田珊珊，金亮，杜兆波，钟翔宇，黄伟，*，刘远洋

1.国防科技大学 空天科学学院，长沙 410073

2.中国人民解放军31627部队，深圳 518000

激波/边界层干扰（Shock Wave/Boundary Layer Interaction，SWBLI）普遍存在于高超声速飞行流动中，对流动存在多方面的的影响［1］。因跨声速至高超声速流动中激波的存在，SWBLI基本发生在各马赫数条件下飞行器的内流与外流中。激波形成的逆压梯度引起边界层分离和再附，增加气流的黏性耗散，改变流场的结构诱发流动的大范围不稳定性，出现机翼的颤振、进气道的喘振、尾喷管侧向不稳定载荷等问题［2-4］。因激波与超声速可压缩流体之间存在紧密的相互影响关系，在超声速及高超声速飞行器的流动控制中SWBLI是重点关注的问题，国内外学者对SWBLI开展大量研究并提出了多种流动控制方案［5］。

流动控制的目的是通过改变局部流动结构来控制流体的运动状态。一般按照在飞行中是否存在额外控制和注入能量，可以区分为主动控制和被动控制2种类型。主动控制是指通过向边界层注入能量，以达到缓解边界层增厚的控制效果；被动控制是指利用来自主流自身的能量，通过改善边界层本身性质或拆分激波系，达到降低激波阻力及减弱边界层增长的目的。表1［6-24］给出了常见的流动控制方法及其控制机理。

表1 激波/边界层干扰控制方法及相应机理Table 1 Shock wave/boundary layer interaction control methods and corresponding mechanisms

采用主动控制技术，可以根据飞行条件对控制装置进行调整，从而改善飞行器飞行性能，然而主动装置往往需要大量能量，且结构相对复杂，会导致飞行器结构重量增加，甚至会对飞机的布局产生影响；被动控制技术容易在工程上实现，且结构简单、安装方便，但存在非设计工况下性能降低问题，无法满足飞行器宽速域条件下的控制需求。期望以较低的成本提高飞行器的效率及性能，各流动控制方案及其应用在部件上的潜在优势一直是空气动力学领域的研究热点。随着自适应控制技术的发展，作为一种不需要额外设备就能提高飞行器性能的潜在方法，鼓包的流动控制性能正开始被深度探索，是处理强激波问题和黏性流动损失问题的新方向。

本文将梳理激波/边界层干扰研究进展，探讨鼓包控制方法在外流及内流的研究现状，对鼓包控制技术的主要特点及控制性能进行分析和总结，最后基于已有的研究结果，对未来需要关注的研究方向进行展望。

1 激波/边界层干扰

1.1 SWBLI流场特征

超声速及高超声速飞行器流场中广泛存在激波/边界层干扰现象，其引发的流动分离会引起气动力/热等关键参数的剧烈变化。在高超声速进气道中可能发生4种激波/边界层干扰现象，即斜坡诱导激波/边界层干扰、入射斜激波/边界层干扰、Glancing激波/边界层干扰和扫掠激波/边界层干扰［5］。主要的流动特征包括激波的分离和再附、相互作用区域和边界层分离和再附［39］。

图1为激波/边界层干扰的典型示意图［1］。如图1所示，边界层内由于黏性切应力作用，流体越靠近壁面速度越低，直至壁面速度为0，在边界层内形成亚声速区。激波入射到壁面的流体边界层上，流体经过激波后压力跃升。升高的压力在声速线上方无法逆超声速流向激波上游传递，但可以通过边界层内的亚声速区向上游传递，使激波入射点附近的上游压力升高，形成逆压梯度，导致声速线下方出现回流区，边界层增厚，流线凸起。逆压梯度过大至边界层不能承受时，则出现边界层分离现象。

图1 激波/边界层干扰示意图［1］Fig.1 Schematic diagram of shock wave/boundary layer interaction［1］

分离点开始至再附点结束为分离流线，其下方所围的回流泡即为SWBLI导致的分离泡。从分离点生成的脱体剪切层内发生着强混合作用，造成机械能的输运，外部高速流的机械能被输运到分离区内，于是分离流线的速度持续增加直到再附过程开始才减速，至再附点处停滞。

分离区流线凸起使激波入射点上游形成一个压缩波区，汇聚形成第1道反射激波。入射激波透射入边界层打在声速线上，因分离泡内的压力几乎不变，该透射激波反射为扇形膨胀波束，并且引起边界层向壁面偏折的再附过程，伴随着该过程形成新的压缩波区，并汇聚成第2道反射激波，即再附激波。

激波与湍流边界层相互作用的机理和物理图像与层流边界层类似，区别在于湍流所携动量更多，故湍流边界层能承受较大的压力梯度，对激波诱导压升的抵抗能力更强，相比层流边界层更不易分离。

图2所示为入射激波/边界层干扰中各种流动现象的细节分类［43］。图中：SB为分离泡（Separation Bubble）

图2 SWBLI流动现象细节分类图［43］Fig.2 Schematic illustration of detail classification for flows in SWBLI［43］

1.2 SWBLI研究进展

SWBLI导致的边界层分离现象最早发现于1940年Ferri［44］的超声速风洞试验中，随后各国学者对此进行了大量实验与数值研究。1958年，Chapman［45］在关于层流、转捩和湍流相互作用试验中提出了自由干扰理论，指出激波/边界层干扰引起的边界层初始分离过程仅由上游主流和边界层的特性决定，不取决于物体形状或诱导分离的模式，该项工作对理解超声速流分离的物理机制产生了重要作用。自1971年起，MacCormack等［46-49］在边界层数值模拟方面开展了大量工作，其关于在超声速及高超声速的二维及三维斜坡诱导的激波与层流边界层相互作用的模拟取得了突破性的进展。2000年，Urbin等［50］首次采用大涡模拟（Large Eddy Simulation，LES）方法对三维可压缩分离流开展数值研究，指出相比雷诺平均纳维-斯托克斯模型（Reynolds Averaged Navier Stokes，RANS），LES能够更准确而又高效地完成三维边界层分离过程的预测。

目前，激波/边界层干扰及其控制技术仍然是空气动力学领域的研究热点。并且随着试验技术的发展，计算方法和计算能力的极大提高，研究人员能够通过经验证的计算代码有效地模拟和捕捉SWBLI的流动细节，特别是在非定常流动情况下的复杂特征，数值模拟在SWBLI各项复杂流动分析中广泛展开。

2017年，Tong等［51］利用直接数值模拟（Direct Numerical Simulation，DNS）研究了超声速湍流边界层在24°弯曲压缩斜坡作用下的响应，提供了在弯曲流动下的SWBLI复杂细节。图3为弯曲斜坡下游的涡旋结构示意图。下游边界层近壁部分形成细长的流向涡旋，而在边界层外区域出现了有组织的大尺度发夹状涡包。模拟结果进一步指出，受曲率影响，压缩斜坡下游的湍流强度较高，并且证实了曲面流中可能存在非定常Görtler-like涡的假设。

图3 弯曲斜坡下游的涡旋结构示意图［51］Fig.3 Diagram of vortex structure downstream curved compression ramp［51］

2019年，Sun等［52］使用高速纹影仪来检查SWBLI流动组织和不稳定性，在Ma=2.0和2个雷诺数分别为Re1=18 600和Re2=35 600的流动中，通过试验评估了斜坡角和雷诺数对压缩斜坡SWBLI的影响，斜坡角度在20°和30°之间改变，图4所示为Re2处的均方根纹影图。试验指出，较大的斜坡角会增加激波低频不稳定性的频谱强度，而增大雷诺数会导致分离和再附激波的峰值频率较低。

图4 Re2处SWBLI的均方根纹影图［52］Fig.4 Contours of root-mean-square schlieren for SWBLI at Re2［52］

2020年，Xue等［43］在总结前人工作的基础上指出，在分离区域比较大的情况下，自由干扰理论不能很好地预测分离激波强度，并通过在马赫数2～2.5，9°～21°不同楔角的测试模型上的理论及试验研究，提出自由干扰理论与最小熵增原理相结合的分离激波的预测方法，建立入射激波与分离激波之间的相关性。图5为该研究在马赫数为2，楔形角度α1在9°～15°的SWBLI试验纹影图。该理论方法确定的分离激波角与目前在马赫数2和2.5下进行的试验结果吻合得很好，但不适用于边界层内非常小的分离或反射激波强度非常大的分离。

图5 SWBLI在Ma∞=2的纹影图像［43］Fig.5 Schlieren images of SWBLI at Ma∞=2［43］

2021年，Xie等［53］在来流马赫数Ma=2.0～5.0，Reδ=7.4×104～7.29×105的宽范围进行数值模拟，提出了一种尺度规则来改进激波/湍流边界层干扰（Shock Wave/Turbulent Boundary Layer Interaction，SWTBLI）的自由干扰理论。图6所示为使用该尺度规则函数的数值验证及未使用情况与试验纹影图的对比，使用的情况拟合效果明显更优。研究通过对入射SWTBLI流、斜坡SWTBLI流和激波列的主要相互作用的良好拟合性，验证该尺度规则可用于建立更精确的SWTBLI理论预测模型，并将自由干扰理论的适用性和准确性扩展到更宽的雷诺数和马赫数范围内。

图6 尺度规则算例验证与试验纹影对比图［53］Fig.6 Comparison of scale rule example verification and experimental schlieren［53］

2022年，Huang等［54］采用大涡模拟（LES）方法研究了来流马赫数为Ma=2.9的24°压缩斜面内激波与湍流边界层的相互作用，模拟指出激波作用后，再附边界层内出现了较强的各向异性湍流，且湍流动能在斜坡下游边界层外层迅速增加。LES模拟了一对流向涡旋即Görtler-like涡旋，该结构在压缩斜坡上几乎占据整个展向宽度，图7详细描述了涡旋在压缩斜坡中的空间演化，分析指出斜坡下游Görtler涡旋的展向位置很可能受到进口段展向摩擦系数分布的影响。

图7 Görtler-like涡旋在压缩斜坡中的空间演化［54］Fig.7 Spatial evolution of Görtler-like vortices in compression ramp［54］

Jiang等［55］使用全空间DNS方法研究了具有等温壁条件的斜激波/平板边界层相互作用，分析了斜激波冲击湍流边界层时的可压缩性效应，模拟所得的瞬时速度场如图8所示。模拟表明，斜激波与湍流边界层的相互作用可以显著提高流动的可压缩性。在相互作用区域，流场的湍流强度比上游和下游的强。边界层是由黏性应力产生的，黏性应力是分子非平衡效应的一种宏观表现。Bao等［56］基于Navier-Stokes方程和雷诺平均方程进行了马赫数为2和6的SWBLI非平衡效应研究，与马赫数为2时相比，在马赫数为6时分离激波和入射激波与边界层中的非平衡效应的相互作用更明显。结果表明，非平衡效应通过影响热通量梯度和黏性应率来影响总能量的变化。

图8 瞬时速度场［55］Fig.8 Instantaneous velocity fields［55］

Jha等［57］在45°倾斜平板上进行自由对流边界层的速度转捩起始点的试验研究，基于粒子图像测速（Particle Image Velocimetry，PIV）技术测定了倾斜平板上的流动特性。试验观察到，转捩的萌生首先表现为整体速度边界层厚度的增加，因此速度边界层的厚度被用作流体动力测量参数来确定转捩开始的位置。图9为热通量q″w为1 000、2 000 W/m2时倾斜平板不同流向位置的速度分布。可以看出，整个速度边界层由2层组成：内部速度边界层的速度从0逐渐增加到最大值；另一层是外部速度边界层，速度从最大值渐近于0。与x=20，50 mm的厚度相比，速度边界层内部在x=100 mm处的厚度非常大。这说明x=100 mm位置在转捩区，而x=20 mm到x=50 mm的层流区。研究表明，速度转变起始点到前缘的流向距离随着热流密度的增加而减小。

图9 沿板不同流向距离的速度分布［57］Fig.9 Velocity profile at different streamwise distance along plate［57］

以上各项工作有助于揭示更复杂SWBLI现象的流动机制，从而为高速飞行器的内外气动设计提供更全面的理论基础。随着对激波/边界层干扰现象研究的深入，针对干扰各项机理的流动控制手段应运而生，鼓包作为一种较新的被动控制方法，在避免激波/边界层干扰带来的不良影响方面具有良好的应用前景。

2 鼓包控制方法研究进展

作为一种具有发展前景的流动控制方案，鼓包在存在激波的跨声速或超声速的应用中有许多潜在的性能优势［58］。

2.1 鼓包在外部流场中的控制

跨声速机翼表面流动比较复杂，存在亚声速气流、超声速气流以及激波/边界层干扰（SWBLI）的流动现象，由超声速区过渡到亚声速区时，流动急剧的变化会产生激波阻力，并且激波强度的增加会使得激波后的逆压梯度逐渐增大，导致边界层不能维持在机翼表面而产生流动分离，从而使得升阻比迅速下降。

1992年，Ashill等［59］在NLF翼型中引入激波控制鼓包（Shock Control Bump，SCB）以减少层流翼型波阻，对激波强度影响效果显著。激波控制鼓包是一种减小跨声速波阻的流动控制方法，如图10所示，机翼上表面的鼓包在正激波上游产生等熵压缩波，超声速来流经过这些等熵压缩波时减速增压过程更缓慢，取代原本经过强正激波时产生的相关突变。与无鼓包翼型相比，来流马赫数沿鼓包顶端方向下降会产生较弱的正激波，从而产生较低的波阻力。SCB可以提高机翼上表面的压力梯度，减少波阻的同时提高总压恢复系数，使SCB翼型比无控翼型更稳定［60］。

图10 激波鼓包控制效果［60］Fig.10 Effect of shock control bump［60］

SCB的几何形状是影响设计性能及非设计性能的一个重要因素，图11所示为研究人员考虑的应用于机翼上表面的不同形状鼓包，可以是鼓包轮廓沿展向固定的二维构型，或者空间变化的三维构型［61-63］。

图11 鼓包几何形状Fig.11 Bump geometric shape

激波、流动不稳定、边界层增厚及分离、激波/边界层干扰等现象影响着跨声速机翼上的气动性能［62，64］。Mazaheri等［60］对跨声速鼓包翼型上的SWBLI进行了较详细的数值分析，采用差分进化算法对翼型进行了SCB形状优化。图12为机翼上的流线和压力系数等高线，图12（a）中无鼓包翼型上SWBLI导致边界层厚度迅速增加，从图12（b）可以看出，SCB显著减弱了激波压力梯度，降低了鼓包区域边界层的减速从而抑制分离。结果表明，优化后的鼓包可提高翼型的波后总压恢复系数，从而显著降低了波阻，同时改善激波下游的边界层速度分布，使尾迹区域更加对称均匀，改善机翼气动性能，但以上结果基于激波/边界层干扰没有导致大规模分离的情况。分析表明，在较高的跨声速马赫数情况下使用SCB会在鼓包下游形成一个大的分离流区，导致机翼振荡，影响性能的提高。

图12 有/无鼓包的翼型上SWBLI示意图［60］Fig.12 Schematic diagram of SWBLI with and without bump［60］

2012年，Yang等［65］分别对二维与三维超临界状态下激波控制鼓包的减阻效果进行了研究。在不损失升力的情况下，跨声速阻力的降低将提高升阻比，这是一个关键的航程参数，使得整个机翼的气动特性得到大大改善，可以潜在地增加飞机的航程和续航能力，满足新一代飞行器的工程研制需求。采用数值仿真，通过改变二维和三维鼓包的长度、高度和跨度等主要几何参数，得到鼓包的最佳位置和形状。如图13所示，将最优三维鼓包构型形成一组鼓包阵列在完全湍流条件下进行分析。结果表明，在设计马赫数下，沿机翼展向布置的最优鼓包阵列可减少近14%的阻力，提高16%的升阻比。

图13 具有全长三维鼓包阵列的机翼几何结构［65］Fig.13 Wing with three-dimensional bumps array［65］

2016年，Colliss等［61］通过试验与数值仿真研究了3种形状激波控制鼓包所产生的流向涡旋强度及其影响因素，探索鼓包作为一种“智能”涡发生器以减缓机翼抖振的作用。图14为数值仿真的非设计工况下涡量结构图，试验观察到4种主要的涡结构：一个主涡对、二次涡、弱的鼓包间涡和λ激波区域的剪切流。图15详细展示了在非设计条件下，流动分离产生的三维流向涡对结构。实验还通过研究压力梯度对涡强度的影响，发现鼓包前段展向压力梯度是影响旋涡强度的最主要因素。

图14 非设计激波位置的涡结构［61］Fig.14 Vorticity structure for off-design shock positions［61］

图15 非设计条件下流向涡的生成［61］Fig.15 Generation of streamwise vortices under offdesign conditions［61］

2014年，Bruce等［66］通过大量风洞试验探讨三维SCB产生的流向涡流结构演变。表面油流图像显示，当激波位于靠近鼓包凸顶的下游位置时，旋涡形成于SCB顶区周围，并在尾部发展，在凸顶处的激波诱导分离增加了另一对反向旋转的涡，产生了如图16所示的流动结构，与当时已有文献的研究结果基本保持一致。

图16 基线SCB纹影及油流图合成图像［66］Fig.16 Composite image of schlieren and oil flow diagram for baseline SCB［66］

对于机翼上鼓包减阻的多项研究表明，固定式鼓包对流动的可控速域窄，无法适应飞行器的宽速域飞行需求。为此研究人员提出了自适应鼓包的设计概念，希望根据不同的飞行工况通过性能参数反馈控制回路自动调整鼓包构型进行流场控制，以满足不同条件下的飞行要求。

为了克服单点优化鼓包减阻有效范围小的问题，聂瑞等［67］提出了一种基于形状记忆合金（Shape Memory Alloy，SMA）的自适应鼓包设计方案。SMA自适应鼓包能够根据温度进行自身构型的调节，升高温度时鼓包挠度变大而凸起，温度降低时挠度变小恢复原位，对SMA鼓包进行了仿真研究，最大挠度变形可达鼓包长度的4%。然而，在对SMA进行驱动控制时存在温度/位移迟滞现象，往往会降低系统的控制精度，从而影响SMA鼓包的精确控制。陈旭亮等［68］基于（Krasnosel’ skii-Pokrovskii，KP）模型对SMA鼓包的温度/挠度迟滞特性进行了建模研究，设计了2种PID控制方案，并进行了仿真与试验研究，结果表明，迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制时域性能优于无迟滞补偿的单目标PID控制。

2018年，李沛峰等［69］采用数值仿真方法，对翼身融合布局（Blended Wing Body，BWB）激波减阻问题进行研究，基于等熵压缩弱化激波原理，提出了“凹-凸-凹”型非对称鼓包设计方法，设计了针对3种来流状态的3种鼓包，图17所示为鼓包构造的示意图。研究表明，3种鼓包在设计状态下的减阻量分别为7.1、10.4、16.6 counts，减阻效果明显，可消除由激波诱导的弱分离但对强分离控制有限，并且在非设计状态下3种鼓包均具有较好的鲁棒性。

图17 鼓包构造示意图［69］Fig.17 Diagram of bump construction［69］

覃宁团队［70-72］在机翼的二维与三维激波控制鼓包减阻优化方面进行了开创性的工作。研究结果均表明，机翼采用优化的SCB后出现有利的压力梯度区间，有效减少了翼面激波阻力。章胜华等［71］通过数值仿真，研究鼓包位置、高度及长度等参数变化情况下激波控制鼓包对跨声速抖振的影响规律，结果表明：鼓包通过推迟翼型上表面的压力恢复，减弱激波与边界层的相互作用从而可在一定程度上抑制抖振，设计参数中鼓包的高度和位置对翼型抖振和气动性能的影响较大。

2022年，Gramola等［73］基于激波/边界层干扰与柔性板之间的流固耦合作用，提出了一种新型三维被动自适应SCB概念，并在超声速风洞进行试验研究。图18所示为实验装置，在封闭的空腔上方夹紧一块柔性板，激波打在柔性区域时，通过一系列呼吸孔被动控制腔体压力，将平板驱动成三维激波控制鼓包SCB的形状，无激波时则保持平坦。试验除了静压抽头和纹影摄影技术外，还创新采用了摄影测量和压敏涂料组合的全场表面测量技术，可以对变形柔性表面上的三维压力场进行重建。试验表明，放置的呼吸孔实现使平板变形成一个三维激波控制鼓包的过程，验证这一概念的可行性。图19所示为激波打在柔性板面不同位置时相应的鼓包形状，且试验在最高空腔压力的测试中观察到与激波结构相关的总压损失的减少，表明这种新型三维鼓包在改进自适应SCB非设计性能方面具有可观的潜力。

图18 三维自适应SCB实验模型图［73］Fig.18 Sketches of 3D adaptive SCB experiment model［73］

图19 4个不同三相点位置的鼓包形状（摄影测量得到的三维表面变形）［73］Fig.19 Bump shapes for four different positions （3D surface deformations from photogrammetry）［73］

2.2 鼓包在内部流场中的控制

吸气式推进系统的关键部件是进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管，超声速飞行器要求进气道在较高马赫数条件下启动并为燃烧室提供均为稳定的压缩气流［4］，当进气压缩效率改变1%时，推进系统的比冲将改变3%～5%［74］。因此进气道在整个高超声速推进系统中作用关键，影响着飞行器的整体气动性能。进气道中的激波/边界层干扰现象导致边界层增厚甚至分离，将恶化进气道性能，降低流量捕获系数和总压恢复系数，边界层分离产生的非定常振荡［75-77］会引起较大的气动载荷［78］和进气道不起动［79-80］等问题。

早期激波控制鼓包的应用大都集中在跨声速机翼上，而鼓包对边界层流动的控制及使下游流场更均匀的潜力将之推动并更多应用于进气道流动控制方面。

2.2.1 进气道入口处的鼓包

20世纪50年代，鼓包已被提出并应用于超声速进气道中以进行边界层分流［81］，然而当时对鼓包流动控制的研究并不广泛。

1998年，Lockheed Martin公司提出了Bump鼓包进气道［82］，该进气道由入口处的三维鼓包和前掠进气道唇罩组成。鼓包在进气道上游形成三维压缩面和高压区，起到形成波系及将边界层推离入口的作用［81，83］，进气道唇罩一般前掠，有助于边界层的有效导流。由于鼓包进气道具有有效分流边界层的能力，通常不包含边界层分流器和泄放或旁路系统，也被称为“无边界层隔道超声速进气 道”（Divertless Supersonic Itakes，DSI）［84］，这些可调节部件的取消降低了进气道结构的复杂性及飞行器的重量和成本，并提高飞机的隐身性能。

如图20所示，梁德旺等［85］对某型飞机鼓包进气道及前机身采用“照片三维复原技术”进行了几何重构，利用数值模拟得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布。结果表明，鼓包进气道在鼓包顶端有一个起始压缩角，波后的等熵压缩面可对进入进气道的来流起到压缩作用，在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布，在该压力梯度的作用下来流边界层被推向两侧并被排除。

中国在Bump鼓包进气道上的研究与应用发展十分迅速，首次应用是在枭龙战斗机的研制过程中［86］。目前中国许多战机已开始使用该新型进气道，如歼-10 B/C、歼-20和歼-31等，如图21所示。

图21 战机上的Bump进气道Fig.21 Fighters with Bump inlet

王娇等［87］选取半锥和半棱锥构型与鼓包构型进行对比，对这3类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题采用数值仿真方法进行了流场分析。图22所示为3种典型构型的示意图及马赫数、涡量等值线，研究表明，当无黏激波强度相等时，半锥诱导产生的旋涡强度最强，鼓包次之，半棱锥最弱。半锥构型对边界层的排移能力最强，但综合考虑进气道出口流场畸变等，鼓包构型最具优势。

图22 3种典型鼓包的构型示意图、马赫数等值线、涡量等值线［87］Fig.22 Configuration diagram of three typical bulges， Mach number contour， vorticity contour［87］

伊朗学者Askari等对三维鼓包进气道进行了大量风洞试验［88-91］，分别定量研究了攻角、马赫数等参数变化对鼓包进气道性能的影响。模型如图23所示，因其双侧进气道组合延伸机身后方的形状，称为Y型进气道。试验模型是包含椭圆机头的典型飞行器前体，以进一步考虑上游边界层增长对进气道来流的影响。攻角影响试验［88］在恒定来流马赫数Ma=1.65，侧滑角β=0°，-2°～6°的各种攻角α下进行，通过位于模型末端的锥形塞运动来控制进口质量流量，形成不同的入口工作条件，包括超临界、临界和亚临界情况。试验结果表明，在攻角变化范围内，质量流量相对变化约5%，总压恢复系数显然保持相对恒定，试验数据验证了进气道结构中使用的对称压缩面鼓包使总压恢复和畸变系数所表征的入口流动质量随攻角保持相对不变。

图23 试验风洞模型示意及传感器位置示意图［88］Fig.23 View of model and isometric view of sensor locations［88］

他们的马赫数影响试验［89］在3种来流马赫数Ma=0.75，1.65，1.85和0°攻角和0°侧滑角下进行，进气道初始设计工况马赫数为Ma=1.65。试验数据表明，各马赫数工况下的进出口面积增加时，质量流量率和畸变系数增加而总压恢复系数下降，均在可接受范围内。总体上各来流条件的测量数据表明，在此变化马赫数范围内该鼓包进气道性能良好，能够提供所需的质量流量和静压比。

对于在飞行过程中可能会遇到攻角或马赫数变化，此鼓包进气道的流动稳定性和进气道性能对于超声速推进系统是非常理想的。

文献［90-91］对流动不对称性进行了进一步研究分析。结果表明，在超临界和临界工况下均观察到对称超声速流动模式。如图24所示，在低亚临界工况下，即入口阻塞面积比IBAR在0.35～0.49范围内，超声速流型也保持对称；然而，在高亚临界工况下，即入口阻塞面积比大于0.49时，在0°攻角和0°侧滑角下都观察到不对称的超声速流动模式。在一个完全对称的Y形鼓包进气道中，这种不对称的流动模式是首次发现，且分析认为该不对称流动是高度不稳定的。试验在该情况下观察到显著的非对称激波振荡、边界层增厚和激波/边界层干扰现象［90］。

图24 不同工况下激波纹影图，IBAR=0.23～0.85， α=β=0°［90］Fig.24 Schlieren images of shock formation under different operating conditions， IBAR=0.23-0.85， α=β=0°［90］

在高亚临界工况下，其性能特征显著下降，被认为是由非对称流动模式造成的。在这种情况下，总压恢复系数显著降低，右侧进气道没有通过明显的质量流量，所需的质量流量几乎完全由左侧进气道提供，从目前的试验数据分析来看，这些发生在零度攻角和侧滑角工况下鼓包进气道中完全对称Y形几何上的非对称激波现象，是此类进气道类型的物理特征。为了更好地评估气动界面的畸变情况，需要在更高尺度上实现更精确的畸变分析方法［91］。

2018年，Huang等［92］提出了一种新型鼓包集成的三维内乘波进气道（Internal Waverider Inlet，IWI）设计方法，采用数值验证与试验相结合的方法，验证了该技术解决低动能流动问题的效果。如图25所示，该方法基于三维的特征反演法（Inverse Method of Characteristics，IMOC），得到了能在非均匀上游流动中产生所需入口激波的压缩面，在该压缩面上通过引入Bump鼓包来去除大部分边界层流动，改善进气道性能，实现了IWI与飞行器前体的一体化。

图25 三维鼓包集成的IWI数值模拟及实验模型图［92］Fig.25 Numerical simulation and test model of 3D bump-integrated IWI［92］

然而Huang等设计的压力控制鼓包周围存在侧压缩激波问题，Yu等［93］在其基础上提出了一种基于压力脊（Pressure Ridge，PR）概念设计的新型压力分布鼓包，以减轻在鼓包入口集成处的侧压力效应并建立起压力分布与气动特性之间的关系。鼓包表面压力三维视图如图26所示，将2种方法设计的鼓包进行数值模拟对比，结果表明，新型PR鼓包高度比典型鼓包高度低29.2%，平均面积宽30%，能显著提高边界层排移效率缓解侧压缩效应，对鼓包进气道一体化有明显的帮助。

图26 鼓包表面压力三维视图［93］Fig.26 3D view of surface pressure of bumps［93］

2022年，Xu等［94］通过试验和数值模拟研究上游安装三维鼓包的下颌进气道启动过程。图27所示为Ma=3.5时未启动模式下不同鼓包高度的下颌进气道近壁流动结构，均存在大规模的分离区和横向溢出，随着鼓包高度的增加，再附着线在对称平面附近向前移动，在侧壁附近向后移动，分离区规模明显减小。研究表明，鼓包可对边界层气流产生导流作用，在进气道流量稍有下降的情况下使总压恢复性能明显提升，增加鼓包高度或者宽度均可加速分离区内气流的横向溢流，提高进气道起动性能。

图27 Ma=3.5时不同鼓包高度进气道近壁流线分布［94］Fig.27 Near wall streamline distributions of inlets with different bump heights at Ma =3.5［94］

2.2.2 进气道内部的鼓包

进气道内部鼓包的作用与Bump进气道鼓包的控制机理在总体上是相似的——通过压缩面拆分激波系，减小逆压梯度达到控制边界层分离的效果。因此2种位置的鼓包在几何构型及控制机理的设计与研究方法方面或可相互借鉴，这些都是鼓包领域应该进一步研究的内容。

鼓包是一种相对较新的流动控制方法，当前国内外关于鼓包应用于进气道内部激波/边界层干扰控制的研究相对较少。张悦等［7，95］对唇罩激波/边界层干扰现象，提出了一种基于可变形壁面鼓包的SWBLI控制概念，图28所示为鼓包的概念示意图。通过数值仿真和试验证实了二维鼓包对流动分离的控制潜力，结果表明，如图29所示，鼓包对激波入射导致的边界层分离起到了有效的抑制作用，为使鼓包的控制效果达到最佳，应保证激波均入射在鼓包的外凸表面上；激波入射点位于鼓包背风面膨胀波区，有利于对边界层分离的抑制效果。

图29 二维鼓包对激波/边界层干扰控制的试验纹影图［7］Fig.29 Experimental schlieren image of SWBLI control by two-dimensional bump［7］

为控制进气道连续的唇罩激波引起的边界层分离现象，张悦等［8］将二维鼓包引入高超声速进气道下壁面，如图30所示，在鼓包的控制下基本消除了进气道内部较大的梯形分离泡，取而代之的是鼓包的迎风面和背风面出现2个较小的分离。数值仿真结果表明，与无控制状态相比，在入口马赫数Main为2.54、2.99和3.38时，有壁面鼓包的进气道出口总压恢复分别提高了6.08%、14.99%和20.59%，显著提升了进气道的性能。随后，张悦等［9］通过引入形状记忆合金实现壁面鼓包的自动变形，使壁面鼓包可在高马赫数下出现而在低马赫数下与壁面融为一体。通过风洞试验证实，经过良好训练的记忆合金鼓包可以在真实进气道内部实现自动变形并对连续的唇罩激波/边界层干扰进行有效控制，如图31所示。

图31 可变形鼓包的风洞试验图［9］Fig.31 Experimental results of SWBLI control with deformable bump［9］

2021年，德国宇航局Schülein等［6］在来流马赫数2.5～5.0、激波发生器的角度为6°～12°的条件下，对一种新型二维鼓包进行了概念验证研究。如图32所示，该鼓包与典型的钟型鼓包不同，是通过改变入射激波迭代得到最佳位置并用特征算法计算波形得到的锐边鼓包，数值模拟及试验结果表明：设计状态下当入射激波打在鼓包凸起顶端时可以获得分离长度缩短（最高可达100%）、动量厚度减少（最高可达31%）和总压恢复系数增加（最高可达33%）的最大值。当入射激波没有打在鼓包凸起顶端时，鼓包减小波阻及控制流动分离的效果变差，入射激波打在迎风侧的效果比背风侧效果更差些，在最佳激波入射位置即凸顶附近的扩展区域内，鼓包对抑制分离泡仍能保持积极的影响。但在这个范围之外，鼓包的存在会增强初始分离气泡，从而导致更高的流动损失。为了达到最大的效果，鼓包长度应该与预期的分离泡长度相当或更长。

图32 二维锐边鼓包试验模型及试验纹影图［6］Fig.32 Sketches of test model with concave bump and shock generator and experimental schlieren images［6］

3 总结与展望

激波/边界层干扰普遍发生在超声速及高超声速内外流动中，激波诱导产生的复杂流动分离对飞行器的气动、动力、结构等系统均存在不利影响，由此迫切需要采用流动控制手段，以抑制或者防止激波诱导的流动分离以及干扰区域的不稳定现象，削弱或者避免激波/边界层干扰的不利影响。鼓包是一种不需要额外设备就能提高飞行器性能的潜在方法，可避免激波/边界层干扰带来的不良影响，具有良好的应用前景。

本文对激波/边界层干扰的基本流动特征和物理现象进行了回顾和介绍，对激波/边界层干扰常见的主/被动流动控制技术进行了梳理，重点分析了近年来鼓包控制方法在激波/边界层干扰方面的研究现状和进展，包括鼓包在外流场及内流场中对激波/边界层干扰进行流动控制的相关研究进展，可以得到如下结论：

1） 目前利用鼓包结构对激波/边界层干扰的控制在外流场即飞行器机翼应用方面研究较多，而在内流场则集中于鼓包应用于进气道入口处的Bump进气道方面，对鼓包应用于飞行器进气道内部的控制机理研究较少，进气道不同内流条件下的鼓包适用范围、鼓包外形的选择、鼓包位置的确定、鼓包阵列的组合、鼓包的优化方法等尚有待深入研究。

2） 关于鼓包控制激波/边界层干扰的研究主要集中在数值模拟方面，试验研究较少，未来可重点考虑如何在鼓包的控制机理、布置方式及鼓包结构对变工况流动特征的影响等方面合理有效地开展相关试验。

3） 固定式鼓包无法满足宽速域飞行条件下的应用需求，相对于飞行器机翼表面自适应鼓包不断涌现新的概念，应用于内流场中自适应鼓包的流动控制机理及自适应过程有待挖掘。

4） 高马赫数条件下鼓包控制机理与低马赫数下的或有不同，当前有关高超声速（Ma＞5）流场中鼓包控制机理的研究文章鲜有报道。已有研究成果是否适用，控制原理是否相同，未来在高马赫数下的鼓包流场控制效果有待进一步揭示。

5） 内外流场中自适应鼓包对激波/边界层干扰的影响已有较基础的研究，但目前公开文献主要集中在鼓包的型面变形，且数值仿真及试验主要针对静态结果分析，在自适应鼓包的连续位移影响、动态流场特性研究方面相对空白，有待综合试验和数值模拟开展创新型的研究。