周 恒

(天津大學 力學系, 天津 300072)

《空氣動力學學報》將若干篇與轉捩預測有關的文章集中在同一期刊出，這有利于做這方面工作的同志的參考，也有利于提高刊物的作用和影響，是一種好的做法。

近年來，轉捩預測問題受到了越來越多的關注，這可能和航天技術發(fā)展的需求有關。當然，航空技術的發(fā)展對此也有需求。但航空技術的發(fā)展歷時較久，對這一問題的解決至少在國外已有了一些辦法。而航天技術則遠不如航空技術成熟，即使在最先進的國家如美國，也都沒有成熟的經(jīng)驗(至少在公開文獻中沒有看到)。因此我們必須自己動手來解決這一難題。

就目前來說，轉捩主要指的是飛行器邊界層的轉捩。從航空技術的需求上看，轉捩影響的主要是阻力，而從航天技術來看，則還影響到熱流。從問題的復雜性來說，航天技術中的轉捩問題也比航空技術中的更復雜。就航空技術中的轉捩研究來說，對飛機的某些部位，例如機翼，做轉捩實驗可以在一定程度上滿足相似律。而對航天技術來說，則基本上不能滿足相似律。因為所謂相似，就要求真實流動和實驗中的流動滿足的控制方程和邊界條件在無量綱化后完全相同。對航空技術來說，控制方程無量綱化后相同是有可能做到的。邊界條件則除了來流中的擾動很難做到外(相當于實驗或計算中入口處的條件)，其它地方做到無量綱化后相同是可能的。而對航天技術來說，無論是控制方程還是邊界條件一般都做不到。因為對航天技術來說，其控制方程無量綱化后的系數(shù)中，有依賴于溫度的無量綱粘性系數(shù)和無量綱熱傳導系數(shù)。要做到相似，只有粘性系數(shù)和熱傳導系數(shù)和溫度的關系能用冪函數(shù)表達才行。而對邊界條件來說，要無量綱化的壁面溫度分布相同一般是做不到的。所以，對航天技術的轉捩問題，就更需要從科學上將問題分析清楚，使得預測轉捩時依賴于經(jīng)驗的參數(shù)盡量地少。而這對改進航空技術中的轉捩預測也是很有用的。

就目前所知，轉捩的過程是清楚的。正如本集中有的論文中所指出的，它包含三個過程：一是來流中的擾動轉化為邊界層中的擾動的過程；二是邊界層中的擾動的演化過程；三是邊界層中的擾動演化到某一位置開始的轉捩過程。

三個過程中，第二個過程研究的歷史最長，主要是定量研究各種擾動如何演化。隨著計算手段的發(fā)展，目前似已沒有原則性的困難。

第三個過程中主要關注的問題是如何給出轉捩開始的位置，即轉捩判據(jù)問題。對于擾動以T-S波和Mack模態(tài)波形式出現(xiàn)的情況，目前已經(jīng)有了初步的解決辦法，即以擾動速度的幅值達到邊界層外緣速度的1.5%為轉捩開始的判據(jù)。得到這一結論是基于以下的事實:(1)從多個轉捩過程的DNS結果歸納而得(DNS所得轉捩開始位置處，邊界層中的擾動幅值都在1%-2%之間)。(2)從這些DNS的結果看，轉捩的機理都是擾動對平均流的修正導致了平均流對T-S波或Mack模態(tài)波更不穩(wěn)定，即形成了不穩(wěn)定機制的正反饋。(3)多年來對T-S波的非線性演化研究，都認為T-S波的幅值超過1%就要考慮非線性作用，而對平均流的修正是非線性作用之一。因此，這一轉捩判據(jù)雖然不能從理論上嚴格證明，也不是百分之百的準確，但卻是有一定根據(jù)的。

但是，無論是航空還是航天技術中，飛行器的邊界層中往往會出現(xiàn)橫流渦。橫流渦對轉捩的影響則是至今沒有定論的問題。有若干個針對橫流渦的DNS顯示，橫流渦幅值增大從而對平均流剖面產(chǎn)生影響時，會使得平均流剖面對T-S波和Mack模態(tài)波來說變得更穩(wěn)定，即可以抑制轉捩。而針對有橫流渦時的轉捩過程的DNS則很少，缺少對轉捩過程機理的分析。因此有橫流渦時的轉捩研究，包括轉捩機理的研究，是提出有橫流渦時的轉捩判據(jù)的必要過程。此外，如果橫流渦的幅值很大，則它同樣會使得壁面熱流和摩阻顯著增大，其量級和轉捩引起的熱流和摩阻增大相差不大。因此，對高超聲速邊界層做轉捩的實驗研究時，如果只是從熱流增大來判斷轉捩是否開始，則要格外小心。

就轉捩的第一個過程的研究，也就是所謂的感受性的研究而言，研究的歷史較短，可靠和可用的結果尚少，需要加大研究力度。但有一個問題也許值得關注，即迄今的理論或數(shù)值模擬研究，似乎都是針對邊界層對來流中的聲波的感受性而做。但是，從目前已知的氣動聲學理論來看，在流體中激發(fā)聲波的機理不外以下三種，即由流體中的外來物體體積周期性變化所激發(fā)，或由外來物體對流體施加周期性的力所激發(fā)，或由流體本身流動導致的周期性雷諾應力所激發(fā)。對航天技術而言，其附近的流場中一般沒有外來物體(對航空技術而言，雖然也沒有外來物體，但如果是亞聲速飛行，則飛機本身對流場的擾動有可能對機身前緣有影響，相當于外來聲源)，而大氣擾動的雷諾應力很小，其激發(fā)的聲擾動可以忽略不計。因此更應考慮的似應是邊界層對大氣中的渦波和熵波的感受性。初步研究發(fā)現(xiàn)，其機理和對聲波的感受性是有區(qū)別的。

以上所說的都是針對轉捩本身的內(nèi)在機理而言的。而要做轉捩的科學預測，則所缺的還有大氣中的擾動特性，這要通過飛行試驗才能取得。而飛行試驗本身對航天技術所涉及的范圍來說又是一個難題(對航空技術而言要容易一些)。這一點在《空氣動力學學報》2017年第2期上刊登的我和張涵信同志合寫的文章“有關近空間高超聲速飛行器邊界層轉捩和湍流的兩個問題”中已有討論，這里就不再重復了。

當然，即使科學問題已經(jīng)弄得很清楚，如何和工程技術相結合，即提供可靠而易用的轉捩預測軟件，也并不是一件簡單的事。不過那已不是空氣動力學本身的科學問題了。