趙慧勇，易淼榮

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

高超聲速進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)綜述

趙慧勇，易淼榮

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

為了提高飛行試驗(yàn)進(jìn)氣道的起動(dòng)能力，減小進(jìn)氣道研究的模型尺度影響和天地差異，吸氣式高超聲速飛行器需要在進(jìn)氣道上安裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置。通過(guò)對(duì)國(guó)內(nèi)外高超聲速進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)方法、選型、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的回顧和分析，介紹了轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)的五個(gè)主要問(wèn)題：強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的轉(zhuǎn)捩機(jī)理、安裝位置、選型和幾何參數(shù)優(yōu)化、天地相關(guān)性。并對(duì)未來(lái)的主要研究方向提出了建議。

高超聲速；進(jìn)氣道；轉(zhuǎn)捩；風(fēng)洞試驗(yàn)；飛行試驗(yàn)

0 引 言

2004年，美國(guó)高超聲速飛行器X-43A的兩次飛行試驗(yàn)表明［1］：沒(méi)有強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道上表面為層流流動(dòng)狀態(tài)。風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算表明：當(dāng)進(jìn)氣道為層流狀態(tài)時(shí)，在進(jìn)氣道壓縮面的拐角附近和隔離段入口激波反射區(qū)產(chǎn)生了比較大的分離區(qū)，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致進(jìn)氣道的不起動(dòng)，使飛行試驗(yàn)失敗。提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能的一種有效方法就是在前體加裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，使流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳎瑴p少流動(dòng)分離，提高流動(dòng)抗反壓的能力，便于進(jìn)氣道的起動(dòng)和超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

此外，Berry指出強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置還有兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)［2］：（1）實(shí)現(xiàn)從縮尺飛行器到全尺寸飛行器試驗(yàn)結(jié)果的推廣。由于全尺寸飛行器很有可能在前體就發(fā)生轉(zhuǎn)捩，而縮尺飛行器由于前體較短難以實(shí)現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩，采用強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩可以在縮尺和全尺寸飛行器的前體都完成轉(zhuǎn)捩，實(shí)現(xiàn)從縮尺模型到全尺寸模型的推廣；（2）實(shí)現(xiàn)從風(fēng)洞試驗(yàn)到飛行試驗(yàn)的推廣。風(fēng)洞試驗(yàn)由于來(lái)流湍流度和噪聲較高，轉(zhuǎn)捩Re數(shù)低，可以在進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩；飛行試驗(yàn)由于來(lái)流湍流度和噪聲較低，轉(zhuǎn)捩Re數(shù)高，難以在進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩。采用強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩可以在風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)都完成轉(zhuǎn)捩，實(shí)現(xiàn)從風(fēng)洞試驗(yàn)到飛行試驗(yàn)的推廣。

邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置一般分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制兩類。被動(dòng)控制一般采用加裝粗糙帶、絆線等方式來(lái)實(shí)現(xiàn)，主動(dòng)控制一般采用壁面吹吸氣、局部等離子體放電等來(lái)實(shí)現(xiàn)。但總的來(lái)說(shuō)，由于主動(dòng)轉(zhuǎn)捩控制在技術(shù)上比較復(fù)雜，需要附加的氣源或能量，還有額外的控制機(jī)構(gòu)，因此遠(yuǎn)比被動(dòng)轉(zhuǎn)捩控制的研究要少。美國(guó)的國(guó)家高超聲速層流-湍流轉(zhuǎn)捩研究中心在近期也主要研究被動(dòng)轉(zhuǎn)捩控制技術(shù)。在被動(dòng)控制中，粗糙帶又分為分布式的粗糙帶和離散式的粗糙帶。分布式的粗糙帶多采用很小的固體顆粒（如金剛砂等）制成，顆粒之間的尺寸很小難以區(qū)分；而離散的粗糙帶多采用金屬顆粒，顆粒大小一般在幾毫米左右，顆粒形狀一般為圓柱形、鉆石型、三角形、后掠斜坡型等。

美國(guó)在進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的研究中處于領(lǐng)先地位，先后在X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［3］、HIFiRE等高超飛行器都開(kāi)展了轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)、選型、風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證和數(shù)值計(jì)算。歐洲的EXPERT計(jì)劃也開(kāi)展了轉(zhuǎn)捩裝置的計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)。由于以上這些轉(zhuǎn)捩裝置都采用渦流控制的方法來(lái)促進(jìn)轉(zhuǎn)捩，因此也稱為渦流發(fā)生器。飛行試驗(yàn)是檢驗(yàn)進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)的最有力手段，X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［4］都開(kāi)展了飛行試驗(yàn)。X-43A飛行試驗(yàn)表明［1］：沿飛行彈道的主要部分，在進(jìn)氣道上都實(shí)現(xiàn)了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，沒(méi)有強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的進(jìn)氣道背面保持層流狀態(tài)。目前為止，還沒(méi)有見(jiàn)到公開(kāi)的X-51 A和Hyfly飛行試驗(yàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的研究報(bào)告。國(guó)內(nèi)最近幾年也有比較大的進(jìn)展，航天11院、清華大學(xué)、天津大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（以下簡(jiǎn)稱氣動(dòng)中心）等開(kāi)展了進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的設(shè)計(jì)、計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)。

高超聲速進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的設(shè)計(jì)主要包括五個(gè)方面：（1）強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的轉(zhuǎn)捩機(jī)理；（2）強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置；（3）強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的選型和幾何參數(shù)的優(yōu)選；（4）強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律；（5）強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性研究。這五個(gè)方面中，第5項(xiàng)是最困難的。以下結(jié)合國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展分別進(jìn)行闡述。

1 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的轉(zhuǎn)捩機(jī)理

Schneider認(rèn)為［5］：沒(méi)有一個(gè)通用的機(jī)理來(lái)說(shuō)明粗糙顆粒在什么條件下可以引起轉(zhuǎn)捩。粗糙顆粒的轉(zhuǎn)捩機(jī)理至少有三種解釋。（1）粗糙顆粒尾流不穩(wěn)定性的增加導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩。（2）在粗糙顆粒后面的流向渦可通過(guò)定常橫向流動(dòng)、Gortler渦不穩(wěn)定模式或者非定常增長(zhǎng)機(jī)理而發(fā)展，最終導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩。（3）粗糙顆?？赡芘c聲波或者其它自由來(lái)流的擾動(dòng)相互作用，產(chǎn)生不穩(wěn)定的波，或者通過(guò)感受性過(guò)程產(chǎn)生不穩(wěn)定波。當(dāng)前的研究主要集中在這三種機(jī)理的第一種。Choudhari［6］對(duì)X-43A進(jìn)氣道的渦流發(fā)生器的轉(zhuǎn)捩機(jī)理研究表明：渦流發(fā)生器誘導(dǎo)的轉(zhuǎn)捩一般是幾種不穩(wěn)定模式共同作用下的結(jié)果，絕不是一種模式的結(jié)果。Berry認(rèn)為［1］：實(shí)現(xiàn)高超聲速轉(zhuǎn)捩最有效的方法需要在邊界層高度以內(nèi)形成流向渦。因此，在邊界層高度以內(nèi)，利用展向分布的一組渦流發(fā)生器構(gòu)型作為強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置，產(chǎn)生一系列反向旋轉(zhuǎn)的渦對(duì)，這樣可以促進(jìn)轉(zhuǎn)捩發(fā)生。

2 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置

關(guān)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置，工程方法要求簡(jiǎn)單可行。X-43A進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置［1］的位置在第一個(gè)壓縮面的中點(diǎn)。它的理由是這里的層流邊界層外緣的馬赫數(shù)Ma小于4，可以激發(fā)流動(dòng)第一模式的不穩(wěn)定性。同時(shí)又有足夠的空間可以容納結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。X-43A在20英寸馬赫數(shù)6風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)滿足以上的條件，但是在HYPULSE風(fēng)洞試驗(yàn)中，轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置處的Ma為4．2，也得到了與20英寸馬赫數(shù)6風(fēng)洞試驗(yàn)幾乎相同的結(jié)果［2］。參見(jiàn)圖1，X-51A的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置也安裝在第一個(gè)壓縮面上。Hyfly轉(zhuǎn)捩裝置的位置也比較靠前。X-51A和Hyfly的安裝位置如何確定，還沒(méi)有見(jiàn)到文獻(xiàn)報(bào)道。

圖1 X-51A和Hyfly進(jìn)氣道的轉(zhuǎn)捩裝置Fig.1 The Forced-transition trip of X-51A and Hyfly inlet

3 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的選型和幾何參數(shù)的優(yōu)選

關(guān)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的選型，國(guó)外對(duì)此開(kāi)展了大量的研究。轉(zhuǎn)捩裝置的構(gòu)型有很多種，有代表性的主要是鉆石型和斜坡型兩類（參見(jiàn)圖2）。

圖2 X-43進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)的轉(zhuǎn)捩裝置Fig.2 Forced-transition trip for X-43A inlet in wind tunnel test

X-43A［1］、X-51A［3］和Hyfly［4］進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的選型目標(biāo)主要是轉(zhuǎn)捩效率和氣動(dòng)熱。優(yōu)選參數(shù)主要是轉(zhuǎn)捩裝置的幾何參數(shù)。選型方法主要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)。例如：X-43A歷經(jīng)三年時(shí)間，在三座高超風(fēng)洞內(nèi)，開(kāi)展了366次風(fēng)洞試驗(yàn)。雖然風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)多種轉(zhuǎn)捩裝置構(gòu)型進(jìn)行了研究，但是X-43A、X-51A和Hyfly的飛行試驗(yàn)都是斜坡型轉(zhuǎn)捩裝置（參見(jiàn)圖3）。主要原因是斜坡型轉(zhuǎn)捩裝置既可以在進(jìn)氣道上實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，而且轉(zhuǎn)捩裝置本身的熱流比較低。

圖3 轉(zhuǎn)捩帶高度對(duì)轉(zhuǎn)捩位置影響Fig.3 Effect of trip height on transition position for a hypersonic inlet

強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置選型的一個(gè)重要方面是幾何參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律。美國(guó)X-43A項(xiàng)目組和氣動(dòng)中心都針對(duì)高度進(jìn)行了詳細(xì)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究［2，7］。結(jié)論都是隨著轉(zhuǎn)捩帶高度k的增加，轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐步前移（參見(jiàn)圖3）。清華大學(xué)的肖志祥通過(guò)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法對(duì)斜坡型轉(zhuǎn)捩帶四個(gè)幾何參數(shù)（參見(jiàn)圖4）對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律開(kāi)展了研究［8］，他認(rèn)為：四個(gè)參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響順序從高到底依次為高度、間距、底邊長(zhǎng)度和角度。

圖4 斜坡型轉(zhuǎn)捩帶幾何參數(shù)Fig.4 Geometrical parameters of ramp trip

4 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律

關(guān)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律，這部分的研究比較少。2004年，Cockrell［9］在CUBRC的LENS激波風(fēng)洞上針對(duì)X-43A開(kāi)展了馬赫數(shù)10的風(fēng)洞試驗(yàn)，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置提高了隔離段入口的皮托壓。但是超聲速流動(dòng)中的匹托壓是正激波后的總壓，與激波前的總壓還有差別。激波前的總壓是否提高了，報(bào)告中沒(méi)有講。2008年南航的蔡巧言的計(jì)算［10］表明：當(dāng)二維粗糙單元的高度比較低時(shí)，對(duì)進(jìn)氣道的性能影響很??；當(dāng)粗糙單元的高度達(dá)到3mm時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)會(huì)下降22%。2009年航天十一院的趙俊波［11］的風(fēng)洞試驗(yàn)表明：在設(shè)計(jì)狀態(tài)馬赫數(shù)6下，沒(méi)有加裝強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道不起動(dòng)；加入強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置后，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)了起動(dòng)。強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置改善了進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。值得注意的是一般進(jìn)氣道在非設(shè)計(jì)狀態(tài)或者背壓過(guò)高時(shí)會(huì)出現(xiàn)不起動(dòng)，而該進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)狀態(tài)出現(xiàn)了不起動(dòng)。似乎進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)上考慮不是很周全。2012年，氣動(dòng)中心的趙慧勇［7］的數(shù)值計(jì)算表明：與自然轉(zhuǎn)捩相比，對(duì)于已經(jīng)起動(dòng)的進(jìn)氣道，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩使進(jìn)氣道的流量捕獲率和總壓恢復(fù)系數(shù)分別最多下降3%和5%。2014年，趙慧勇［12］通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)比較了鉆石型和斜坡型轉(zhuǎn)捩裝置對(duì)馬赫數(shù)6進(jìn)氣道總壓分布的影響。當(dāng)兩種裝置的高度相同時(shí)，斜坡型轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道總壓稍高于鉆石型。

5 強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性研究

強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的天地相關(guān)性研究指如何根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證后的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置構(gòu)型，來(lái)設(shè)計(jì)飛行試驗(yàn)的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置。這方面的研究非常少，主要原因是缺乏飛行試驗(yàn)的數(shù)據(jù)。天地相關(guān)性包括以下三個(gè)部分：風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的主要差別、風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置安裝位置和幾何參數(shù)之間的關(guān)系、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)在轉(zhuǎn)捩區(qū)域和進(jìn)氣道性能上的差別。

5.1 風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的主要差別

風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的差別有很多，主要是來(lái)模型尺度、來(lái)流擾動(dòng)（噪聲和湍流度）、壁溫／總溫三類。以下分別進(jìn)行介紹。

飛行試驗(yàn)采用全尺寸模型，而常規(guī)高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)受堵塞比的限制，一般采用縮比模型，兩者的模型尺度有差別。限于筆者的了解，目前對(duì)于模型尺度對(duì)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響只有定性的研究結(jié)果，還沒(méi)有見(jiàn)到定量的研究報(bào)告。一般認(rèn)為：縮比模型難以實(shí)現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩的，全尺寸模型卻可能實(shí)現(xiàn)。甚至全尺寸模型都不需要強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩了。由于目前的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法還需要針對(duì)飛行試驗(yàn)的條件開(kāi)展進(jìn)一步的驗(yàn)證，因此對(duì)于多大尺度的模型可以在飛行試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)自然轉(zhuǎn)捩，也沒(méi)有一個(gè)定論。

高空大氣湍流度一般為O（0．02%）。高超風(fēng)洞的湍流度很難測(cè)量，限于筆者的了解，只有馮．卡門研究所的H3風(fēng)洞公布了湍流度為0．6%［13］。通常認(rèn)為，高空大氣的噪聲水平為O（0．05%），常規(guī)高超風(fēng)洞的噪聲水平為O（1%）［13］。靜音風(fēng)洞的噪聲比常規(guī)風(fēng)洞低1～2個(gè)量級(jí)。近年來(lái)，美國(guó)普渡大學(xué)建立了馬赫數(shù)6的靜音風(fēng)洞［3］，噴管直徑為242mm，該風(fēng)洞有噪聲模式和靜音模式兩種運(yùn)行方式。噪聲模式的來(lái)流噪聲為2～3%，靜音模式的來(lái)流噪聲為0．05%。該風(fēng)洞開(kāi)展了大量來(lái)流噪聲對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域影響規(guī)律的研究。國(guó)內(nèi)的北京大學(xué)也建立了靜音風(fēng)洞。噴管直徑分別為120mm和300mm。風(fēng)洞來(lái)流噪聲小于0．2%。國(guó)內(nèi)外靜音風(fēng)洞的噴管尺寸都不大，對(duì)于機(jī)理研究是足夠了，對(duì)于工程研究只能采用縮比模型開(kāi)展，存在尺度影響的問(wèn)題。

很多報(bào)告指出來(lái)流噪聲對(duì)進(jìn)氣道的自然轉(zhuǎn)捩有明顯的影響［3，15］，但是對(duì)于強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩卻有不同的看法。有的認(rèn)為來(lái)流噪聲對(duì)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩影響很明顯。例如：Borg［3］對(duì)X-51A進(jìn)氣道模型的試驗(yàn)表明：靜音風(fēng)洞下渦流發(fā)生器的轉(zhuǎn)捩Re數(shù)是噪聲風(fēng)洞的1．7倍（長(zhǎng)度從渦流發(fā)生器算起）。Casper對(duì)HIFiRE1模型的試驗(yàn)表明［15］：隨著渦流發(fā)生器高度的增加，靜音風(fēng)洞和噪聲風(fēng)洞之間的差別逐漸減?。▍⒁?jiàn)圖5）。對(duì)于有效高度的渦流發(fā)生器（有效高度指轉(zhuǎn)捩區(qū)域在渦流發(fā)生器后立即出現(xiàn)對(duì)應(yīng)的高度），靜音風(fēng)洞下渦流發(fā)生器的轉(zhuǎn)捩Re數(shù)是噪聲風(fēng)洞的1．3倍（長(zhǎng)度從渦流發(fā)生器算起）。不過(guò)高度需要增加到多少時(shí)，靜音風(fēng)洞和噪聲風(fēng)洞的差別才沒(méi)有，目前還沒(méi)有定論。

但是也有人認(rèn)為噪聲對(duì)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩影響不大。Berry［2］對(duì)X-43A進(jìn)氣道的試驗(yàn)表明，風(fēng)洞來(lái)流噪聲對(duì)渦流發(fā)生器誘導(dǎo)的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩幾乎沒(méi)有影響。X-43A雖然沒(méi)有開(kāi)展過(guò)靜音風(fēng)洞的試驗(yàn)，但是也在兩次飛行試驗(yàn)中成功地實(shí)現(xiàn)了強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩。Wadhams［16］在LENS激波風(fēng)洞上對(duì)X-51A進(jìn)氣道的試驗(yàn)表明：激波風(fēng)洞的轉(zhuǎn)捩區(qū)域與Purdue大學(xué)靜音風(fēng)洞的結(jié)果［3］比較一致。因此來(lái)流擾動(dòng)對(duì)激波風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果影響很小。

圖5 轉(zhuǎn)捩帶高度對(duì)HIFiRE前體轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響Fig.5 Effect of trip height on transition region of HIFiRE forbody

飛行試驗(yàn)中進(jìn)氣道的壁面溫度在時(shí)間上和空間上都是非均勻的，而且?guī)в袣v史效應(yīng)。風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道的壁面溫度一開(kāi)始是均勻的，隨著風(fēng)洞試驗(yàn)的進(jìn)行，壁溫變?yōu)榉蔷鶆颉ｏL(fēng)洞試驗(yàn)的壁溫沒(méi)有飛行試驗(yàn)高。例如：X-43A飛行試驗(yàn)［1］最高壁溫達(dá)到1100K，而20英寸M6風(fēng)洞里的進(jìn)氣道壁溫比300K高不了多少［2］。隨著壁溫／總溫比的增加，邊界層厚度δ變厚，轉(zhuǎn)捩裝置高度k相對(duì)于當(dāng)?shù)貙恿鬟吔鐚雍穸圈慕档?，轉(zhuǎn)捩區(qū)域?qū)⒑笠?。但是后移多少，還需要進(jìn)一步的研究。

5.2 風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置安裝位置和幾何參數(shù)之間的關(guān)系

X-43A進(jìn)氣道的做法是［1］：飛行試驗(yàn)的k／δ大于風(fēng)洞試驗(yàn)的有效k／δ，這樣可以確保在強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置后就實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。具體方法為：①風(fēng)洞試驗(yàn)縮比模型進(jìn)氣道轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置在第一個(gè)斜面的中間，飛行試驗(yàn)也在相同比例的位置；②根據(jù)三座高超聲速風(fēng)洞轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)的結(jié)果，在保持風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)Re數(shù)相近的前提下，馬赫數(shù)6時(shí)有效k／δ為74%，馬赫數(shù)7.3時(shí)有效效k／δ為80%，馬赫數(shù)10時(shí)有效k／δ大于100%。此時(shí)轉(zhuǎn)捩區(qū)域在轉(zhuǎn)捩帶所在的第一個(gè)斜面上很快出現(xiàn)；③采用GASP計(jì)算軟件計(jì)算了X-43A在馬赫數(shù)7飛行試驗(yàn)沿飛行彈道的邊界層厚度變化，大約在4.4～5.21mm之間。選擇飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩裝置的高度k為3.175mm，對(duì)應(yīng)的k／δ為60～70%，接近了風(fēng)洞試驗(yàn)有效k／δ。馬赫數(shù)10時(shí)，飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩裝置的高度k為6.6mm，飛行試驗(yàn)的k／δ大于100%；④轉(zhuǎn)捩裝置的其它幾何參數(shù)如何選取，在公開(kāi)的報(bào)告中沒(méi)有給出，估計(jì)是按照高度k的比例來(lái)變化。

5.3 風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的差別

風(fēng)洞試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)的一個(gè)目標(biāo)是使轉(zhuǎn)捩區(qū)域出現(xiàn)在第一個(gè)斜面上（距離進(jìn)氣道前緣約52%進(jìn)氣道長(zhǎng)度內(nèi)）［7］，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果也實(shí)現(xiàn)了這個(gè)目標(biāo)。在X-43A公開(kāi)的報(bào)告中［1］，沒(méi)有給出飛行試驗(yàn)進(jìn)氣道沿流向的轉(zhuǎn)捩區(qū)域，只是說(shuō)隔離段之前的溫度測(cè)點(diǎn)T209（距離進(jìn)氣道前緣約91．4%的進(jìn)氣道全長(zhǎng)）在馬赫數(shù)7和10飛行的絕大部分彈道都保持為湍流。，因此不好直接比較風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)在轉(zhuǎn)捩區(qū)域的差別。但也可以看出，X-43A轉(zhuǎn)捩裝置在設(shè)計(jì)時(shí)就為天地轉(zhuǎn)捩區(qū)域差異留出了約40%進(jìn)氣道長(zhǎng)度的余量。

6 總結(jié)

通過(guò)對(duì)國(guó)內(nèi)外進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩研究成果的回顧和總結(jié)，可以得到以下結(jié)論：（1）考慮到轉(zhuǎn)捩效率和氣動(dòng)熱防護(hù)的影響，當(dāng)前飛行試驗(yàn)的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置主要為展向分布的一組斜坡型構(gòu)型；（2）X-43A采用的天地相關(guān)性方法可以保證在隔離段之前實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，在工程上是可以接受的。

未來(lái)的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的研究主要圍繞著轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)的天地相關(guān)性來(lái)開(kāi)展，具體包括：（1）隨著渦流發(fā)生器的高度的增加，靜音風(fēng)洞和噪聲風(fēng)洞的轉(zhuǎn)捩區(qū)域差別在縮小。但是高度究竟需要增加到多少時(shí)，兩類風(fēng)洞轉(zhuǎn)捩區(qū)域的差別才基本消失，目前還沒(méi)有定論；（2）在馬赫數(shù)相同、Re數(shù)和攻角相近的條件下，風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的轉(zhuǎn)捩區(qū)域相差有多大，這種差別對(duì)于進(jìn)氣道性能又會(huì)有多大的影響；（3）從縮比模型到全尺寸模型，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置的安裝位置和幾何參數(shù)如何變化，才能保證也能在進(jìn)氣道上實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩。

飛行試驗(yàn)是驗(yàn)證轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)的最終途徑，希望通過(guò)飛行試驗(yàn)來(lái)解決以上天地相關(guān)性問(wèn)題，同時(shí)可以提供一批寶貴的飛行試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩數(shù)據(jù)，來(lái)驗(yàn)證轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法的可靠性。當(dāng)然一次飛行試驗(yàn)解決不了所有的問(wèn)題，需要開(kāi)展幾次飛行試驗(yàn)才能建立完整的研究方法。

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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

趙慧勇（1972-），男，云南昆明人，副研究員，研究方向：計(jì)算流體力學(xué)和高超聲速轉(zhuǎn)捩．E-mail：gmreszhao＠sohu．com

趙慧勇，易淼榮．高超聲速進(jìn)氣道強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置設(shè)計(jì)綜述［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，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．