黄冉冉, 司马学昊, 成江逸, 赵家权, 吴 杰

(华中科技大学航空航天学院, 湖北武汉 430074)

引 言

高超声速边界层转捩是空气动力学中的一个重要难题, 虽然相关研究持续在开展, 但是目前仍没准确可信的高超声速边界层转捩预测方法, 以评估高超声速飞行器在设计阶段的气动力和气动热, 影响了超声速及高超声速飞行器的气动、 控制和热防护设计. 至今为止, 针对高超声速边界层转捩的研究已经开展了近60年, 由于影响转捩的因素繁多, 目前对于高超声速边界层转捩还处于认识的过程中, 存在着诸多需要深入研究与解决的问题, 如感受性问题、 高温真实气体效应对转捩影响、 旁路转捩、 横流转捩控制等[1-5]. 传统研究超声速及高超声速转捩现象的方式主要包括数值模拟、 飞行试验和地面实验. 由于在高速流动下的特殊流动情况, 比如真实气体效应、 高温非平衡气体效应等, 已有的数值计算模型并不适用[6-7]. 因此, 实验测量成为了研究超声速及高超声速边界层转捩预测的主要手段. 其中,飞行试验可真实地模拟飞行环境, 可以获得更为可靠的实验数据, 但是开展该类试验存在极大风险, 且成本极其昂贵; 相比之下, 地面实验由于其成本较低, 成为更易被接受的研究方法.

但是, 常规超声速及高超声速风洞设备建设成本高昂, 风洞的运行和操作也较为复杂, 实验测量所需的各类仪器昂贵, 以上因素提高了科研机构开展超声速及高……