。蘇彩虹、周恒[83]研究了壁面溫度對零迎角小鈍頭圓錐高超聲速邊界層穩(wěn)定性的影響，發(fā)現對等溫壁邊界層轉捩起主導作用的是第二模態(tài)波，而第一模態(tài)對絕熱壁邊界層轉捩起主導作用。劉智勇等[84-85]研究了壁溫對Ma6平板邊界層轉捩位置的影響，發(fā)現壁溫1 200 K前后轉捩位置變化規(guī)律不同。壁面材料發(fā)生燒蝕后會出現質量噴射、產生粗糙度問題，也對轉捩有顯著影響。對于端頭，如果燒蝕后變鈍，曲率變小，則可能推遲彈體轉捩的發(fā)生。段毅等[20]簡要介紹了燒蝕的多方面影響及國際上的相關研究。

美國多次飛行試驗表明鈍頭錐體零迎角再入時，金屬材料錐面普遍比酚醛、石墨等其他材料提前發(fā)生轉捩[86]。美國桑迪亞國家實驗室確認了這一現象。這表明材料的影響可能是多方面的，需要仔細權衡。

3.5 其他

1）壁面冷卻/加熱[67]：壁面冷卻可以穩(wěn)定T-S波，但是卻會使第二模態(tài)趨于不穩(wěn)定。冷卻導致邊界層變薄，致使對粗糙度更敏感。有研究根據線性穩(wěn)定性理論分析認為：壁面冷卻在Mae＜ 4.7時有利，Mae＞6.4時有害，中間則影響不明顯。對于T-S波，有研究采用局部加熱的方法，驗證了在下游制造冷卻效應可以控制轉捩的發(fā)生?；谙嗤乃悸?，對于第二模態(tài)提出局部冷卻方法，但是研究并沒有得到有效的結論，尚需深入分析。國內趙耕夫[87]的研究表明，壁面冷卻對第一模態(tài)起穩(wěn)定作用，對第二模態(tài)有不穩(wěn)定作用。直到Mae7，導致絕熱壁邊界層轉捩的始終是第一模態(tài)，Mae≥6的冷卻壁邊界層則是第二模態(tài)起主導作用。壁面冷卻能夠推遲邊界層轉捩，但是和二維邊界層相比壁面冷卻對高速三維邊界層的層流控制作用有限。

2）壁面抽吸[67,87-88]：研究表明壁面抽吸在低速時比較有效，可以穩(wěn)定T-S波，消除廣義拐點。有限的研究計算表明抽吸也可以穩(wěn)定第二模態(tài)。壁面抽吸廣泛應用于低速/超聲速飛行器進氣道設計中，但是對于高超聲速飛行器而言，實際應用存在困難。

3）氣體注入[89-96]：Leyva等研究發(fā)現向邊界層注入二氧化碳時，轉捩雷諾數相比其他注入介質更高，機理是二氧化碳分子振動弛豫吸收了聲模態(tài)擾動波的能量，使第二模態(tài)不穩(wěn)定波的幅值衰減，從而延遲了邊界層轉捩的發(fā)生。邊界層內的二氧化碳注入率越大，其延遲效果越明顯。從工程角度來看，高超聲速情況下應用該措施存在較大困難。

4）磁流體控制[67]：高速時由于高溫氣體效應，邊界層氣體電離。針對電離氣體使用磁流體控制原理產生洛侖茲力效應可以調節(jié)邊界層速度剖面，進而對流動穩(wěn)定性施加影響。由于Ma10以下氣體電離效應不明顯，飛行器邊界層電子密度低，電導率低，實際控制效果可能不顯著，磁控系統(tǒng)工程實現上代價高昂。孟宣市等[97]的綜述介紹了目前等離子體流動控制技術研究進展情況。

4 試驗相關問題

4.1 靜音風洞試驗

通過地面試驗研究轉捩始終存在天地一致性問題。由于常規(guī)風洞試驗環(huán)境與自由大氣環(huán)境在擾動場方面存在很大差異，導致轉捩發(fā)展的模式可能迥然不同，常規(guī)風洞往往提前發(fā)生轉捩，致使準確預示飛行環(huán)境轉捩點十分困難。近年來，國外在高超聲速靜音風洞試驗技術方面取得了積極進展，通過降低風洞試驗噪聲，獲得了高品質的風洞氣流，提高了轉捩研究準確度[98]。美國普渡大學的Ma6靜音風洞目前是世界上最知名的高超聲速靜音風洞，近年來十分活躍，在HTV-2、X-51、HIFiRE等項目支持下開展了一系列研究試驗，相關成果令人矚目[99]。

靜音風洞存在建設與調試難度大、周期長，試驗狀態(tài)單一、試驗段尺寸小等問題，國際上僅有三座高超聲速靜音風洞在運行，其中就包括國內北京大學與國防科技大學的兩座Φ300 mm靜音風洞。這一有利條件為國內開展高超聲速轉捩研究提供了有力支撐。

4.2 飛行試驗情況

高超聲速飛行器邊界層轉捩最理想的研究方式仍然是真實環(huán)境下的飛行試驗。國內目前存在浪費飛行任務資源問題：每一次飛行任務都是一次研究轉捩的寶貴試驗機會，但是由于認識層面缺乏積累數據意識，沒有意愿、沒有系統(tǒng)策劃，致使少有搭載傳感器的機會。這與美國NASA在航天飛機每次飛行任務都積累相關數據、分析研究氣動熱與轉捩情況相比，差距很大。美國SpaceX公司更進一步，在其“龍”貨運飛船空間運輸任務中多次搭載新的熱防護材料，為其BFR可重復使用飛船防熱先期進行實飛試驗。

根據公開資料，國外轉捩研究成果比較突出的高超聲速飛行試驗項目有：

1）Reentry-F試驗：NASA在1968年實施的飛行試驗，研究小鈍頭錐體彈道式再入，利用大量溫度傳感器數據反推氣動加熱情況。該試驗是多年來國際上轉捩研究的“標?！?。

2）航天飛機任務：航天飛機在軌道器各處布設了大量溫度傳感器，每次飛行任務都記錄下了完整的溫度歷程數據，曾經還專門開展了再入紅外成像試驗，為轉捩研究提供了大量的寶貴數據。

3）飛馬座運載火箭橫流試驗：搭載研究了后掠翼在火箭上升段的橫流轉捩現象[100]。

4）HIFiRE系列試驗：HIFiRE系列試驗精心設計了高精度測量系統(tǒng)，包括溫度和高頻壓力傳感器，用于準確捕捉轉捩現象。HIFiRE-1試驗捕捉到了第二模態(tài)轉捩，HIFiRE-5則研究了橫流轉捩[99]。

國內中國空氣動力研究與發(fā)展中心于2015年首次針對高超聲速邊界層轉捩問題開展了MF-1航天模型飛行試驗。袁先旭等[14]分析了試驗結果，捕捉到了上升段的湍流-層流的再層化和下降段湍流-層流的轉捩現象，涂國華等[101]利用線性穩(wěn)定性理論和eN方法分析了第二模態(tài)頻率的天地差異，給出了第二模態(tài)最不穩(wěn)定頻率經驗關系式，發(fā)現轉捩N值受鈍度雷諾數影響很大。

4.3 轉捩點的捕捉

從飛行試驗數據中準確捕捉轉捩點仍是實際工作中的一個難題。從國外來看，較普遍的是使用溫度數據和燒蝕數據進行分析，航天飛機進一步利用了加速度數據和地面觀測紅外圖像，HIFiRE首次使用了高頻壓力數據，桑迪亞國家實驗室掌握了獨特的彈體光學測量方法[102]，且認為加速度數據可以輔助判斷，而國內近年來則發(fā)展了大面積熱流測量技術。朱廣生等[103]介紹了目前飛行試驗熱環(huán)境測量技術，可為設計人員提供參考與借鑒。

5 理論分析與預示

理論基礎是科學研究工作的根本，提高國內設計人員對邊界層轉捩問題的基本認識、掌握基本理論與分析能力，非常必要。對于總體設計人員而言，如果不具備起碼的認知，不能準確把握高超聲速飛行器邊界層轉捩問題，則在實際工作中就可能忽視或錯誤評估轉捩的影響，不掌握總體設計上的控制措施，就提不出合理的技術解決方案，給整個項目帶來風險。

從飛行試驗數據捕捉轉捩比較困難，以往任務對氣動熱精細化設計問題關注度不夠，重視保試驗成功、輕視為基礎研究積累數據。在面對飛行器邊界層轉捩問題時，國內總體單位僅有有限的工程處理經驗，缺乏機理認識、缺少理論分析。高效準確的理論分析與預示能力是目前工程實踐中的短板。有必要開發(fā)類似國外STABL、LASTRAC、STAR、PSE-Chem等專門的轉捩分析工具，具備精細化分析能力，將設計人員費時費力的手工分析工作通過自動化的快速計算分析軟件程序完成，提高工作效率與質量。針對這一需求，國內天津大學于高通和羅紀生[104]、黃章峰[105]、西北工業(yè)大學宋文萍和韓忠華[106-107]和中國空氣動力研究與發(fā)展中心涂國華等[101]等開展了基于eN方法預測轉捩的應用研究工作，其中黃章峰等開發(fā)的高超聲速邊界層轉捩預測軟件已在工程單位得到應用。

6 結論與展望

本文從總體設計角度對高超聲速飛行器邊界層轉捩問題進行了審視與簡要討論，有如下結論與認識：

1）邊界層轉捩問題對高超聲速飛行器總體設計影響巨大，提高轉捩點的預示精度將大大減小氣動力、熱設計偏差，從而減輕飛行器質量，實現總體設計方案的優(yōu)化。

2）轉捩對于不同高超聲速飛行器影響各不相同，主要體現在氣動力、氣動熱及摻混效率三方面?？傮w層面相應要解決由此導致的飛行穩(wěn)定性、配平能力、落點散布、防熱風險、飛行器減重、推進系統(tǒng)優(yōu)化等問題。

3）對于高超聲速飛行器，總體設計人員可以從彈道設計、翼載荷控制、外形設計、材料選擇等方面入手，控制邊界層轉捩的發(fā)生，達到減熱、減阻等設計目標。

4）靜音風洞試驗是目前相對較好的轉捩地面研究手段，總體單位在工程實踐中有必要予以充分利用。

5）飛行試驗是研究轉捩的最佳機會，總體單位應予以重視，將飛行任務資源充分利用起來，積累基礎數據。

邊界層轉捩問題是高超聲速飛行器設計面臨的最為復雜、最具挑戰(zhàn)性的問題，雖然近年來國內外高超聲速項目工程實踐與飛行試驗不斷取得成功，但當前研究與認識水平距離透徹理解并很好地解決該問題仍有很大差距。展望未來，一方面需要專業(yè)研究機構與研究人員繼續(xù)深入開展邊界層轉捩相關基礎研究工作，充分利用理論分析、仿真計算、地面試驗與飛行試驗等多種手段的綜合研究優(yōu)勢提升研究能力，提高對轉捩問題的科學認識，積累相關知識經驗與成果，為工程實踐提供堅實的知識儲備與支撐；另一方面，總體設計單位與相關技術人員應保持對轉捩等前沿問題的追蹤，與專業(yè)研究人員充分溝通與交流，掌握基礎學科最新發(fā)展情況，牽引開發(fā)高精度的實用分析工具，充分吸收相關研究成果并進行轉化應用，以更好地服務于工程實踐。