陳久芬, 凌 崗,*, 張慶虎, 解福田, 許曉斌, 張毅鋒

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

隨著高超聲速飛行器的發(fā)展，因邊界層轉(zhuǎn)捩造成流動狀態(tài)改變而引起的摩阻和熱流增加問題非常突出。精確預(yù)測邊界層流動狀態(tài)改變引起的氣動力/熱特性變化，提高飛行器的操控特性和熱防護(hù)性能愈發(fā)重要。邊界層轉(zhuǎn)捩對流動馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、姿態(tài)角、自由流擾動、壁面粗糙度、壁面溫度、幾何形狀等十分敏感，轉(zhuǎn)捩機制十分復(fù)雜。飛行器的外形、彈道和姿態(tài)不同，出現(xiàn)的邊界層轉(zhuǎn)捩問題也不盡相同。由于邊界層轉(zhuǎn)捩機制和影響因素的復(fù)雜性，經(jīng)過半個多世紀(jì)的研究，高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的預(yù)測和控制問題至今仍然沒有被很好地解決，邊界層轉(zhuǎn)捩仍然是制約高超聲速技術(shù)突破的基礎(chǔ)科學(xué)問題之一，是當(dāng)前國際學(xué)術(shù)研究的熱點與難點[1-2]。

風(fēng)洞實驗是研究高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的重要手段之一，與飛行試驗相比，具有成本低、可重復(fù)、邊界層流動信息測量精細(xì)的優(yōu)勢，可以細(xì)致地研究流動參數(shù)、幾何參數(shù)對邊界層轉(zhuǎn)捩過程和轉(zhuǎn)捩位置的影響，是驗證穩(wěn)定性理論、分析轉(zhuǎn)捩機制、構(gòu)造轉(zhuǎn)捩模型和經(jīng)驗公式的主要數(shù)據(jù)來源，文獻(xiàn)[3-4]指出高超聲速風(fēng)洞實驗在可以預(yù)見的將來仍是研究高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩不可或缺的方法。

圓錐幾何外形簡單，易于加工安裝，能反映大多數(shù)邊界層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，是高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究的典型外形。從20世紀(jì)60年代開始，圓錐就成為高速邊界層轉(zhuǎn)捩研究的主要外形，國外開展了大量實驗研究，例如Muir、Stetson、Grossir、Juliano、Horvath等分別對半錐角5°、7°和8°圓錐開展了轉(zhuǎn)捩測量實驗[5-11]，獲得豐富的轉(zhuǎn)捩位置規(guī)律和邊界層不穩(wěn)定性特性。Grossir等[7]運用熱電偶測熱數(shù)據(jù)研究了頭部鈍度對半錐角7°錐模型轉(zhuǎn)捩位置的影響，結(jié)果表明增加頭部鈍度對邊界層有很強的穩(wěn)定效應(yīng)。Juliano等[8-10]在H2K風(fēng)洞中開展了馬赫數(shù)7、半錐角7°模型邊界層轉(zhuǎn)捩實驗，測量手段包括紅外熱圖和高頻壓力傳感器，研究了不同雷諾數(shù)和不同頭部鈍度對邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律。Horvath等[11]在NASA蘭利研究中心的20 inch馬赫數(shù)6下吹式高超聲速風(fēng)洞中，以熱電偶測量壁面熱流研究了半錐角5°圓錐的迎角、雷諾數(shù)、壁面溫度和鈍度等對轉(zhuǎn)捩位置的影響，獲得了圓錐子午線轉(zhuǎn)捩位置變化規(guī)律。

國內(nèi)在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩實驗研究方面起步較晚，近幾年開展了一些初步工作。畢志獻(xiàn)等[12]在M6炮風(fēng)洞中采用薄膜熱流傳感器研究了迎角和鈍度對5°圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律。張傳鴻等[13]在M6靜音風(fēng)洞中采用PCB壓力傳感器測量了裙錐邊界層中的第二模態(tài)不穩(wěn)定波幅頻特性，采用瑞利散射技術(shù)獲得了邊界層中的擾動波圖像。柳森等[2]在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)彈道靶開展了錐-柱-裙模型邊界層轉(zhuǎn)捩特性自由飛實驗研究，采用激光陰影成像技術(shù)，獲得了邊界層轉(zhuǎn)捩和湍流邊界層發(fā)展的圖像。常雨等[4]在CARDC的FD-14A 激波風(fēng)洞開展了5°鈍錐的邊界層轉(zhuǎn)捩實驗研究，獲得了馬赫數(shù)、單位雷諾數(shù)和迎角對鈍錐邊界層轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律。

與國外豐富的實驗研究相比，國內(nèi)還沒有開展完整、系統(tǒng)的參數(shù)影響規(guī)律研究，難以為穩(wěn)定性理論驗證、轉(zhuǎn)捩機制分析、轉(zhuǎn)捩模型和經(jīng)驗公式構(gòu)造提供數(shù)據(jù)支撐。另外，盡管高超聲速圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞實驗研究已經(jīng)開展了數(shù)十年，多數(shù)風(fēng)洞實驗都得出了“單位雷諾數(shù)增大，轉(zhuǎn)捩位置前移；迎角增大，迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩后移、背風(fēng)面轉(zhuǎn)捩前移；鈍度增大，轉(zhuǎn)捩先后移再前移”的一般性規(guī)律，但這些實驗幾乎都沒有考慮自由流噪聲對轉(zhuǎn)捩的影響，在轉(zhuǎn)捩參數(shù)研究上存在一定的缺陷。不管是何種情況下的轉(zhuǎn)捩，背景擾動影響都十分重要。轉(zhuǎn)捩本身是一個過程，其形成過程與外界擾動有關(guān)，并敏感地依賴于外界擾動[1]。對邊界層轉(zhuǎn)捩而言，自由流噪聲和馬赫數(shù)、雷諾數(shù)一樣，都是影響轉(zhuǎn)捩位置和過程的重要參數(shù)。地面常規(guī)風(fēng)洞噪聲水平遠(yuǎn)高于真實飛行環(huán)境噪聲，通常風(fēng)洞實驗測量的轉(zhuǎn)捩位置比真實飛行要提前，一個主要影響因素就是來流噪聲水平高。

為了獲得完整、系統(tǒng)的參數(shù)影響規(guī)律并深入研究轉(zhuǎn)捩機制，有必要開展不同流動條件下的來流噪聲測量，并針對圓錐外形進(jìn)一步開展詳細(xì)的邊界層轉(zhuǎn)捩風(fēng)洞實驗研究。我們在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的Φ1 m高超聲速風(fēng)洞中對半錐角7°圓錐模型開展了高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩實驗，包括轉(zhuǎn)捩位置紅外熱圖測量實驗和邊界層不穩(wěn)定波PCB測量實驗，同時測量了自由流噪聲，給出了尖錐紅外熱圖測量結(jié)果，開展了變雷諾數(shù)、迎角和馬赫數(shù)的邊界層轉(zhuǎn)捩規(guī)律，獲得了噪聲風(fēng)洞條件下邊界層轉(zhuǎn)捩位置隨流動參數(shù)變化的基本規(guī)律，為邊界層轉(zhuǎn)捩機理研究、物理模型驗證、轉(zhuǎn)捩數(shù)據(jù)庫構(gòu)建和轉(zhuǎn)捩天地相關(guān)性的建立等提供基礎(chǔ)風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)。

1 實驗設(shè)備及測量方法

1.1 風(fēng)洞

實驗在CARDC的Φ1 m高超聲速風(fēng)洞(見圖1)M4～8支路上進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座暫沖吹吸式高超聲速風(fēng)洞，配備了出口直徑為1 m、名義馬赫數(shù)Ma∞=4～8的型面噴管，通過變更噴管改變實驗段氣流馬赫數(shù)，具有實驗?zāi)Ｐ统叨却?、模擬參數(shù)范圍較寬等特點，模擬高度為20～60 km(不同馬赫數(shù)對應(yīng)的模擬高度不同)。同時風(fēng)洞配備了用于測熱實驗的快速送進(jìn)機構(gòu)，以滿足瞬態(tài)測熱實驗的要求。當(dāng)模型質(zhì)量(含支桿)100 kg、送進(jìn)距離700 mm時，快插到位并穩(wěn)定的時間不大于0.3 s。

圖1 Φ1 m高超聲速風(fēng)洞

1.2 紅外測量方法

由于邊界層內(nèi)湍流區(qū)的熱交換強度明顯高于層流區(qū)，在轉(zhuǎn)捩區(qū)域會出現(xiàn)非常明顯的溫度突變，可通過測量模型表面溫升或者熱流得出轉(zhuǎn)捩區(qū)域的位置。紅外測量技術(shù)具有不破壞模型表面即可直觀觀察到整個加熱面溫度變化情況的優(yōu)點，使得它在大面積轉(zhuǎn)捩測量中有巨大的發(fā)展?jié)摿?，更適合三維復(fù)雜轉(zhuǎn)捩陣面的捕捉。

實驗采用的紅外熱像儀主要技術(shù)指標(biāo)為：光譜范圍：8～9.4 μm；探測器規(guī)格：640 pixel×512 pixel；采樣頻率：50 Hz；溫度測量精度：±1 ℃或±1 %。

2 實驗?zāi)Ｐ图皩嶒灎顟B(tài)

實驗?zāi)Ｐ蜑?°半錐角圓錐(見圖2)，模型理論長度L=800 mm，底部直徑D=196.46 mm，頭部半徑Rn=0.05 mm。模型由2部分組成，采用可更換結(jié)構(gòu)，頭部為金屬，錐體為聚四氟乙烯。金屬頭部理論長度為165 mm，非金屬段長度為635 mm。模型尾部設(shè)計有模型姿態(tài)測量平臺，可以測量模型的實際迎角。模型通過尾支桿轉(zhuǎn)接安裝到快速送進(jìn)機構(gòu)上，當(dāng)風(fēng)洞流場參數(shù)穩(wěn)定后，模型從流場外迅速投放到流場中心，實驗結(jié)束后模型退出流場，風(fēng)洞關(guān)車。由于高超聲速氣流會對模型產(chǎn)生氣動加熱效應(yīng)，會改變模型表面的溫度邊界條件，為保證不同實驗車次中模型表面溫度不變，每車次運行后都要引入環(huán)境空氣自然冷卻模型。

圖2 實驗?zāi)Ｐ?/p>

在常規(guī)噪聲風(fēng)洞條件下研究了不同自由流單位雷諾數(shù)、迎角和馬赫數(shù)對邊界層轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律。雷諾數(shù)和馬赫數(shù)影響規(guī)律在0°迎角下開展，單位雷諾數(shù)Re∞=(0.49～2.45)×107/m，變迎角影響規(guī)律實驗在單位雷諾數(shù)Re∞=1.0×107/m來流條件下開展，迎角α=-10°～10°。風(fēng)洞實驗狀態(tài)和流場參數(shù)分別見表1和2。

表1 實驗狀態(tài)Table 1 Test conditions

表2 流場參數(shù)Table 2 Parameters of flow field

表2給出了根據(jù)尖錐最上游PCB脈動壓力傳感器測量的均方根脈動壓力值p＇以及根據(jù)該均方根脈動壓力值評估的流場噪聲水平?？梢钥闯?，在不同的馬赫數(shù)和不同的雷諾數(shù)下，風(fēng)洞的壓力脈動幅值和噪聲水平相差較大。馬赫數(shù)Ma∞=6，來流總壓分別為1.10和2.82 MPa時，流場噪聲水平基本一樣，但是壓力脈動幅值卻相差一倍。

3 實驗結(jié)果

邊界層轉(zhuǎn)捩起始位置通常選取由層流過渡到湍流時的溫升最低點或?qū)恿髋c轉(zhuǎn)捩區(qū)溫升曲線延長后的交點作為轉(zhuǎn)捩起始點，本文采用前一種方法估計轉(zhuǎn)捩起始位置，轉(zhuǎn)捩結(jié)束位置根據(jù)溫升最高點判斷。

3.1 不同來流馬赫數(shù)實驗

針對尖錐模型在迎角α=0°條件下進(jìn)行不同來流馬赫數(shù)轉(zhuǎn)捩影響實驗，考慮了3組馬赫數(shù)Ma∞=5、6和7，對應(yīng)的來流單位雷諾數(shù)分別為Re∞=0.96×107、1.0×107和1.09×107/m。由于不同馬赫數(shù)采用不同風(fēng)洞噴管，來流雷諾數(shù)參數(shù)調(diào)節(jié)有一定偏差，馬赫數(shù)7時比馬赫數(shù)5時約大15%。

圖3給出了3個馬赫數(shù)下的模型表面溫升紅外熱圖，馬赫數(shù)從上到下依次為5、6和7。圖4為中心線上的溫升比較。表3給出了邊界層轉(zhuǎn)捩的起始位置、結(jié)束位置及轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)，其中xT1為轉(zhuǎn)捩起始點坐標(biāo)(以模型理論尖點為原點),xT2為轉(zhuǎn)捩結(jié)束位置坐標(biāo)。轉(zhuǎn)捩起始位置依次為x=400、300和260 mm，對應(yīng)的轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)為RexT=4.0×106、3.0×106和2.8×106/m，隨著馬赫數(shù)增大轉(zhuǎn)捩前移，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)減小。

圖3 模型表面溫升分布(Re∞=1.0107/m)

通常，在馬赫數(shù)4以上時，隨著馬赫數(shù)增加，可壓縮效應(yīng)等因素會導(dǎo)致邊界層更加穩(wěn)定，轉(zhuǎn)捩位置推遲，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)增大。但本次實驗結(jié)果卻相反，初步分析認(rèn)為，由于3組馬赫數(shù)對應(yīng)的來流雷諾數(shù)略有差異，馬赫數(shù)越高單位雷諾數(shù)越高，最大相差約15%，而且馬赫數(shù)越大自由流噪聲水平越高(見表2)，最大相差約一倍，這兩方面的因素對轉(zhuǎn)捩有促進(jìn)作用，對高馬赫數(shù)下轉(zhuǎn)捩提前和轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)變小有貢獻(xiàn)。

圖4 中心線溫升(Re∞=1.0107/m)

表3 尖錐表面轉(zhuǎn)捩位置測量結(jié)果(不同來流馬赫數(shù))Table 3 Test results of transition position

3.2 變雷諾數(shù)實驗

變雷諾數(shù)實驗在迎角α=0°,來流馬赫數(shù)Ma∞=6條件下開展，包括4組來流雷諾數(shù):Re∞=0.49×107、0.72×107、1.0×107和2.45×107/m。

圖5為模型表面溫升分布，從上到下雷諾數(shù)依次增大。圖6為壁面溫升沿子午線變化曲線。自由來流單位雷諾數(shù)Re∞=0.49×107/m時，轉(zhuǎn)捩起始點位于x=600 mm處，在模型尾部x=800 mm處轉(zhuǎn)捩過程仍未完成。來流雷諾數(shù)Re∞=0.72×107/m時，轉(zhuǎn)捩起始點前移到x=420 mm處，結(jié)束點位于x=620 mm處。Re∞=1.0×107/m時，轉(zhuǎn)捩起始點位于300 mm處，結(jié)束點位于500 mm處。Re∞=2.45×107/m時，轉(zhuǎn)捩位置十分靠前，由于模型頭部(x≤165 mm)是金屬材料，不能獲得紅外熱圖測量結(jié)果，因此轉(zhuǎn)捩起始點位置可能比x=165 mm處更靠前; 轉(zhuǎn)捩結(jié)束點位于x=270 mm處。可以看到，隨來流雷諾數(shù)的增加，轉(zhuǎn)捩位置從下游逐步向上游前移，轉(zhuǎn)捩過渡區(qū)域也逐漸變短。

表4給出了邊界層轉(zhuǎn)捩的起始位置及轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)，其中xT1為轉(zhuǎn)捩起始點坐標(biāo)(以模型理論尖點為原點),xT2為轉(zhuǎn)捩結(jié)束位置坐標(biāo)。可看到對于尖錐模型，迎角α=0°時，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)基本保持不變，RexT≈3.0×106。

關(guān)于單位雷諾數(shù)對轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)是否有影響的爭論一直沒有停止。有少部分風(fēng)洞實驗觀測到單位雷諾數(shù)對轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)的確沒有明顯影響[14-15]。但是，更多的常規(guī)風(fēng)洞實驗、靜音風(fēng)洞實驗和飛行試驗結(jié)果顯示單位雷諾數(shù)對捩雷諾數(shù)有影響，甚至有較大影響[ 4,16-18]。本次實驗結(jié)果表明，在不同的單位雷諾數(shù)條件下，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)變化不大。這與多數(shù)常規(guī)風(fēng)洞實驗結(jié)果有差別，可能與不同單位雷諾數(shù)下風(fēng)洞流場噪聲水平不同有關(guān)。

圖5 模型表面溫升分布

圖6 中心線溫升

表4 模型表面轉(zhuǎn)捩位置測量結(jié)果(變雷諾數(shù))Table 4 Test results of transition position

3.3 變迎角實驗

在馬赫數(shù)Ma∞=6、單位雷諾數(shù)Re∞=1.0×107/m條件下開展了不同迎角的轉(zhuǎn)捩陣面測量，迎角α=±2°、±4°、±6°、±10°。由于紅外相機安裝在模型上方，負(fù)迎角時測量面為迎風(fēng)區(qū)，正迎角時測量面為背風(fēng)區(qū)。

圖7為模型迎風(fēng)面隨迎角增加時表面溫升分布圖，從上到下迎角依次為α=-2°、-4°、-6°、-8°和-10°。圖8為迎風(fēng)區(qū)中心線上的溫升變化?？梢钥吹?，有迎角后轉(zhuǎn)捩陣面形狀發(fā)生顯著改變，迎風(fēng)區(qū)靠中心線附近轉(zhuǎn)捩位置相對兩側(cè)區(qū)域明顯后移，中心線區(qū)域轉(zhuǎn)捩是由Mack模態(tài)引起，兩側(cè)區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置比較靠前，主要是由邊界層橫流失穩(wěn)引起。迎角增大，迎風(fēng)區(qū)兩側(cè)轉(zhuǎn)捩位置變化不大，但中心線處轉(zhuǎn)捩位置明顯后移；當(dāng)迎角增大到α=-8°時，轉(zhuǎn)捩位置已經(jīng)移出模型之外(中心線上沒有觀察到轉(zhuǎn)捩)；迎角增大到α=-10°時，中心線處發(fā)生“轉(zhuǎn)捩逆轉(zhuǎn)”的現(xiàn)象，轉(zhuǎn)捩位置前移到x≈700 mm的位置處。目前，關(guān)于轉(zhuǎn)捩逆轉(zhuǎn)現(xiàn)象還沒有找到確切的原因，初步推測是因為大迎角條件下，迎風(fēng)面邊界層變薄，使得轉(zhuǎn)捩對壁面粗糙度更為敏感，導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩提前。

圖7 模型迎風(fēng)面溫升分布(Rn=0.05)

圖8 迎風(fēng)中心線溫升(Rn=0.05)

圖9為模型背風(fēng)區(qū)隨迎角增加時表面溫升分布圖，圖10為背風(fēng)區(qū)中心線上溫升變化，圖11為轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)隨迎角的變化關(guān)系(α/θc為迎角與圓錐半錐角的比值)，表5為轉(zhuǎn)捩測量結(jié)果?？梢钥吹?，背風(fēng)區(qū)轉(zhuǎn)捩陣面變化規(guī)律和迎風(fēng)面明顯不同，背風(fēng)區(qū)靠中心線附近相對兩側(cè)區(qū)域轉(zhuǎn)捩位置更加靠前，即中心線處先轉(zhuǎn)捩。隨著迎角增大，背風(fēng)區(qū)中心線轉(zhuǎn)捩位置前移，在α=4°以后中心線轉(zhuǎn)捩前移出測量區(qū)域(中心線上為全湍流)，在非金屬段前緣x=165 mm處轉(zhuǎn)捩已經(jīng)完成。根據(jù)穩(wěn)定性理論，背風(fēng)區(qū)中心線轉(zhuǎn)捩機理與迎風(fēng)區(qū)不同，可能是第一模態(tài)不穩(wěn)定波或者流向渦失穩(wěn)引起，兩側(cè)轉(zhuǎn)捩主要由橫流不穩(wěn)定性引起[1]，需要結(jié)合穩(wěn)定性分析、數(shù)值計算和實驗結(jié)果共同研判。隨著迎角增大，背風(fēng)區(qū)由于邊界層增厚熱流值減小。當(dāng)迎角α=10°時，背風(fēng)區(qū)兩側(cè)熱流出現(xiàn)了條紋結(jié)構(gòu)。分析認(rèn)為，當(dāng)迎角大于半錐角時，背風(fēng)面可能出現(xiàn)低溫低密度(接近真空)區(qū)域和流動分離，熱流和摩阻不再顯著，導(dǎo)致背風(fēng)面出現(xiàn)低熱流條帶。圖12為數(shù)值計算的α=4°和10°背風(fēng)區(qū)壁面極限流線。α=4°時背風(fēng)區(qū)沒有出現(xiàn)分離線，而α=10°時兩側(cè)出現(xiàn)分離線，其位置與紅外熱圖中的低熱流條帶接近。

圖9 模型背風(fēng)面溫升分布(Rn=0.05，α=0° ～10°)

圖10 背風(fēng)中心線溫升(Rn=0.05)

圖11 轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)隨迎角變化關(guān)系(Rn=0.05，α=0° ～10°)

Fig.11 Relationship between transition Reynolds number and angles of attack(Rn=0.05，α=0°～10°)

圖12 背風(fēng)區(qū)流動分離(Rn=0.05)

表5 模型表面轉(zhuǎn)捩位置測量結(jié)果(變迎角)Table 5 Test results of transition position

4 結(jié) 論

在Φ1 m高超聲速風(fēng)洞開展了7°尖錐模型邊界層轉(zhuǎn)捩實驗，通過紅外測量技術(shù)研究了來流馬赫數(shù)、單位雷諾數(shù)、迎角對尖錐邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律，結(jié)論如下：

(1) 在馬赫數(shù)5～7范圍內(nèi)，馬赫數(shù)增大尖錐轉(zhuǎn)捩位置提前，主要由不同馬赫數(shù)條件下的單位雷諾數(shù)和自由流噪聲水平差異引起。

(2) 在馬赫數(shù)Ma∞=6,迎角α=0°時，來流雷諾數(shù)增大，尖錐轉(zhuǎn)捩前移，但轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)基本保持不變，約為3.0×106。

(3) 迎角增大，尖錐迎風(fēng)面邊界層轉(zhuǎn)捩推遲，背風(fēng)面邊界層轉(zhuǎn)捩前移；在迎角α=10°時，迎風(fēng)區(qū)中心線轉(zhuǎn)捩前移，出現(xiàn)迎角“轉(zhuǎn)捩逆轉(zhuǎn)”現(xiàn)象，背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)了流動分離導(dǎo)致的低熱流條帶。

(4) 本項風(fēng)洞實驗結(jié)論和大多數(shù)實驗結(jié)果規(guī)律相符，但本文除了給出較為完整的邊界層轉(zhuǎn)捩位置參數(shù)影響規(guī)律外，還給出了更為全面的流動參數(shù)，包括自由流擾動水平，這在以往的邊界層轉(zhuǎn)捩實驗研究中是比較缺乏的。

鑒于在馬赫數(shù)影響實驗中出現(xiàn)的自由流噪聲水平和雷諾數(shù)對結(jié)果判斷的影響，下一步需要結(jié)合數(shù)值計算作進(jìn)一步分析，同時開展其他馬赫數(shù)條件下的轉(zhuǎn)捩位置測量實驗，以進(jìn)一步明確馬赫數(shù)對轉(zhuǎn)捩位置的影響規(guī)律。