吳瀚，王建宏，黃偉，杜兆波，顏力

國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

在超聲速/高超聲速流動中，存在激波、膨脹波、邊界層等流動結(jié)構(gòu)之間的相互作用。激波/邊界層干擾就是其中一種，F(xiàn)erri[1]于1939年首次在試驗中發(fā)現(xiàn)了這一現(xiàn)象，此后人們對這一現(xiàn)象開展了大量的研究工作。其廣泛發(fā)生在超聲速/高超聲速飛行器外表面、跨聲速翼型表面、運載火箭的外表面、超聲速/高超聲速進氣道內(nèi)以及隔離段和燃燒室內(nèi)等位置。

在超聲速/高超聲速飛行器的內(nèi)部和外部流場中,激波/邊界層干擾將導致流場區(qū)域內(nèi)激波波系的顯著變化,使得流動在壁面分離,產(chǎn)生流場畸變, 造成大量能量損耗, 并使得總壓恢復降低[2-4]。同時激波/邊界層干擾會使流場發(fā)生非定常振蕩、飛行器局部氣動力、熱載荷過高等嚴重情況，還可能導致吸氣式發(fā)動機進氣道內(nèi)氣流邊界層增厚、流道出現(xiàn)“壅塞”，甚至導致進氣道不起動,影響發(fā)動機的正常工作[5-7]。在高超聲速飛行器的相關(guān)研究中，激波/邊界層干擾是必須引起重視的主要問題。因此對激波/邊界層干擾進行控制, 有利于高速飛行器安全穩(wěn)定地運行。

流動控制是應用流體技術(shù)中最主要的研究領域，隨著認識水平和工程技術(shù)的發(fā)展，流動控制技術(shù)已經(jīng)取得了許多重要的突破?，F(xiàn)有的激波/邊界層控制方法主要包括微型渦流發(fā)生器(Micro Vortex Generator，MVG)、邊界層抽吸、壁面鼓包以及脈沖射流、磁流體控制、等離子體控制等控制方法。

盡管當前有多種控制方式，且研究人員也更傾向于研究流動結(jié)構(gòu)復雜、能夠產(chǎn)生反饋的主動控制系統(tǒng)；但最有效、結(jié)構(gòu)簡單、工程應用安全的方法還是以MVG為主。同時，由于其應用范圍廣，安全風險低，在飛行中出現(xiàn)脫落產(chǎn)生異物的風險很低，因而可以應用于超聲速/高超聲速飛行器的進氣道內(nèi)。

MVG雖然以被動控制為主，但可以作為主/被動一體控制的重要組成部分。MVG及其組合體是近些年來超聲速/高超聲速飛行器內(nèi)外流動中最有工程應用前景的激波/邊界層干擾控制方式，并成為當下激波/邊界層干擾控制研究的熱點。因此本文總結(jié)了近期激波/邊界層干擾的研究以及微型渦流發(fā)生器及其組合體控制激波/邊界層干擾的研究進展情況。

1 激波/邊界層干擾

激波/邊界層干擾(Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI)通常發(fā)生在超聲速和高超聲速流動中。如圖1[8]所示，入射激波停止在邊界層內(nèi)的聲速線上，使得激波后的高壓由邊界層內(nèi)的亞聲速區(qū)域傳播到上游。由于邊界層抵抗逆壓梯度的能力較弱，使得邊界層厚度增加，干擾區(qū)域內(nèi)流體速度減慢，造成流動的總壓損失并產(chǎn)生流動分離現(xiàn)象[8-9]。

圖1 激波/邊界層干擾示意圖[8]

根據(jù)對流場干擾的特性分析側(cè)重，可以分為干擾流場時均特性分析和動態(tài)特性分析。

1.1 時均干擾流場特性分析

對干擾流場時均特性進行分析，能夠更加清晰地分析干擾流場組織結(jié)構(gòu)，有利于工程設計的實際情況。

王博[10]分析了SWBLI流場與理論無黏激波反射中波系結(jié)構(gòu)及主流參數(shù)的差異,對比研究了不同入射激波強度下SWBLI流場時均波系結(jié)構(gòu)、邊界層形態(tài)及分離區(qū)尺度的變化，并基于雷諾平均對SWBLI流場流向動量平衡進行分析,確認了壓力梯度與當?shù)貏恿科胶庠赟WBLI流場中的主導作用。

Zhou等[11]基于二維數(shù)值模擬，分別得到了低馬赫數(shù)和高馬赫數(shù)2個分離長度模型，來流馬赫數(shù)的范圍為2≤Ma≤7。但是，在他們的研究中并未考慮激波/邊界層干擾的三維情況。

2018年，Vanstone等[12]試驗研究了在馬赫數(shù)為2的流場中，不同壓縮角的2個中等后掠壓縮斜坡產(chǎn)生的SWBLI平均流動結(jié)構(gòu)。這也是第一批使用PIV(Particle Image Velocimetry)技術(shù)研究后掠壓縮斜坡流場的研究之一。研究發(fā)現(xiàn)，分離區(qū)域外的流向速度分量和體表的流動特征能同時達到準錐形狀態(tài)，而分離區(qū)內(nèi)的速度流向分量和橫向分量需要較長時間才能恢復準錐形狀態(tài)，表明低量級速度分量的起始區(qū)域?qū)嶋H上大于先前的假設。

Yue等[13]研究了唇罩激波對簡單斜坡型高超聲速進氣道再起動特性的影響。唇罩激波強度是決定進氣道再起動的關(guān)鍵因素，更強的唇罩激波會導致更大的分離氣泡和更高的壓力損失，從而降低進氣道的再起動能力。他們通過試驗確定了唇罩角度的敏感范圍為7°～9°，并提出了一個多段無合并唇罩激波的設計概念，且驗證其能顯著提高進氣道的再起動能力。

2019年，F(xiàn)underburk和Narayanaswamy[14]研究了來流馬赫數(shù)2.5的情況下，負彎曲壓縮斜坡處產(chǎn)生的SWBLI。斜坡安裝在一個半圓形空心圓柱的內(nèi)表面，如圖2所示，通過與具有相同斜面角的平面情況進行比較，闡明了與平面斜坡相比，負彎曲斜坡顯著增加了分離尺寸。

圖2 半隔離模型和平面斜坡模型的等軸視圖[14]

Pasha和Juhany[15]研究了來流馬赫數(shù)12.2的雙錐體表面流場下層流高超聲速SWBLI中壁溫對分離泡尺度的影響。研究發(fā)現(xiàn)，隨著壁溫升高，分離泡的尺寸以及分離激波的長度均增加。

Huang及其團隊[16]為了節(jié)省計算成本，提出了一種基于平均流動劃分的工程方法來預測SWBLI入射區(qū)域壓力波動的分布。

1.2 動態(tài)干擾流場特性分析

同時，分離過程通常不穩(wěn)定并導致流場產(chǎn)生大規(guī)模非定常振蕩[17]，而且其通常與分離激波的低頻振蕩相關(guān)，其頻率遠低于來流的湍流邊界層[18]。

2015年，Gaitonde[19]從流場低頻振蕩[20]、傳熱預測能力、復雜相互作用現(xiàn)象和流動控制技術(shù)4個方面總結(jié)了激波/邊界層相互作用研究的最新進展。然而，激波/邊界層干擾控制在其工作中占比很小，并且沒有在激波/邊界層干擾的智能控制方面開展研究。

Huang和Estruch-Samper[21]試驗研究了馬赫數(shù)為3.9的軸對稱湍流邊界層上的典型表面不連續(xù)性引起的大規(guī)模后掠激波/湍流邊界層干擾的低頻振蕩。Pasquariello等[22]也分析了高雷諾數(shù)流動下的激波/湍流邊界層干擾中劇烈流動分離的典型頻率和低頻率動力學。Clemens和Narayanaswamy[23]在其綜述中聲稱，最近提出的剪切層夾帶-再補給機理應該可以充分地描述低頻動力學。

2018年，Knight和Mortazavi[24]回顧了自1993年以來的高超聲速激波/邊界層干擾研究，他們發(fā)現(xiàn)直接數(shù)值模擬(DNS)方法是獲得平均和波動氣動熱負荷最有效的預測方法。但是使用該方法的計算成本和時間消耗都非常大。Vyas等[25]使用解析壁面層的大渦模擬來模擬激波/邊界層之間的相互作用，以檢查雷諾應力分布。

為了正確地預測分離區(qū)的大小，Hao和Wen[26]研究了振動不平衡性對低總焓下高超聲速雙錐和空心圓柱火焰流的影響，并考慮了3種不同的流動模型，分別為完全氣體與振動非平衡態(tài)氣體的混合物、完全氣體與具有不同模式振動非平衡的混合物以及完全氣體和量熱完全氣體的混合物。

2020年，孫東等[27]采用DNS方法研究了激波/邊界層干擾中強展向振蕩的影響，發(fā)現(xiàn)展向振蕩作用會使流動提前分離；由于振蕩穿透深度較淺，因此對整體流動結(jié)構(gòu)的影響不大，但會對壁面附近造成較大影響。

隨著對激波/邊界層干擾現(xiàn)象研究的深入，人們發(fā)現(xiàn)如何通過流動控制的方法避免激波/邊界層干擾帶來的不良影響，對于理論研究和工程實踐都非常重要。

2 微型渦流發(fā)生器控制研究進展

為了降低激波/邊界層干擾所引發(fā)的負面作用，需要使用流動控制的方法來解決問題。流動控制的位置可以在激波/邊界層干擾位置之前或發(fā)生干擾的作用點，從而對流場進行操縱或調(diào)整；從控制的流動結(jié)構(gòu)來看可以分為控制激波和控制邊界層。目前應用較為廣泛的方法是控制邊界層，通過改變在激波/邊界層相互作用點以及之前的近壁流場，達到防止或減小激波引起流動分離的目的。

流動控制的類型主要分為被動控制和主動控制，其中被動控制包括邊界層抽吸[28-30]、壁面鼓包[31-33]、微型渦流發(fā)生器等方法。主動控制包括吹除控制[34]、射流控制[35-39]、磁流體控制[40-41]、等離子體控制[42-44]等。盡管目前控制方式多種多樣，研究人員也更傾向于研究可以主動控制且有反饋的復雜流動控制系統(tǒng)，但最有效、結(jié)構(gòu)簡單、工程應用安全的方法還是以微型渦流發(fā)生器為主。由此，微型渦流發(fā)生器及其組合體是近些年來超聲速/高超聲速飛行器進氣道中最有應用前景的控制方式，并成為SWBLI控制研究的熱點。

2.1 MVG在內(nèi)部流場中的控制研究進展

渦流發(fā)生器(Vortex Generator，VG)于1947年提出，目的是防止因氣流分離而使飛行器偏離設計狀態(tài)[45]。自出現(xiàn)以后被廣泛的研究和使用，逐漸成為現(xiàn)有飛機邊界層分離控制中常用的被動控制技術(shù)。

傳統(tǒng)的VG高度一般與邊界層高度相當或者略高于邊界層，應用于超聲速情況下時存在附加阻力過大且對主流產(chǎn)生的擾動過強等問題，因此提出了減小VG尺寸的發(fā)展思路。

微型渦流發(fā)生器是一種有效的流動控制裝置，相對于傳統(tǒng)的VG，其尺寸大大減小，高度一般為邊界層高度的10%～70%，其通過尾流產(chǎn)生的流向旋渦對將邊界層上層的高能氣流卷入邊界層底層并與底層低能氣流摻混，從而提高邊界層底部低速區(qū)的動量，提升其抗逆壓力梯度能力，實現(xiàn)對邊界層分離的控制，在超聲速/高超聲速飛行器的內(nèi)外流動中都具有廣泛的應用前景。并且，由于高度比當?shù)剡吔鐚拥暮穸纫?，使得微型渦流發(fā)生器的附加阻力很小，有利于減小非控制狀態(tài)下的流動阻力，并能夠很大程度上減小渦流發(fā)生器的局部熱載荷。

張悅等[46]將常見的微型渦流發(fā)生器總結(jié)為以下幾種:斜坡式MVG(Microramp)、翼片式MVG(Microvane)、魚骨式MVG(Wishbone type)以及多片惠勒葉片式MVG(Wheeler vanes)，如圖3所示。其中，斜坡式MVG由于其結(jié)構(gòu)穩(wěn)定且熱防護相對容易，是當前研究的熱點流動控制技術(shù)。

圖3 幾種微型渦流發(fā)生器[46]

Babinsky等[47]通過試驗研究了MVG的控制性能。采用斜坡高度為邊界層厚度30%～90%之間的不同幾何尺寸的微型斜坡式渦流發(fā)生器在馬赫數(shù)2.5的流動中減小分離。通過研究發(fā)現(xiàn)，一般的流動特征會隨著斜坡高度的變化而變化，因此需要將微型渦流發(fā)生器放置在預期中不能抵抗逆壓梯度的地方。最大的斜坡尺寸具有最強的影響；然而，它也產(chǎn)生了最大的動量虧損(即阻力)。最小的裝置高度能夠產(chǎn)生幾乎相似的有益效果，而不會產(chǎn)生顯著的裝置阻力。該研究的局限在于未找到滿足控制需求的最小尺度MVG。通過壁面油流試驗觀察獲得了微型斜坡式渦流發(fā)生器的精細流場結(jié)構(gòu)及下游流場的發(fā)展。

如圖4[47]所示，當流體流過斜坡時會產(chǎn)生2個反向旋轉(zhuǎn)的初級渦旋；斜坡側(cè)壁面和平板下壁面的交界處以及斜坡頂部邊緣處會產(chǎn)生次級渦旋；斜坡前緣會產(chǎn)生一個較小的馬蹄渦。初級渦旋將使邊界層內(nèi)低能流體向上翻卷，上方高能流體卷入邊界層，并在一定距離后耗散，如圖5[47]所示。

圖4 MVG的主要流場結(jié)構(gòu)示意圖[47]

圖5 MVG流場流向發(fā)展圖[47]

Ford和Babinsky[48]研究了在來流馬赫數(shù)2.5的情況下，斜坡式MVG對斜激波/邊界層干擾的控制機理，通過4組不同高度的斜坡式MVG試驗發(fā)現(xiàn)不同高度下的MVG流場結(jié)構(gòu)相似，都會產(chǎn)生一對反向旋轉(zhuǎn)的高能渦旋并減小當?shù)剡吔鐚雍穸?。將斜坡式MVG安裝在干擾區(qū)的上游時控制效果較優(yōu)。雖然還未消除流動分離，但原先的二維分離已經(jīng)被分解為周期性的三維分離區(qū)，減小了分離尺度并增強了分離區(qū)內(nèi)的壓力梯度。

該研究還發(fā)現(xiàn)，在馬赫數(shù)2.5的流動情況下，MVG單獨控制激波/邊界層干擾的能力有限，并提出了將MVG和邊界層抽吸結(jié)合起來的設想。該研究局限在于，并未探明馬赫數(shù)2.5情況下的斜坡式MVG控制效果不如其他控制方式的原因，以及并未提出最佳的MVG設計參數(shù)。

Blinde等[49]設計了來流馬赫數(shù)1.84情況下單排陣列和交錯陣列的斜坡式MVG控制方案，并通過立體PIV技術(shù)進行了觀測，發(fā)現(xiàn)MVG的頂點下游會產(chǎn)生多組獨立渦旋對，在時均情況下類似于一對反向旋轉(zhuǎn)的流向渦旋。單排陣列式和交錯陣列式分別能降低分離長度的20%和30%，其中單排陣列式MVG方案如圖6所示，證明了該方案的可行性并發(fā)現(xiàn)交錯陣列MVG可以有效降低干擾中的非定常特性。

圖6 單排陣列式MVG流場結(jié)構(gòu)示意圖[49]

Shinn等[50]進行了斜坡式MVG改善超聲速進氣道起動性能的研究。在馬赫數(shù)2.0情況下能穩(wěn)定工作的進氣道，當未控制時，將來流馬赫降低到1.8，進氣道不起動；而在安裝斜坡式MVG后進氣道恢復了起動，并且緩解了進氣道內(nèi)的激波振蕩。盡管微型渦流發(fā)生器對進氣道內(nèi)激波/邊界層干擾的控制能力已被證實，但是，其控制能力仍然有限，且該研究并未建立MVG的設計參數(shù)與改善進氣道起動性能間的聯(lián)系。

因此，各類針對MVG設計參數(shù)的研究逐漸展開。Zhang等[51]提出了一種大后掠斜坡式MVG陣列的控制方法，通過仿真和試驗驗證了該種MVG確實能夠有效控制激波誘導的邊界層分離。如圖7所示，在使用時該渦流發(fā)生器陣列置于激波/邊界層干擾區(qū)間，激波撞擊到大后掠的斜坡后部，該MVG特殊的結(jié)構(gòu)誘導出“預增壓效應”“分割效應”“限流效應”“摻混效應”，有效抑制了激波沖擊點附近的逆壓梯度，減小邊界層分離并促進分離流動的再附。

圖7 大后掠斜坡式MVG[51]

2018年，張悅等[52]在大后掠MVG的基礎上增加了形狀記憶合金，設計了能夠控制不同來流情況的可變形大后掠MVG，并將其與進氣道融合，結(jié)構(gòu)如圖8所示。其設計思路是將可變形MVG布置在進氣道入口，當進氣道入口以低馬赫數(shù)工作，分離對進氣道性能影響較小時，MVG與進氣道下壁面融合，避免下游流場受到其誘導的旋渦干擾；當來流馬赫數(shù)增高，進氣道唇罩激波入射并誘發(fā)大范圍的邊界層分離時，MVG的后緣向上卷曲，以抑制邊界層分離，如圖9[52]所示。

圖8 可變形MVG結(jié)構(gòu)示意圖[52]

圖9 可變形MVG控制方法示意圖[52]

圖10[52]給出了渦流發(fā)生器在風洞條件下的變形情況，圖中h為進氣道通道高度。可以看出，在風洞吹風條件下，成功實現(xiàn)了渦流發(fā)生器的自動變形，并且試驗和仿真結(jié)果表明在大后掠渦流發(fā)生器的控制下進氣道出口總壓恢復系數(shù)明顯提升。

圖10 可變形MVG風洞試驗紋影圖[52]

Yan等[53]在數(shù)值計算的基礎上，對渦環(huán)結(jié)構(gòu)進行了詳細的研究。在動量虧缺區(qū)域內(nèi)發(fā)現(xiàn)了三維表面拐點，如圖11所示。對渦環(huán)的形成機理進行了分析，發(fā)現(xiàn)由動量虧損產(chǎn)生的高剪切層和拐點面的存在會引起相應的Kelvin-Helmholtz失穩(wěn)，并發(fā)展成一系列的渦環(huán)。試驗結(jié)果表明，MVG后的流場中存在一系列的渦環(huán)，這些渦環(huán)結(jié)構(gòu)與數(shù)值模擬中發(fā)現(xiàn)的渦環(huán)結(jié)構(gòu)定性相似。研究了展向渦量與流向渦量的關(guān)系，渦量守恒控制了渦量的發(fā)展過程。

圖11 渦環(huán)渦量示意圖[53]

Kaushik[54]設計了一種新型斜坡葉片式MVG，如圖12所示。并與高度相同的傳統(tǒng)MVG進行對比試驗,分別研究了600、400、200 μm這3個尺寸的MVG在馬赫數(shù)2.2的進氣道中的流動控制情況。結(jié)果表明，在設計工況和非設計工況下，高度為200 μm的新型斜坡葉片式MVG控制性能最優(yōu)。

圖12 新型斜坡葉片MVG示意圖[54]

如圖13[54]所示，在進氣收縮比為1.23時，采用200 μm斜向葉片式MVG可使下游位置的靜壓降低24%。此外，與傳統(tǒng)MVG的壓降為8.4%相比，在收縮比為1.20時，斜坡葉片MVG可以將靜壓降低11%，從而產(chǎn)生理想的上游效應。即使在進氣收縮比為1.13時，高度為200 μm的斜葉片MVG也能使靜壓顯著降低18%左右;這比相同高度的傳統(tǒng)MVG高出約8%。

圖13 不同收縮比下200 μm高度MVG控制靜壓變化圖[54]

Verma和Manisankar[55]測試了5種MVG，并評估其在馬赫數(shù)2.05流動中控制分離的有效性，如圖14所示，5種MVG分別Ashill、Anderson、Split-Anderson、梯形(TRZ)和斜板葉片式(RV1)設計。在他們的研究中，還研究了一種高度為邊界層厚度50%的斜板葉片式MVG(RV2)，并取得了非常優(yōu)異的控制效果。這些構(gòu)造均以波紋形式在分離線中沿展向變化。

圖14 斜坡式MVG示意圖[55]

Wang等[56]通過納米粒子平面激光散射系統(tǒng)(Nanoparticle-based Planar Laser-Scattering，NPLS)和PIV技術(shù)也清晰地觀察到了斜坡式MVG在馬赫數(shù)2.7、雷諾數(shù)5 845的流場中抑制分離的作用，圖15[56]為MVG影響流場的流向NPLS圖像，能夠清晰地觀察到MVG尾流的演變，可以觀察到發(fā)卡渦的形成，這些渦通過SWBLI 干擾區(qū)后繼續(xù)存在，并使反射激波發(fā)生嚴重扭曲，激波的形狀也會隨渦流位置的改變而變化。圖16[56]為對應的PIV圖像，可以明顯地觀察到剪切層，并觀察到MVG影響下，分離區(qū)明顯減小，邊界層的畸變也得到緩解。NPLS技術(shù)和PIV技術(shù)為后續(xù)試驗研究提供了很好的試驗依據(jù)。

圖15 中位面流向結(jié)構(gòu)的NPLS圖像[56]

圖16 中位面平均流向速度分布(u/ue)的PIV圖像[56]

Bagheri等[57]利用OpenFoam軟件對低展弦比管道內(nèi)馬赫數(shù)為2.05的三維可壓縮流動進行了數(shù)值研究。評估了高度10 μm的4種不同形狀MVG的控制性能，如圖17所示，C2為瓢蟲體，C3為NACA4412翼型體，C4為NACA4412翼型外沿體，C5為該翼型內(nèi)沿體。將上述4種不同形狀的MVG與簡單幾何體C1(圖中未表示)放置在管道上壁面斜坡產(chǎn)生的分離區(qū)域的起始位置進行對比，圖18[57]為不同MVG控制流場的壓力梯度分布圖。結(jié)果表明，MVG的存在對可壓縮流動結(jié)構(gòu)的影響如下：① 改變激波入射角并降低激波強度；② 使激波向上游運動并抑制下壁面上的流動分離；③ 在靠近壁面處形成較大角度的λ激波；④ NACA4412翼型外表面體形狀的MVG使得流場的能量損失和激波強度最低。

圖17 采用不同MVG的構(gòu)型圖[57]

圖18 流道內(nèi)中位面的壓力梯度分布圖[57]

趙永勝等[58]研究了動態(tài)MVG對于馬赫數(shù)為4的SWBLI流場的控制機理和流場結(jié)構(gòu)。如圖19所示，當MVG向下游移動時，對于SWBLI區(qū)域的壓力作用明顯；激波入射引發(fā)的高壓顯著降低。且在設置的對照組內(nèi)MVG移動速度越高，控制效果越明顯。如圖20所示，MVG的尾跡渦會影響干擾區(qū)域內(nèi)的渦結(jié)構(gòu)；隨著MVG向下游移動，對干擾區(qū)域渦結(jié)構(gòu)的影響進一步增強。

圖19 不同時刻的壓力分布[58]

圖20 動態(tài)MVG流場渦結(jié)構(gòu)[58]

上述流動控制方法主要是針對內(nèi)部流動所采用的控制方式。

2.2 MVG在外部流場中的控制研究進展

在外部流動中，MVG流動控制依然是研究的重點和熱點。Estruch-Samper等[59]研究了MVG在馬赫數(shù)8.9的流動中引起的高速流動分離。MVG位于高超聲速鈍圓柱體/喇叭體的表面上，以便獲得不受側(cè)壁干擾影響的數(shù)據(jù)，如圖21所示。在圖21中，xh為模型前緣與MVG前緣之間的軸向距離，xf為模型前緣與喇叭體前緣之間的軸向距離，R為鈍頭半徑，φ為圓柱截面直徑，α為張開角。

圖21 菱形與方形MVG平面示意圖[59]

Martis等[60]采用了2種幾何形狀的斜坡式MVG來控制馬赫數(shù)為4.0的超聲速流動中的后掠激波/邊界層干擾，并評估了微型斜坡寬度和間距的影響。他們發(fā)現(xiàn)在斜坡式MVG下游邊界層分離有明顯的延遲，且較大的斜坡高度更有利于延遲分離。同時，斜坡的寬度和間距是影響其控制分離效果的主要因素。

在跨聲速翼型繞流中，機翼后緣及激波/邊界層相互作用區(qū)域內(nèi)的激波會導致壓力波的產(chǎn)生。Gageik等[61]通過試驗和數(shù)值仿真驗證了在來流馬赫數(shù)0.76、雷諾數(shù)106的情況下，MVG抑制壓力波和穩(wěn)定流場方面的適用性。通過數(shù)值紋影和進一步的可視化，描述了MVG周圍的流動，并結(jié)合渦量分析證實了沿翼展方向的不穩(wěn)定波被部分分解。

跨聲速流中機翼/機體接合處的激波/邊界層相互作用引起的角流分離是有害的，Koike和 Babinsky[62]采用了渦流發(fā)生器來減小角流分離。在他們的工作中，評估了來流馬赫數(shù)為1.4的情況下MVG方向及其大小和位置對減少角流分離的影響。所獲得的結(jié)果表明，在趾部向外的情況下，分離行為可分為3種模式，即剝離模式、黏附模式和無影響模式，見圖22[62]。發(fā)現(xiàn)剝離模式可有效減少拐角流分離。

圖22 趾部向外分離模式示意圖[62]

Gao等[63]通過三維數(shù)值模擬研究了渦流發(fā)生器對鈍尾緣翼型DU97-W-300流動的影響。通過分析渦流發(fā)生器的后緣高度、長度以及相鄰VG間的距離等參數(shù)，結(jié)合對比試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，VG的使用有助于增加鈍后緣翼型的最大升力系數(shù)和靜失速迎角；VG后緣高度的增加有助于升力系數(shù)的提升，但對阻力造成的影響比升力更加敏感，從而導致升阻比降低；VG長度的增加對阻力和升力都造成不利影響；適當增加相鄰一對VG之間的間距有助于抑制流動的分離。

Huang等[64]研究了超臨界機翼渦流發(fā)生器對跨聲速激波/邊界層干擾的控制作用。發(fā)現(xiàn)多VG的排列方式對控制邊界層分離和展向流動的效果更優(yōu)。另外, 將VG放置于分離區(qū)前方能大幅減少翼型低速大攻角下的分離流動。

3 MVG組合體控制研究進展

微型渦流發(fā)生器有其局限性，僅在設計工況下可以完成預期的控制目的，但對于非設計工況下的控制并不能很好地實現(xiàn)，因此與其他方法的組合體控制是值得深入研究的。

Zhang等[65]在研究中分析了斜坡式MVG與橫向射流的組合機理。通過大渦模擬詳細研究了斜坡和射流組合體的流場結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)了流經(jīng)斜坡的尾跡厚度和動量是影響射流穿透能力的2個主要因素。動量越小、厚度越厚，射流穿透能力越強。如圖23所示，對不同斜坡和射流的控制參數(shù)進行了比較，發(fā)現(xiàn)在斜坡和射流孔之間有一個最佳的相對距離，對于增強穿透和混合有很好的作用。

圖23 不同設計參數(shù)的斜坡射流流場結(jié)構(gòu)圖[65]

但該研究并未考慮將斜坡射流組合體應用于控制激波/邊界層干擾方面，對于流場品質(zhì)和抑制流動分離的性能也并沒有提及。

4 總結(jié)與展望

微型渦流發(fā)生器作為近些年的研究熱點，不同構(gòu)型以及分布等設計參數(shù)均被很多研究者進行了深入的研究。但目前大部分研究局限在低馬赫數(shù)的范圍，高馬赫數(shù)情況下的控制效果及產(chǎn)生的氣動阻力和氣動熱問題都需要結(jié)合飛行器總體設計研究考慮，且僅考慮到了MVG的單一控制方法。實際上，MVG也有其局限性。它的大小、構(gòu)型、分布等設計參數(shù)都會對控制情況產(chǎn)生影響，目前關(guān)于設計參數(shù)優(yōu)化的研究仍較為基礎，后期可以采用參數(shù)設計優(yōu)化以及數(shù)據(jù)挖掘理論對MVG的設計參數(shù)進行優(yōu)化。

當前國內(nèi)外關(guān)于激波/邊界層干擾的組合體控制研究相對空白，大部分研究針對單個控制方法進行深入挖掘，一部分研究基于單一控制方法的變形體進行了探索。少部分研究已經(jīng)提出2種控制方法的組合，但較少應用于激波/邊界層干擾的控制研究中。因此，多種控制方法的組合可以作為未來激波/邊界層干擾的控制研究方向，其前景非常廣泛。

在考慮激波/邊界層干擾的組合體控制研究中，國內(nèi)外關(guān)于微型渦流發(fā)生器的研究已經(jīng)非常充分，大量的研究揭示了MVG的流動機理、控制性能以及局限性。通過與其他主/被動控制方法的組合，以實現(xiàn)自適應控制的目的，可以加強對于流場品質(zhì)的控制，更大程度、更廣范圍地減小流動分離情況。