第1章 绪论
高超声速飞行器内、外流场涉及多种复杂的流动现象，如边界层转捩、复杂激波干扰、激波诱导边界层分离、再附激波与尾迹的相互作用等。基于壁面突起物的流动控制技术可有效控制相关流场，对飞行器的气动、动力和控制等性能具有十分重要的影响。因此，开展高超声速飞行器近壁典型流场精细结构研究，不但可以为现代高超声速飞行器设计提供基础性技术支撑，还可以带动相关领域的研究工作，具有重要的理论研究价值和广泛的工程应用价值。
1.1 研究背景及意义
近年来，高超声速飞行器日益成为各国研究发展的热点，为保证高超声速飞行器能够正常工作，通常在其表面安装突起部件，如尾翼、控制舵、电缆罩、天线窗等，由此导致局部流场结构的改变，不可避免会出现激波、激波与边界层干扰、边界层转捩、湍流边界层、分离涡等复杂的流场结构，图1.1所示为高超声速飞行器部件之间相互干扰的典型结构［1，2］。同时这些复杂流动还会导致流动出现较强的非定常性及局部区域的强热传导，这些都会对飞行器的性能产生较大影响，若能对其实施合适的控制则可以很好地改善飞行器的性能［3，4］。虽然自20世纪40年代人们注意到高速气流中激波/边界层相互作用的问题以来，从理论、计算和实验方面对这些复杂流动结构进行了广泛深入的研究，取得了一定的进展，但在高超声速飞行器的研究过程中，超声速/高超声速条件下边界层转捩、湍流、非定常流动分离导致的复杂流场及其控制等方面仍面临诸多挑战。
图1.1 高超声速飞行器部件之间相互干扰的典型结构
计算流体力学（computational fluid dynamics，CFD）技术虽然发展很快，技术日趋成熟，但仍未建立具有普适性的湍流模型，且计算所得结果的可靠性需要进行实验验证。在超声速/高超声速环境中，上述复杂流场结构具有速度快、结构尺度宽和三维的明显特征，与低速不可压绕流流场相比，高超声速飞行器近壁典型流场存在较大的密度梯度和速度梯度，导致流场的密度、速度、压力和温度等出现较大的脉动，这就要求流场精细结构测量技术具有较高的时间和空间分辨率，由此也给实验研究带来较大的困难。
由于高超声速飞行器机翼、控制舵、机身及发动机等部件之间的干扰非常复杂，在可压缩剪切层中也有复杂的激波和波涡干扰等现象；飞行器表面和超燃冲压发动机内壁面可能同时存在可压缩湍流甚至是超声速湍流与转捩。随着超声速/高超声速飞行器研究的不断深入，对研究此类更加复杂的流动现象（包括热化学反应流动、湍流、转捩、激波、旋涡及这些现象的相互作用）提出了更高要求。
目前，实现流动控制是当前超声速流动研究中的热点和难点问题，利用壁面典型结构对超声速流动进行控制，主要是通过尾流区低速、低能拟序结构与高速、高能主流进行质量、动量和能量交换，从而增加边界层内部低速区能量，提高边界层抵抗逆压梯度的能力，降低近壁区域激波前后压差，避免或延迟边界层分离；同时，促进边界层上方高速高能气流与底层低速低能气流之间的掺混，对超声速燃烧中起到混合增强的作用。
超声速平板边界层及其与附壁涡流发生器的相互作用具有广泛的应用背景和重要的科学意义，不同构型的涡流发生器与超声速来流相互作用产生复杂的流场结构，这些流场结构可能包括三维激波、分离区、壁面三维拓扑结构、回流区、再附激波、尾迹、展向涡及流向涡等，是新一代航天飞行器发展面临的较为重大的关键问题［5］。这些复杂流场结构体现了典型的壁面突起物绕流特征，典型构型的涡流发生器可作为壁面突起物绕流的典型机制研究模型，以之考察若干至今存在争议的基本问题，如三维曲面激波与边界层的相互作用，横向压力梯度对壁面流谱的影响，超声速涡结构及其诱导激波结构的动力学特性等。因此，超声速壁面涡流发生器流场精细结构与动力学特性研究，具有重要的理论研究价值和广泛的工程应用价值。
1.2 附壁典型结构流场
20世纪40年代后期，美国联合航空公司的Bmynes和Taylor首次概念性地提出了涡流发生器，涡流发生器以一定安装角垂直地安装在机体表面上，相当于小展弦比的小机翼，在迎面气流中产生流向后缘涡，流向涡促进上层高能量气流传递至壁面边界层，从而消除边界层分离［6］。由于边界层的分离导致较大的能量损失，流动分离控制在流体力学的诸多技术领域得到广泛应用和研究［728］，可以有效地提高系统性能［2937］，降低能耗，并有助于减轻质量和节约空间。流动控制具有十分广阔的应用前景，已成为航空航天和空气动力学领域的研究热点，在国内外开展了广泛的研究和发展［3863］，在航空航天技术发展和需求的推动下流动控制技术得到长足的发展和创新［5，64，65］，目前已成为航空航天领域发展研究的热点和难点问题［6672］。
1.2.1 壁面典型结构分类
高超声速飞行器在飞行包络范围内，若飞行器壁面出现不利的气流分离，将给飞行器带来许多不良后果，如增加阻力、降低升力、失速、进气道无法起动等问题。通过在飞行器壁面设置典型结构，即涡流发生器，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在飞行器壁面，以有效阻止以上各种气流的过早分离。
流动控制技术可分为主动流动控制、被动流动控制和自适应控制三大类［73］，常见的被动控制方式包括涡流发生器［7477］、边界层强制转捩［78］、回流控制装置［7983］等。
根据被动式涡流发生器的尺寸大小不同可分为两类： 普通涡流发生器（conventional vortex generators，CVGs），其高度h相当于或略高于边界层厚度δ，通过将外部高能量气流向近壁面边界层的低能量流动区域传递能量，使近壁面区域流场的动能增加，主要用于延迟边界层分离［84，85］、提高飞行器机翼升力［86，87］、降低机身的后体阻力［88］及消减在跨声速机翼的振动特性［87］；第二类涡流发生器的尺寸相对较小，其高度h与边界层厚度δ的关系为0.1≤h/δ≤0.5，该类涡流发生器有多种名称，亚边界涡流发生器（sub-boundary-layer vortex generators，SBVGs）［20，21，26，32，33，89，90］、微涡流发生器（micro-vortex generators，MVGs）［19，9193］和浸入式涡流发生器（submerged vortex generators，SVGs）［9497］。相比较而言，普通型涡流发生器尺寸较大，其高度等于或大于边界层的厚度，易受到边界层外部气流的影响，产生相对较大额外阻力［98］。第二类涡流发生器由于其尺寸较小，与普通型涡流发生器相比，具有较低的形阻，能够产生与普通涡流发生器相当或更优越的控制效果，具有更好的发展潜力［98，99］。
1.2.2 附壁三角翼结构流场
MVGs控制低速流动分离得到了比较广泛的研究和应用。20世纪70年代早期，开发和验证了波浪形涡流发生器（wave-type VGs）［17］能够有效抑制卡门涡街（Karman vortex street）的形成及缩小速度亏损区域，并成功降低了尾流区声波的干扰强度。20世纪80年代后期，对控制流动分离进行了探索性研究［99］，结果表明浸入式涡流发生器（h/δ≤0.625）具有较低的形阻，能够产生比普通涡流发生器更好的控制效果；同期，Lin等［9496，100］通过实验研究了不同构型2D（two-dimensional）后向曲面装置对低速流动分离的控制效果，h/δ=0～0.2，其作用效果与传统涡流发生器相似，能够有效地延缓边界层分离。20世纪90年代以来，研究者分别采用实验手段［94，96，100，101］、流场测量技术［32，33，102］和数值模拟技术［103］对不同构型的MVGs对低速流动分离的控制效果进行了研究。MVGs在飞行器的增升减阻中也得到广泛的应用，采用油流显示技术［20，21，26，89］，利用MVGs缩小低雷诺数舵面的分离区［17，1921，26，89，90，97］、降低舵面阻力［19，97，104］、提高升力［19，32，33，102，104］和降低噪声［90］，使飞行器性能得到改善。图1.2所示为不同构型VGs流动分离的控制效率示意图，图1.3所示为无VGs控制和有VGs控制下后向斜面绕流流场的油流显示图。
MVGs对超声速/高超声速环境中实现边界层强制转捩、控制流动分离和激波/边界层干扰等方面具有较好的应用前景。随着超声速/高超声速技术的不断发展，各项研究工作的不断深入，飞行器在超声速/高超声速飞行过程中所面临的各种气动问题愈发突出。针对超声速/高超声速环境中飞行器所面临的环境特点，国内外通过实验和数值模拟等手段在拟序结构［105119］、激波/边界层干扰［120140］、边界层转捩［141149］等方面开展了广泛深入的研究。由于激波/边界层相互作用与来流马赫数、边界层特性、激波角及其产生方式等因素密切相关，对超声速/高超声速飞行器的性能产生比较严重的影响。由此，国外多个研究机构利用涡流发生器对激波诱导边界层分离控制开展了大量的研究工作，分别采用PIV［150，151］、纹影［151，152］、油流［151153］、壁面压力测量［152］、LDA［152］及数值模拟［154157］等技术手段对MVGs构型参数［152，156］及其作用下的流场结构［150152，157，158］和流动分离控制效果［150152，154，156，157，159］进行了研究。
图1.2 不同构型VGs对分离的控制效率［100］
图1.3 3D后向斜面绕流流场油流显示顶视图［101］
Charles等［152］和Thomas等［151］采用不同尺寸单个和阵列式亚边界层涡流发生器对超声速条件下激波与湍流边界层干扰进行流动控制开展实验研究，采用PIV、纹影、油流、壁面压力测量及LDA等手段对流场结构进行显示和测量，实验结果表明，超声速气流绕过不同尺寸的MVG产生相似的流场结构，产生反向旋转的流向涡对并夹带着高动量气流进入边界层，增加了近壁面流场的速度，改善了边界层的性能，促进了高能量气流与低能量气流之间的交换，具有掺混增强的作用；与无MVGs控制相比，激波与边界层干扰在MVGs的作用下，降低了边界层和动量厚度及形状因子，但增加了壁面摩擦系数，不能消除激波诱导的分离区；激波与边界层相互作用的长度变小，作用区域的压力梯度增大。图1.4所示为实验所得纹影和油流显示图。
图1.4 超声速MVG绕流流场纹影和油流显示图［152］
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