李 齐, 董 颖, 赵雅甜, 赵 瑞

(1. 北京空间飞行器总体设计部, 北京 100094; 2. 北京理工大学, 北京 100081; 3. 中南大学, 湖南长沙 410083)

引 言

在高超声速飞行器的飞行高度、 速度和Reyno-lds数范围内非常容易出现边界层转捩[1-2], 转捩后壁面摩阻和热流可增大数倍之多, 严重影响飞行器的气动性能和热防护系统[3-4], 造成壁面烧蚀严重、 颤振加剧、 姿态控制困难等后果[2]. 因此, 研究高超声速边界层转捩问题, 准确预测边界层的转捩起始位置, 对飞行器的气动设计和热防护设计至关重要.

近几十年来人们对边界层转捩预测开展了全面的探索和研究[5]. 当前, 面向高超声速复杂外形飞行器的边界层转捩预测手段, 主要包括实验研究、 基于稳定性理论的eN方法、 转捩准则以及模式理论. 实验研究具有直观性、 真实性的特点, 面向边界层转捩的实验研究主要包括飞行试验和风洞试验两大类. 其中具有代表性的飞行试验工作如: 美国的HyBoLT(Hypersonic Boundary Layer Transition)计划[6]、 法国的LEA项目[7]、 欧洲的EXPERT(European Experimental Reentry Testbed)项目[8]等. 2015年12月完成的MF-1飞行是我国高超声速模型飞行试验历史上首次以空气动力学基础研究为目的的飞行试验[9]. 飞行试验花费极其高昂, 试验的设计周期也较长. 为了复现高空飞行条件下边界层转捩过程, 实现转捩预测结果的天地一致性, 静音风洞应运而生. Yao等[10]在Ma=6静音风洞中对平板三角翼的边界层转捩情况进行了研究, 分析了攻角和Reynolds数对边界层转捩的影响, 结果表明, 侧线边界层的转捩比中线边界层的转捩早, 大攻角促……