高超声速进气道强制转捩装置设计综述

赵慧勇，易淼荣

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

高超声速进气道强制转捩装置设计综述

赵慧勇，易淼荣

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

为了提高飞行试验进气道的起动能力，减小进气道研究的模型尺度影响和天地差异，吸气式高超声速飞行器需要在进气道上安装强制转捩装置。通过对国内外高超声速进气道强制转捩装置的设计方法、选型、风洞试验和飞行试验的回顾和分析，介绍了转捩装置设计的五个主要问题：强制转捩装置的转捩机理、安装位置、选型和几何参数优化、天地相关性。并对未来的主要研究方向提出了建议。

高超声速；进气道；转捩；风洞试验；飞行试验

0 引 言

2004年，美国高超声速飞行器X-43A的两次飞行试验表明［1］：没有强制转捩装置的进气道上表面为层流流动状态。风洞试验和数值计算表明：当进气道为层流状态时，在进气道压缩面的拐角附近和隔离段入口激波反射区产生了比较大的分离区，严重时将导致进气道的不起动，使飞行试验失败。提高进气道起动性能的一种有效方法就是在前体加装强制转捩装置，使流动转变为湍流，减少流动分离，提高流动抗反压的能力，便于进气道的起动和超燃发动机的正常工作。

此外，Berry指出强制转捩装置还有两个优点［2］：（1）实现从缩尺飞行器到全尺寸飞行器试验结果的推广。由于全尺寸飞行器很有可能在前体就发生转捩，而缩尺飞行器由于前体较短难以实现自然转捩，采用强制转捩可以在缩尺和全尺寸飞行器的前体都完成转捩，实现从缩尺模型到全尺寸模型的推广；（2）实现从风洞试验到飞行试验的推广。风洞试验由于来流湍流度和噪声较高，转捩Re数低，可以在进气道实现自然转捩；飞行试验由于来流湍流度和噪声较低，转捩Re数高，难以在进气道实现自然转捩。采用强制转捩可以在风洞试验和飞行试验都完成转捩，实现从风洞试验到飞行试验的推广。

边界层强制转捩装置一般分为被动控制和主动控制两类。被动控制一般采用加装粗糙带、绊线等方式来实现，主动控制一般采用壁面吹吸气、局部等离子体放电等来实现。但总的来说，由于主动转捩控制在技术上比较复杂，需要附加的气源或能量，还有额外的控制机构，因此远比被动转捩控制的研究要少。美国的国家高超声速层流-湍流转捩研究中心在近期也主要研究被动转捩控制技术。在被动控制中，粗糙带又分为分布式的粗糙带和离散式的粗糙带。分布式的粗糙带多采用很小的固体颗粒（如金刚砂等）制成，颗粒之间的尺寸很小难以区分；而离散的粗糙带多采用金属颗粒，颗粒大小一般在几毫米左右，颗粒形状一般为圆柱形、钻石型、三角形、后掠斜坡型等。

美国在进气道强制转捩装置的研究中处于领先地位，先后在X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［3］、HIFiRE等高超飞行器都开展了转捩装置的设计、选型、风洞试验验证和数值计算。欧洲的EXPERT计划也开展了转捩装置的计算和风洞试验。由于以上这些转捩装置都采用涡流控制的方法来促进转捩，因此也称为涡流发生器。飞行试验是检验进气道强制转捩装置设计的最有力手段，X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［4］都开展了飞行试验。X-43A飞行试验表明［1］：沿飞行弹道的主要部分，在进气道上都实现了强制转捩，没有强制转捩的进气道背面保持层流状态。目前为止，还没有见到公开的X-51 A和Hyfly飞行试验强制转捩的研究报告。国内最近几年也有比较大的进展，航天11院、清华大学、天津大学、中国空气动力研究与发展中心（以下简称气动中心）等开展了进气道强制转捩装置的设计、计算和风洞试验。

高超声速进气道强制转捩的设计主要包括五个方面：（1）强制转捩装置的转捩机理；（2）强制转捩装置的安装位置；（3）强制转捩装置的选型和几何参数的优选；（4）强制转捩装置对进气道性能的影响规律；（5）强制转捩装置的天地相关性研究。这五个方面中，第5项是最困难的。以下结合国内外研究进展分别进行阐述。

1 强制转捩装置的转捩机理

Schneider认为［5］：没有一个通用的机理来说明粗糙颗粒在什么条件下可以引起转捩。粗糙颗粒的转捩机理至少有三种解释。（1）粗糙颗粒尾流不稳定性的增加导致转捩。（2）在粗糙颗粒后面的流向涡可通过定常横向流动、Gortler涡不稳定模式或者非定常增长机理而发展，最终导致转捩。（3）粗糙颗粒可能与声波或者其它自由来流的扰动相互作用，产生不稳定的波，或者通过感受性过程产生不稳定波。当前的研究主要集中在这三种机理的第一种。Choudhari［6］对X-43A进气道的涡流发生器的转捩机理研究表明：涡流发生器诱导的转捩一般是几种不稳定模式共同作用下的结果，绝不是一种模式的结果。Berry认为［1］：实现高超声速转捩最有效的方法需要在边界层高度以内形成流向涡。因此，在边界层高度以内，利用展向分布的一组涡流发生器构型作为强制转捩装置，产生一系列反向旋转的涡对，这样可以促进转捩发生。

2 强制转捩装置的安装位置

关于强制转捩装置的安装位置，工程方法要求简单可行。X-43A进气道强制转捩装置［1］的位置在第一个压缩面的中点。它的理由是这里的层流边界层外缘的马赫数Ma小于4，可以激发流动第一模式的不稳定性。同时又有足够的空间可以容纳结构设计。X-43A在20英寸马赫数6风洞试验时满足以上的条件，但是在HYPULSE风洞试验中，转捩装置的安装位置处的Ma为4．2，也得到了与20英寸马赫数6风洞试验几乎相同的结果［2］。参见图1，X-51A的强制转捩装置也安装在第一个压缩面上。Hyfly转捩装置的位置也比较靠前。X-51A和Hyfly的安装位置如何确定，还没有见到文献报道。

图1 X-51A和Hyfly进气道的转捩装置Fig.1 The Forced-transition trip of X-51A and Hyfly inlet

3 强制转捩装置的选型和几何参数的优选

关于强制转捩装置的选型，国外对此开展了大量的研究。转捩装置的构型有很多种，有代表性的主要是钻石型和斜坡型两类（参见图2）。

图2 X-43进气道风洞试验的转捩装置Fig.2 Forced-transition trip for X-43A inlet in wind tunnel test

X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［4］进气道强制转捩装置的选型目标主要是转捩效率和气动热。优选参数主要是转捩装置的几何参数。选型方法主要通过风洞试验。例如：X-43A历经三年时间，在三座高超风洞内，开展了366次风洞试验。虽然风洞试验对多种转捩装置构型进行了研究，但是X-43A、X-51A和Hyfly的飞行试验都是斜坡型转捩装置（参见图3）。主要原因是斜坡型转捩装置既可以在进气道上实现强制转捩，而且转捩装置本身的热流比较低。

图3 转捩带高度对转捩位置影响Fig.3 Effect of trip height on transition position for a hypersonic inlet

强制转捩装置选型的一个重要方面是几何参数对转捩区域的影响规律。美国X-43A项目组和气动中心都针对高度进行了详细的风洞试验研究［2，7］。结论都是随着转捩带高度k的增加，转捩区域逐步前移（参见图3）。清华大学的肖志祥通过转捩预测方法对斜坡型转捩带四个几何参数（参见图4）对转捩区域的影响规律开展了研究［8］，他认为：四个参数对转捩区域的影响顺序从高到底依次为高度、间距、底边长度和角度。

图4 斜坡型转捩带几何参数Fig.4 Geometrical parameters of ramp trip

4 强制转捩装置对进气道性能的影响规律

关于强制转捩装置对进气道性能的影响规律，这部分的研究比较少。2004年，Cockrell［9］在CUBRC的LENS激波风洞上针对X-43A开展了马赫数10的风洞试验，强制转捩装置提高了隔离段入口的皮托压。但是超声速流动中的匹托压是正激波后的总压，与激波前的总压还有差别。激波前的总压是否提高了，报告中没有讲。2008年南航的蔡巧言的计算［10］表明：当二维粗糙单元的高度比较低时，对进气道的性能影响很小；当粗糙单元的高度达到3mm时，总压恢复系数会下降22%。2009年航天十一院的赵俊波［11］的风洞试验表明：在设计状态马赫数6下，没有加装强制转捩装置的进气道不起动；加入强制转捩装置后，进气道实现了起动。强制转捩装置改善了进气道的起动能力。值得注意的是一般进气道在非设计状态或者背压过高时会出现不起动，而该进气道在设计状态出现了不起动。似乎进气道的设计上考虑不是很周全。2012年，气动中心的赵慧勇［7］的数值计算表明：与自然转捩相比，对于已经起动的进气道，强制转捩使进气道的流量捕获率和总压恢复系数分别最多下降3%和5%。2014年，赵慧勇［12］通过风洞试验比较了钻石型和斜坡型转捩装置对马赫数6进气道总压分布的影响。当两种装置的高度相同时，斜坡型转捩装置的进气道总压稍高于钻石型。

5 强制转捩装置的天地相关性研究

强制转捩装置的天地相关性研究指如何根据风洞试验验证后的强制转捩装置构型，来设计飞行试验的强制转捩装置。这方面的研究非常少，主要原因是缺乏飞行试验的数据。天地相关性包括以下三个部分：风洞试验和飞行试验的主要差别、风洞试验与飞行试验强制转捩装置安装位置和几何参数之间的关系、风洞试验和飞行试验在转捩区域和进气道性能上的差别。

5.1 风洞试验和飞行试验的主要差别

风洞试验和飞行试验的差别有很多，主要是来模型尺度、来流扰动（噪声和湍流度）、壁温／总温三类。以下分别进行介绍。

飞行试验采用全尺寸模型，而常规高超声速风洞试验受堵塞比的限制，一般采用缩比模型，两者的模型尺度有差别。限于笔者的了解，目前对于模型尺度对强制转捩区域的影响只有定性的研究结果，还没有见到定量的研究报告。一般认为：缩比模型难以实现自然转捩的，全尺寸模型却可能实现。甚至全尺寸模型都不需要强制转捩了。由于目前的转捩预测方法还需要针对飞行试验的条件开展进一步的验证，因此对于多大尺度的模型可以在飞行试验中实现自然转捩，也没有一个定论。

高空大气湍流度一般为O（0．02%）。高超风洞的湍流度很难测量，限于笔者的了解，只有冯．卡门研究所的H3风洞公布了湍流度为0．6%［13］。通常认为，高空大气的噪声水平为O（0．05%），常规高超风洞的噪声水平为O（1%）［13］。静音风洞的噪声比常规风洞低1～2个量级。近年来，美国普渡大学建立了马赫数6的静音风洞［3］，喷管直径为242mm，该风洞有噪声模式和静音模式两种运行方式。噪声模式的来流噪声为2～3%，静音模式的来流噪声为0．05%。该风洞开展了大量来流噪声对转捩区域影响规律的研究。国内的北京大学也建立了静音风洞。喷管直径分别为120mm和300mm。风洞来流噪声小于0．2%。国内外静音风洞的喷管尺寸都不大，对于机理研究是足够了，对于工程研究只能采用缩比模型开展，存在尺度影响的问题。

很多报告指出来流噪声对进气道的自然转捩有明显的影响［3，15］，但是对于强制转捩却有不同的看法。有的认为来流噪声对强制转捩影响很明显。例如：Borg［3］对X-51A进气道模型的试验表明：静音风洞下涡流发生器的转捩Re数是噪声风洞的1．7倍（长度从涡流发生器算起）。Casper对HIFiRE1模型的试验表明［15］：随着涡流发生器高度的增加，静音风洞和噪声风洞之间的差别逐渐减小（参见图5）。对于有效高度的涡流发生器（有效高度指转捩区域在涡流发生器后立即出现对应的高度），静音风洞下涡流发生器的转捩Re数是噪声风洞的1．3倍（长度从涡流发生器算起）。不过高度需要增加到多少时，静音风洞和噪声风洞的差别才没有，目前还没有定论。

但是也有人认为噪声对强制转捩影响不大。Berry［2］对X-43A进气道的试验表明，风洞来流噪声对涡流发生器诱导的强制转捩几乎没有影响。X-43A虽然没有开展过静音风洞的试验，但是也在两次飞行试验中成功地实现了强制转捩。Wadhams［16］在LENS激波风洞上对X-51A进气道的试验表明：激波风洞的转捩区域与Purdue大学静音风洞的结果［3］比较一致。因此来流扰动对激波风洞的试验结果影响很小。

图5 转捩带高度对HIFiRE前体转捩区域的影响Fig.5 Effect of trip height on transition region of HIFiRE forbody

飞行试验中进气道的壁面温度在时间上和空间上都是非均匀的，而且带有历史效应。风洞试验进气道的壁面温度一开始是均匀的，随着风洞试验的进行，壁温变为非均匀。风洞试验的壁温没有飞行试验高。例如：X-43A飞行试验［1］最高壁温达到1100K，而20英寸M6风洞里的进气道壁温比300K高不了多少［2］。随着壁温／总温比的增加，边界层厚度δ变厚，转捩装置高度k相对于当地层流边界层厚度δ降低，转捩区域将后移。但是后移多少，还需要进一步的研究。

5.2 风洞试验与飞行试验强制转捩装置安装位置和几何参数之间的关系

X-43A进气道的做法是［1］：飞行试验的k／δ大于风洞试验的有效k／δ，这样可以确保在强制转捩装置后就实现转捩。具体方法为：①风洞试验缩比模型进气道转捩装置的安装位置在第一个斜面的中间，飞行试验也在相同比例的位置；②根据三座高超声速风洞转捩试验的结果，在保持风洞试验与飞行试验Re数相近的前提下，马赫数6时有效k／δ为74%，马赫数7.3时有效效k／δ为80%，马赫数10时有效k／δ大于100%。此时转捩区域在转捩带所在的第一个斜面上很快出现；③采用GASP计算软件计算了X-43A在马赫数7飞行试验沿飞行弹道的边界层厚度变化，大约在4.4～5.21mm之间。选择飞行试验转捩装置的高度k为3.175mm，对应的k／δ为60～70%，接近了风洞试验有效k／δ。马赫数10时，飞行试验转捩装置的高度k为6.6mm，飞行试验的k／δ大于100%；④转捩装置的其它几何参数如何选取，在公开的报告中没有给出，估计是按照高度k的比例来变化。

5.3 风洞试验和飞行试验转捩区域的差别

风洞试验转捩装置设计的一个目标是使转捩区域出现在第一个斜面上（距离进气道前缘约52%进气道长度内）［7］，风洞试验结果也实现了这个目标。在X-43A公开的报告中［1］，没有给出飞行试验进气道沿流向的转捩区域，只是说隔离段之前的温度测点T209（距离进气道前缘约91．4%的进气道全长）在马赫数7和10飞行的绝大部分弹道都保持为湍流。，因此不好直接比较风洞试验和飞行试验在转捩区域的差别。但也可以看出，X-43A转捩装置在设计时就为天地转捩区域差异留出了约40%进气道长度的余量。

6 总结

通过对国内外进气道强制转捩研究成果的回顾和总结，可以得到以下结论：（1）考虑到转捩效率和气动热防护的影响，当前飞行试验的强制转捩装置主要为展向分布的一组斜坡型构型；（2）X-43A采用的天地相关性方法可以保证在隔离段之前实现转捩，在工程上是可以接受的。

未来的强制转捩装置的研究主要围绕着转捩装置设计的天地相关性来开展，具体包括：（1）随着涡流发生器的高度的增加，静音风洞和噪声风洞的转捩区域差别在缩小。但是高度究竟需要增加到多少时，两类风洞转捩区域的差别才基本消失，目前还没有定论；（2）在马赫数相同、Re数和攻角相近的条件下，风洞试验和飞行试验的转捩区域相差有多大，这种差别对于进气道性能又会有多大的影响；（3）从缩比模型到全尺寸模型，强制转捩装置的安装位置和几何参数如何变化，才能保证也能在进气道上实现强制转捩。

飞行试验是验证转捩装置设计的最终途径，希望通过飞行试验来解决以上天地相关性问题，同时可以提供一批宝贵的飞行试验转捩数据，来验证转捩预测方法的可靠性。当然一次飞行试验解决不了所有的问题，需要开展几次飞行试验才能建立完整的研究方法。

参考文献：

［1］BERRY S，DARYABEIGI K，WURSTER K，et al．Boundary layer transition on X-43A［R］．AIAA 2008-3736，2008．3

［2］BERRY S A，AUSLENDER A H，DILLEY A D，et al．Hypersonic boundary-layer trip development for Hyper-X［J］．Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（6）：853-864，．

［3］BORG M P，SCHNEIDER S P，JULIANO T J．Effect of freestream noise on roughness-induced transition for the X-51A forebody［R］．AIAA 2008-0592，2008．

［4］HOLDEN M S，WADHAMS T P，CANDLER G V．Experimental studies and numerical predictions for hypervelocity vehicle design and code validation［R］．AIAA 2003-6905，2003．

［5］SCHNEIDER S P．Effects of roughness on hypersonic boundary-layer transition［R］．AIAA 2007-305，2007．

［6］CHOUDHARI M，LI F，EDWARDS J．Stability analysis of roughness array wake in a high-speed boundary layer［R］．AIAA 2009-170，2009．

［7］ZHAO H Y，ZHOU Y，NI H L，et al．Test of forced boundary-layer transition on hypersonic inlet［J］．Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2012，26（1）：1-6．

赵慧勇，周瑜，倪鸿礼，等．高超声速进气道边界层强制转捩试验［J］．实验流体力学，2012，26（1）：1-6．

［8］XIAO Z X，ZHANG M H，XIAO L H，et al．Studies of roughnessinduced transition using three-equationk-ω-γtransition／turbulence model［R］．AIAA 2013-3111，2013．

［9］COCKRELL C E Jr，AUSLENDER A H，WHITE J A，et al．Aeroheating predictions for the X-43 cowl-closed configuration at Mach 7 and 10［R］．AIAA 2002-0218，2002．

［10］CAI Q Y，TAN H J．Effects of the forebody boundary-layer state on flow structure and performance of hypersonic inlets［J］．Journal of Aerospace Power，2008，23（4）：699-705．（in Chinese）

蔡巧言，谭慧俊．前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响［J］．航空动力学报，2008，23（4）：699-705．

［11］ZHAO J B，SHEN Q，ZHANG H J，et al．Boundary transition research of scramjet inlet based on the Tollimien-Schiliting（TS）wave syntony［J］．Journal of Aerospace Power，2010，25（11）：2420-2424．（in Chinese）

赵俊波，沈清，张红军，等．基于T-S波谐频共振的超燃进气道边界层转捩［J］．航空动力学报，2010，25（11）：2420-2424．

［12］ZHAO H Y，YI M R，NI H L，et al．Test of forced transition boundary-layer transition on hypersonic inlet［C］．The 17th international conference on the methods of aerophysical research，Novosibirsk，Russia，2014．

［13］RUFER S J，BERRIDGE D C．Pressure fluctuation measurements in the NASA Langley 20-inch Mach 6 wind tunnel［R］．AIAA 2012-3262，2012．

［14］MASUTTI D，SPINOSA E，CHAZOT O，et al．Disturbance level characterization of a hypersonic blowdown facility［J］．AIAA Journal，2012，50（12）：2720-2730．

［15］CASPER K M，WHEATON B M，JOHNSON H B，et al．Effect of freestream noise on roughness-induced transition at Mach 6［R］．AIAA 2008-4291，2008．

［16］WADHAMS T P，MACLEAN M G，HOLDEN M S，et al．A review of transition studies on full-scale flight vehicles at duplicated flight conditions in the LENS tunnels and comparisons with prediction methods and flight measurement［R］．AIAA 2010-1246，2010．

Review of design for forced-transition trip of hypersonic inlet

ZHAO Huiyong，YI Miaorong
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China）

In order to improve the starting ability of inlet in flight test，reduce the effect of model size and the difference between flight and ground testing，it is necessary to install the forced-transition trip on inlet of air-breathing hypersonic flight vehicles．Through the review and analysis about the design，screening，wind tunnel test and flight test of forced-transition trips at home and abroad，the five main problems are introduced．The five problems are the mechanism of transiton caused by forced-transition trip，install position and geometrical parameters of the trip，influence of the trip on the inlet performance，and the correlation analysis of aerodynamic data between flight and ground prediction for the forced-transition trip．The recommendations are given for the future research directions．

hypersonic；inlet；transition；wind tunnel test；flight test

V211.3

Adoi:10.7638／kqdlxxb-2014.0095

0258-1825（2014）05-0623-05

2014-09-01；

2014-09-23

赵慧勇（1972-），男，云南昆明人，副研究员，研究方向：计算流体力学和高超声速转捩．E-mail：gmreszhao＠sohu．com

赵慧勇，易淼荣．高超声速进气道强制转捩装置设计综述［J］．空气动力学学报，2014，32（5）：623-627．

10．7638／kqdlxxb-2014．0095． ZHAO H Y，YI M R．Review of design for forced-transition trip of hypersonic inlet［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（5）：623-627．