基于鼓包的激波/邊界層干擾控制研究進(jìn)展

田珊珊，金亮，杜兆波，鐘翔宇，黃偉，*，劉遠(yuǎn)洋

1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

2.中國人民解放軍31627部隊(duì)，深圳 518000

激波/邊界層干擾（Shock Wave/Boundary Layer Interaction，SWBLI）普遍存在于高超聲速飛行流動中，對流動存在多方面的的影響［1］。因跨聲速至高超聲速流動中激波的存在，SWBLI基本發(fā)生在各馬赫數(shù)條件下飛行器的內(nèi)流與外流中。激波形成的逆壓梯度引起邊界層分離和再附，增加氣流的黏性耗散，改變流場的結(jié)構(gòu)誘發(fā)流動的大范圍不穩(wěn)定性，出現(xiàn)機(jī)翼的顫振、進(jìn)氣道的喘振、尾噴管側(cè)向不穩(wěn)定載荷等問題［2-4］。因激波與超聲速可壓縮流體之間存在緊密的相互影響關(guān)系，在超聲速及高超聲速飛行器的流動控制中SWBLI是重點(diǎn)關(guān)注的問題，國內(nèi)外學(xué)者對SWBLI開展大量研究并提出了多種流動控制方案［5］。

流動控制的目的是通過改變局部流動結(jié)構(gòu)來控制流體的運(yùn)動狀態(tài)。一般按照在飛行中是否存在額外控制和注入能量，可以區(qū)分為主動控制和被動控制2種類型。主動控制是指通過向邊界層注入能量，以達(dá)到緩解邊界層增厚的控制效果；被動控制是指利用來自主流自身的能量，通過改善邊界層本身性質(zhì)或拆分激波系，達(dá)到降低激波阻力及減弱邊界層增長的目的。表1［6-24］給出了常見的流動控制方法及其控制機(jī)理。

表1 激波/邊界層干擾控制方法及相應(yīng)機(jī)理Table 1 Shock wave/boundary layer interaction control methods and corresponding mechanisms

采用主動控制技術(shù)，可以根據(jù)飛行條件對控制裝置進(jìn)行調(diào)整，從而改善飛行器飛行性能，然而主動裝置往往需要大量能量，且結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，會導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)重量增加，甚至?xí)︼w機(jī)的布局產(chǎn)生影響；被動控制技術(shù)容易在工程上實(shí)現(xiàn)，且結(jié)構(gòu)簡單、安裝方便，但存在非設(shè)計(jì)工況下性能降低問題，無法滿足飛行器寬速域條件下的控制需求。期望以較低的成本提高飛行器的效率及性能，各流動控制方案及其應(yīng)用在部件上的潛在優(yōu)勢一直是空氣動力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。隨著自適應(yīng)控制技術(shù)的發(fā)展，作為一種不需要額外設(shè)備就能提高飛行器性能的潛在方法，鼓包的流動控制性能正開始被深度探索，是處理強(qiáng)激波問題和黏性流動損失問題的新方向。

本文將梳理激波/邊界層干擾研究進(jìn)展，探討鼓包控制方法在外流及內(nèi)流的研究現(xiàn)狀，對鼓包控制技術(shù)的主要特點(diǎn)及控制性能進(jìn)行分析和總結(jié)，最后基于已有的研究結(jié)果，對未來需要關(guān)注的研究方向進(jìn)行展望。

1 激波/邊界層干擾

1.1 SWBLI流場特征

超聲速及高超聲速飛行器流場中廣泛存在激波/邊界層干擾現(xiàn)象，其引發(fā)的流動分離會引起氣動力/熱等關(guān)鍵參數(shù)的劇烈變化。在高超聲速進(jìn)氣道中可能發(fā)生4種激波/邊界層干擾現(xiàn)象，即斜坡誘導(dǎo)激波/邊界層干擾、入射斜激波/邊界層干擾、Glancing激波/邊界層干擾和掃掠激波/邊界層干擾［5］。主要的流動特征包括激波的分離和再附、相互作用區(qū)域和邊界層分離和再附［39］。

圖1為激波/邊界層干擾的典型示意圖［1］。如圖1所示，邊界層內(nèi)由于黏性切應(yīng)力作用，流體越靠近壁面速度越低，直至壁面速度為0，在邊界層內(nèi)形成亞聲速區(qū)。激波入射到壁面的流體邊界層上，流體經(jīng)過激波后壓力躍升。升高的壓力在聲速線上方無法逆超聲速流向激波上游傳遞，但可以通過邊界層內(nèi)的亞聲速區(qū)向上游傳遞，使激波入射點(diǎn)附近的上游壓力升高，形成逆壓梯度，導(dǎo)致聲速線下方出現(xiàn)回流區(qū)，邊界層增厚，流線凸起。逆壓梯度過大至邊界層不能承受時，則出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。

圖1 激波/邊界層干擾示意圖［1］Fig.1 Schematic diagram of shock wave/boundary layer interaction［1］

分離點(diǎn)開始至再附點(diǎn)結(jié)束為分離流線，其下方所圍的回流泡即為SWBLI導(dǎo)致的分離泡。從分離點(diǎn)生成的脫體剪切層內(nèi)發(fā)生著強(qiáng)混合作用，造成機(jī)械能的輸運(yùn)，外部高速流的機(jī)械能被輸運(yùn)到分離區(qū)內(nèi)，于是分離流線的速度持續(xù)增加直到再附過程開始才減速，至再附點(diǎn)處停滯。

分離區(qū)流線凸起使激波入射點(diǎn)上游形成一個壓縮波區(qū)，匯聚形成第1道反射激波。入射激波透射入邊界層打在聲速線上，因分離泡內(nèi)的壓力幾乎不變，該透射激波反射為扇形膨脹波束，并且引起邊界層向壁面偏折的再附過程，伴隨著該過程形成新的壓縮波區(qū)，并匯聚成第2道反射激波，即再附激波。

激波與湍流邊界層相互作用的機(jī)理和物理圖像與層流邊界層類似，區(qū)別在于湍流所攜動量更多，故湍流邊界層能承受較大的壓力梯度，對激波誘導(dǎo)壓升的抵抗能力更強(qiáng)，相比層流邊界層更不易分離。

圖2所示為入射激波/邊界層干擾中各種流動現(xiàn)象的細(xì)節(jié)分類［43］。圖中：SB為分離泡（Separation Bubble）

圖2 SWBLI流動現(xiàn)象細(xì)節(jié)分類圖［43］Fig.2 Schematic illustration of detail classification for flows in SWBLI［43］

1.2 SWBLI研究進(jìn)展

SWBLI導(dǎo)致的邊界層分離現(xiàn)象最早發(fā)現(xiàn)于1940年Ferri［44］的超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，隨后各國學(xué)者對此進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究。1958年，Chapman［45］在關(guān)于層流、轉(zhuǎn)捩和湍流相互作用試驗(yàn)中提出了自由干擾理論，指出激波/邊界層干擾引起的邊界層初始分離過程僅由上游主流和邊界層的特性決定，不取決于物體形狀或誘導(dǎo)分離的模式，該項(xiàng)工作對理解超聲速流分離的物理機(jī)制產(chǎn)生了重要作用。自1971年起，MacCormack等［46-49］在邊界層數(shù)值模擬方面開展了大量工作，其關(guān)于在超聲速及高超聲速的二維及三維斜坡誘導(dǎo)的激波與層流邊界層相互作用的模擬取得了突破性的進(jìn)展。2000年，Urbin等［50］首次采用大渦模擬（Large Eddy Simulation，LES）方法對三維可壓縮分離流開展數(shù)值研究，指出相比雷諾平均納維-斯托克斯模型（Reynolds Averaged Navier Stokes，RANS），LES能夠更準(zhǔn)確而又高效地完成三維邊界層分離過程的預(yù)測。

目前，激波/邊界層干擾及其控制技術(shù)仍然是空氣動力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。并且隨著試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，計(jì)算方法和計(jì)算能力的極大提高，研究人員能夠通過經(jīng)驗(yàn)證的計(jì)算代碼有效地模擬和捕捉SWBLI的流動細(xì)節(jié)，特別是在非定常流動情況下的復(fù)雜特征，數(shù)值模擬在SWBLI各項(xiàng)復(fù)雜流動分析中廣泛展開。

2017年，Tong等［51］利用直接數(shù)值模擬（Direct Numerical Simulation，DNS）研究了超聲速湍流邊界層在24°彎曲壓縮斜坡作用下的響應(yīng)，提供了在彎曲流動下的SWBLI復(fù)雜細(xì)節(jié)。圖3為彎曲斜坡下游的渦旋結(jié)構(gòu)示意圖。下游邊界層近壁部分形成細(xì)長的流向渦旋，而在邊界層外區(qū)域出現(xiàn)了有組織的大尺度發(fā)夾狀渦包。模擬結(jié)果進(jìn)一步指出，受曲率影響，壓縮斜坡下游的湍流強(qiáng)度較高，并且證實(shí)了曲面流中可能存在非定常G?rtler-like渦的假設(shè)。

圖3 彎曲斜坡下游的渦旋結(jié)構(gòu)示意圖［51］Fig.3 Diagram of vortex structure downstream curved compression ramp［51］

2019年，Sun等［52］使用高速紋影儀來檢查SWBLI流動組織和不穩(wěn)定性，在Ma=2.0和2個雷諾數(shù)分別為Re1=18 600和Re2=35 600的流動中，通過試驗(yàn)評估了斜坡角和雷諾數(shù)對壓縮斜坡SWBLI的影響，斜坡角度在20°和30°之間改變，圖4所示為Re2處的均方根紋影圖。試驗(yàn)指出，較大的斜坡角會增加激波低頻不穩(wěn)定性的頻譜強(qiáng)度，而增大雷諾數(shù)會導(dǎo)致分離和再附激波的峰值頻率較低。

圖4 Re2處SWBLI的均方根紋影圖［52］Fig.4 Contours of root-mean-square schlieren for SWBLI at Re2［52］

2020年，Xue等［43］在總結(jié)前人工作的基礎(chǔ)上指出，在分離區(qū)域比較大的情況下，自由干擾理論不能很好地預(yù)測分離激波強(qiáng)度，并通過在馬赫數(shù)2～2.5，9°～21°不同楔角的測試模型上的理論及試驗(yàn)研究，提出自由干擾理論與最小熵增原理相結(jié)合的分離激波的預(yù)測方法，建立入射激波與分離激波之間的相關(guān)性。圖5為該研究在馬赫數(shù)為2，楔形角度α1在9°～15°的SWBLI試驗(yàn)紋影圖。該理論方法確定的分離激波角與目前在馬赫數(shù)2和2.5下進(jìn)行的試驗(yàn)結(jié)果吻合得很好，但不適用于邊界層內(nèi)非常小的分離或反射激波強(qiáng)度非常大的分離。

圖5 SWBLI在Ma∞=2的紋影圖像［43］Fig.5 Schlieren images of SWBLI at Ma∞=2［43］

2021年，Xie等［53］在來流馬赫數(shù)Ma=2.0～5.0，Reδ=7.4×104～7.29×105的寬范圍進(jìn)行數(shù)值模擬，提出了一種尺度規(guī)則來改進(jìn)激波/湍流邊界層干擾（Shock Wave/Turbulent Boundary Layer Interaction，SWTBLI）的自由干擾理論。圖6所示為使用該尺度規(guī)則函數(shù)的數(shù)值驗(yàn)證及未使用情況與試驗(yàn)紋影圖的對比，使用的情況擬合效果明顯更優(yōu)。研究通過對入射SWTBLI流、斜坡SWTBLI流和激波列的主要相互作用的良好擬合性，驗(yàn)證該尺度規(guī)則可用于建立更精確的SWTBLI理論預(yù)測模型，并將自由干擾理論的適用性和準(zhǔn)確性擴(kuò)展到更寬的雷諾數(shù)和馬赫數(shù)范圍內(nèi)。

圖6 尺度規(guī)則算例驗(yàn)證與試驗(yàn)紋影對比圖［53］Fig.6 Comparison of scale rule example verification and experimental schlieren［53］

2022年，Huang等［54］采用大渦模擬（LES）方法研究了來流馬赫數(shù)為Ma=2.9的24°壓縮斜面內(nèi)激波與湍流邊界層的相互作用，模擬指出激波作用后，再附邊界層內(nèi)出現(xiàn)了較強(qiáng)的各向異性湍流，且湍流動能在斜坡下游邊界層外層迅速增加。LES模擬了一對流向渦旋即G?rtler-like渦旋，該結(jié)構(gòu)在壓縮斜坡上幾乎占據(jù)整個展向?qū)挾龋瑘D7詳細(xì)描述了渦旋在壓縮斜坡中的空間演化，分析指出斜坡下游G?rtler渦旋的展向位置很可能受到進(jìn)口段展向摩擦系數(shù)分布的影響。

圖7 G?rtler-like渦旋在壓縮斜坡中的空間演化［54］Fig.7 Spatial evolution of G?rtler-like vortices in compression ramp［54］

Jiang等［55］使用全空間DNS方法研究了具有等溫壁條件的斜激波/平板邊界層相互作用，分析了斜激波沖擊湍流邊界層時的可壓縮性效應(yīng)，模擬所得的瞬時速度場如圖8所示。模擬表明，斜激波與湍流邊界層的相互作用可以顯著提高流動的可壓縮性。在相互作用區(qū)域，流場的湍流強(qiáng)度比上游和下游的強(qiáng)。邊界層是由黏性應(yīng)力產(chǎn)生的，黏性應(yīng)力是分子非平衡效應(yīng)的一種宏觀表現(xiàn)。Bao等［56］基于Navier-Stokes方程和雷諾平均方程進(jìn)行了馬赫數(shù)為2和6的SWBLI非平衡效應(yīng)研究，與馬赫數(shù)為2時相比，在馬赫數(shù)為6時分離激波和入射激波與邊界層中的非平衡效應(yīng)的相互作用更明顯。結(jié)果表明，非平衡效應(yīng)通過影響熱通量梯度和黏性應(yīng)率來影響總能量的變化。

圖8 瞬時速度場［55］Fig.8 Instantaneous velocity fields［55］

Jha等［57］在45°傾斜平板上進(jìn)行自由對流邊界層的速度轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)的試驗(yàn)研究，基于粒子圖像測速（Particle Image Velocimetry，PIV）技術(shù)測定了傾斜平板上的流動特性。試驗(yàn)觀察到，轉(zhuǎn)捩的萌生首先表現(xiàn)為整體速度邊界層厚度的增加，因此速度邊界層的厚度被用作流體動力測量參數(shù)來確定轉(zhuǎn)捩開始的位置。圖9為熱通量q″w為1 000、2 000 W/m2時傾斜平板不同流向位置的速度分布?？梢钥闯?，整個速度邊界層由2層組成：內(nèi)部速度邊界層的速度從0逐漸增加到最大值；另一層是外部速度邊界層，速度從最大值漸近于0。與x=20，50 mm的厚度相比，速度邊界層內(nèi)部在x=100 mm處的厚度非常大。這說明x=100 mm位置在轉(zhuǎn)捩區(qū)，而x=20 mm到x=50 mm的層流區(qū)。研究表明，速度轉(zhuǎn)變起始點(diǎn)到前緣的流向距離隨著熱流密度的增加而減小。

圖9 沿板不同流向距離的速度分布［57］Fig.9 Velocity profile at different streamwise distance along plate［57］

以上各項(xiàng)工作有助于揭示更復(fù)雜SWBLI現(xiàn)象的流動機(jī)制，從而為高速飛行器的內(nèi)外氣動設(shè)計(jì)提供更全面的理論基礎(chǔ)。隨著對激波/邊界層干擾現(xiàn)象研究的深入，針對干擾各項(xiàng)機(jī)理的流動控制手段應(yīng)運(yùn)而生，鼓包作為一種較新的被動控制方法，在避免激波/邊界層干擾帶來的不良影響方面具有良好的應(yīng)用前景。

2 鼓包控制方法研究進(jìn)展

作為一種具有發(fā)展前景的流動控制方案，鼓包在存在激波的跨聲速或超聲速的應(yīng)用中有許多潛在的性能優(yōu)勢［58］。

2.1 鼓包在外部流場中的控制

跨聲速機(jī)翼表面流動比較復(fù)雜，存在亞聲速氣流、超聲速氣流以及激波/邊界層干擾（SWBLI）的流動現(xiàn)象，由超聲速區(qū)過渡到亞聲速區(qū)時，流動急劇的變化會產(chǎn)生激波阻力，并且激波強(qiáng)度的增加會使得激波后的逆壓梯度逐漸增大，導(dǎo)致邊界層不能維持在機(jī)翼表面而產(chǎn)生流動分離，從而使得升阻比迅速下降。

1992年，Ashill等［59］在NLF翼型中引入激波控制鼓包（Shock Control Bump，SCB）以減少層流翼型波阻，對激波強(qiáng)度影響效果顯著。激波控制鼓包是一種減小跨聲速波阻的流動控制方法，如圖10所示，機(jī)翼上表面的鼓包在正激波上游產(chǎn)生等熵壓縮波，超聲速來流經(jīng)過這些等熵壓縮波時減速增壓過程更緩慢，取代原本經(jīng)過強(qiáng)正激波時產(chǎn)生的相關(guān)突變。與無鼓包翼型相比，來流馬赫數(shù)沿鼓包頂端方向下降會產(chǎn)生較弱的正激波，從而產(chǎn)生較低的波阻力。SCB可以提高機(jī)翼上表面的壓力梯度，減少波阻的同時提高總壓恢復(fù)系數(shù)，使SCB翼型比無控翼型更穩(wěn)定［60］。

圖10 激波鼓包控制效果［60］Fig.10 Effect of shock control bump［60］

SCB的幾何形狀是影響設(shè)計(jì)性能及非設(shè)計(jì)性能的一個重要因素，圖11所示為研究人員考慮的應(yīng)用于機(jī)翼上表面的不同形狀鼓包，可以是鼓包輪廓沿展向固定的二維構(gòu)型，或者空間變化的三維構(gòu)型［61-63］。

圖11 鼓包幾何形狀Fig.11 Bump geometric shape

激波、流動不穩(wěn)定、邊界層增厚及分離、激波/邊界層干擾等現(xiàn)象影響著跨聲速機(jī)翼上的氣動性能［62，64］。Mazaheri等［60］對跨聲速鼓包翼型上的SWBLI進(jìn)行了較詳細(xì)的數(shù)值分析，采用差分進(jìn)化算法對翼型進(jìn)行了SCB形狀優(yōu)化。圖12為機(jī)翼上的流線和壓力系數(shù)等高線，圖12（a）中無鼓包翼型上SWBLI導(dǎo)致邊界層厚度迅速增加，從圖12（b）可以看出，SCB顯著減弱了激波壓力梯度，降低了鼓包區(qū)域邊界層的減速從而抑制分離。結(jié)果表明，優(yōu)化后的鼓包可提高翼型的波后總壓恢復(fù)系數(shù)，從而顯著降低了波阻，同時改善激波下游的邊界層速度分布，使尾跡區(qū)域更加對稱均勻，改善機(jī)翼氣動性能，但以上結(jié)果基于激波/邊界層干擾沒有導(dǎo)致大規(guī)模分離的情況。分析表明，在較高的跨聲速馬赫數(shù)情況下使用SCB會在鼓包下游形成一個大的分離流區(qū)，導(dǎo)致機(jī)翼振蕩，影響性能的提高。

圖12 有/無鼓包的翼型上SWBLI示意圖［60］Fig.12 Schematic diagram of SWBLI with and without bump［60］

2012年，Yang等［65］分別對二維與三維超臨界狀態(tài)下激波控制鼓包的減阻效果進(jìn)行了研究。在不損失升力的情況下，跨聲速阻力的降低將提高升阻比，這是一個關(guān)鍵的航程參數(shù)，使得整個機(jī)翼的氣動特性得到大大改善，可以潛在地增加飛機(jī)的航程和續(xù)航能力，滿足新一代飛行器的工程研制需求。采用數(shù)值仿真，通過改變二維和三維鼓包的長度、高度和跨度等主要幾何參數(shù)，得到鼓包的最佳位置和形狀。如圖13所示，將最優(yōu)三維鼓包構(gòu)型形成一組鼓包陣列在完全湍流條件下進(jìn)行分析。結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下，沿機(jī)翼展向布置的最優(yōu)鼓包陣列可減少近14%的阻力，提高16%的升阻比。

圖13 具有全長三維鼓包陣列的機(jī)翼幾何結(jié)構(gòu)［65］Fig.13 Wing with three-dimensional bumps array［65］

2016年，Colliss等［61］通過試驗(yàn)與數(shù)值仿真研究了3種形狀激波控制鼓包所產(chǎn)生的流向渦旋強(qiáng)度及其影響因素，探索鼓包作為一種“智能”渦發(fā)生器以減緩機(jī)翼抖振的作用。圖14為數(shù)值仿真的非設(shè)計(jì)工況下渦量結(jié)構(gòu)圖，試驗(yàn)觀察到4種主要的渦結(jié)構(gòu)：一個主渦對、二次渦、弱的鼓包間渦和λ激波區(qū)域的剪切流。圖15詳細(xì)展示了在非設(shè)計(jì)條件下，流動分離產(chǎn)生的三維流向渦對結(jié)構(gòu)。實(shí)驗(yàn)還通過研究壓力梯度對渦強(qiáng)度的影響，發(fā)現(xiàn)鼓包前段展向壓力梯度是影響旋渦強(qiáng)度的最主要因素。

圖14 非設(shè)計(jì)激波位置的渦結(jié)構(gòu)［61］Fig.14 Vorticity structure for off-design shock positions［61］

圖15 非設(shè)計(jì)條件下流向渦的生成［61］Fig.15 Generation of streamwise vortices under offdesign conditions［61］

2014年，Bruce等［66］通過大量風(fēng)洞試驗(yàn)探討三維SCB產(chǎn)生的流向渦流結(jié)構(gòu)演變。表面油流圖像顯示，當(dāng)激波位于靠近鼓包凸頂?shù)南掠挝恢脮r，旋渦形成于SCB頂區(qū)周圍，并在尾部發(fā)展，在凸頂處的激波誘導(dǎo)分離增加了另一對反向旋轉(zhuǎn)的渦，產(chǎn)生了如圖16所示的流動結(jié)構(gòu)，與當(dāng)時已有文獻(xiàn)的研究結(jié)果基本保持一致。

圖16 基線SCB紋影及油流圖合成圖像［66］Fig.16 Composite image of schlieren and oil flow diagram for baseline SCB［66］

對于機(jī)翼上鼓包減阻的多項(xiàng)研究表明，固定式鼓包對流動的可控速域窄，無法適應(yīng)飛行器的寬速域飛行需求。為此研究人員提出了自適應(yīng)鼓包的設(shè)計(jì)概念，希望根據(jù)不同的飛行工況通過性能參數(shù)反饋控制回路自動調(diào)整鼓包構(gòu)型進(jìn)行流場控制，以滿足不同條件下的飛行要求。

為了克服單點(diǎn)優(yōu)化鼓包減阻有效范圍小的問題，聶瑞等［67］提出了一種基于形狀記憶合金（Shape Memory Alloy，SMA）的自適應(yīng)鼓包設(shè)計(jì)方案。SMA自適應(yīng)鼓包能夠根據(jù)溫度進(jìn)行自身構(gòu)型的調(diào)節(jié)，升高溫度時鼓包撓度變大而凸起，溫度降低時撓度變小恢復(fù)原位，對SMA鼓包進(jìn)行了仿真研究，最大撓度變形可達(dá)鼓包長度的4%。然而，在對SMA進(jìn)行驅(qū)動控制時存在溫度/位移遲滯現(xiàn)象，往往會降低系統(tǒng)的控制精度，從而影響SMA鼓包的精確控制。陳旭亮等［68］基于（Krasnosel’ skii-Pokrovskii，KP）模型對SMA鼓包的溫度/撓度遲滯特性進(jìn)行了建模研究，設(shè)計(jì)了2種PID控制方案，并進(jìn)行了仿真與試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，遲滯逆模型前饋補(bǔ)償?shù)碾p目標(biāo)PID控制時域性能優(yōu)于無遲滯補(bǔ)償?shù)膯文繕?biāo)PID控制。

2018年，李沛峰等［69］采用數(shù)值仿真方法，對翼身融合布局（Blended Wing Body，BWB）激波減阻問題進(jìn)行研究，基于等熵壓縮弱化激波原理，提出了“凹-凸-凹”型非對稱鼓包設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了針對3種來流狀態(tài)的3種鼓包，圖17所示為鼓包構(gòu)造的示意圖。研究表明，3種鼓包在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的減阻量分別為7.1、10.4、16.6 counts，減阻效果明顯，可消除由激波誘導(dǎo)的弱分離但對強(qiáng)分離控制有限，并且在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下3種鼓包均具有較好的魯棒性。

圖17 鼓包構(gòu)造示意圖［69］Fig.17 Diagram of bump construction［69］

覃寧團(tuán)隊(duì)［70-72］在機(jī)翼的二維與三維激波控制鼓包減阻優(yōu)化方面進(jìn)行了開創(chuàng)性的工作。研究結(jié)果均表明，機(jī)翼采用優(yōu)化的SCB后出現(xiàn)有利的壓力梯度區(qū)間，有效減少了翼面激波阻力。章勝華等［71］通過數(shù)值仿真，研究鼓包位置、高度及長度等參數(shù)變化情況下激波控制鼓包對跨聲速抖振的影響規(guī)律，結(jié)果表明：鼓包通過推遲翼型上表面的壓力恢復(fù)，減弱激波與邊界層的相互作用從而可在一定程度上抑制抖振，設(shè)計(jì)參數(shù)中鼓包的高度和位置對翼型抖振和氣動性能的影響較大。

2022年，Gramola等［73］基于激波/邊界層干擾與柔性板之間的流固耦合作用，提出了一種新型三維被動自適應(yīng)SCB概念，并在超聲速風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)研究。圖18所示為實(shí)驗(yàn)裝置，在封閉的空腔上方夾緊一塊柔性板，激波打在柔性區(qū)域時，通過一系列呼吸孔被動控制腔體壓力，將平板驅(qū)動成三維激波控制鼓包SCB的形狀，無激波時則保持平坦。試驗(yàn)除了靜壓抽頭和紋影攝影技術(shù)外，還創(chuàng)新采用了攝影測量和壓敏涂料組合的全場表面測量技術(shù)，可以對變形柔性表面上的三維壓力場進(jìn)行重建。試驗(yàn)表明，放置的呼吸孔實(shí)現(xiàn)使平板變形成一個三維激波控制鼓包的過程，驗(yàn)證這一概念的可行性。圖19所示為激波打在柔性板面不同位置時相應(yīng)的鼓包形狀，且試驗(yàn)在最高空腔壓力的測試中觀察到與激波結(jié)構(gòu)相關(guān)的總壓損失的減少，表明這種新型三維鼓包在改進(jìn)自適應(yīng)SCB非設(shè)計(jì)性能方面具有可觀的潛力。

圖18 三維自適應(yīng)SCB實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨D［73］Fig.18 Sketches of 3D adaptive SCB experiment model［73］

圖19 4個不同三相點(diǎn)位置的鼓包形狀（攝影測量得到的三維表面變形）［73］Fig.19 Bump shapes for four different positions （3D surface deformations from photogrammetry）［73］

2.2 鼓包在內(nèi)部流場中的控制

吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件是進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管，超聲速飛行器要求進(jìn)氣道在較高馬赫數(shù)條件下啟動并為燃燒室提供均為穩(wěn)定的壓縮氣流［4］，當(dāng)進(jìn)氣壓縮效率改變1%時，推進(jìn)系統(tǒng)的比沖將改變3%～5%［74］。因此進(jìn)氣道在整個高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)中作用關(guān)鍵，影響著飛行器的整體氣動性能。進(jìn)氣道中的激波/邊界層干擾現(xiàn)象導(dǎo)致邊界層增厚甚至分離，將惡化進(jìn)氣道性能，降低流量捕獲系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，邊界層分離產(chǎn)生的非定常振蕩［75-77］會引起較大的氣動載荷［78］和進(jìn)氣道不起動［79-80］等問題。

早期激波控制鼓包的應(yīng)用大都集中在跨聲速機(jī)翼上，而鼓包對邊界層流動的控制及使下游流場更均勻的潛力將之推動并更多應(yīng)用于進(jìn)氣道流動控制方面。

2.2.1 進(jìn)氣道入口處的鼓包

20世紀(jì)50年代，鼓包已被提出并應(yīng)用于超聲速進(jìn)氣道中以進(jìn)行邊界層分流［81］，然而當(dāng)時對鼓包流動控制的研究并不廣泛。

1998年，Lockheed Martin公司提出了Bump鼓包進(jìn)氣道［82］，該進(jìn)氣道由入口處的三維鼓包和前掠進(jìn)氣道唇罩組成。鼓包在進(jìn)氣道上游形成三維壓縮面和高壓區(qū)，起到形成波系及將邊界層推離入口的作用［81，83］，進(jìn)氣道唇罩一般前掠，有助于邊界層的有效導(dǎo)流。由于鼓包進(jìn)氣道具有有效分流邊界層的能力，通常不包含邊界層分流器和泄放或旁路系統(tǒng)，也被稱為“無邊界層隔道超聲速進(jìn)氣 道”（Divertless Supersonic Itakes，DSI）［84］，這些可調(diào)節(jié)部件的取消降低了進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性及飛行器的重量和成本，并提高飛機(jī)的隱身性能。

如圖20所示，梁德旺等［85］對某型飛機(jī)鼓包進(jìn)氣道及前機(jī)身采用“照片三維復(fù)原技術(shù)”進(jìn)行了幾何重構(gòu)，利用數(shù)值模擬得到了進(jìn)氣道內(nèi)外流場的馬赫數(shù)分布和鼓包表面的壓力分布。結(jié)果表明，鼓包進(jìn)氣道在鼓包頂端有一個起始壓縮角，波后的等熵壓縮面可對進(jìn)入進(jìn)氣道的來流起到壓縮作用，在鼓包壓縮面上形成一個中間高、兩側(cè)低的壓力分布，在該壓力梯度的作用下來流邊界層被推向兩側(cè)并被排除。

中國在Bump鼓包進(jìn)氣道上的研究與應(yīng)用發(fā)展十分迅速，首次應(yīng)用是在梟龍戰(zhàn)斗機(jī)的研制過程中［86］。目前中國許多戰(zhàn)機(jī)已開始使用該新型進(jìn)氣道，如殲-10 B/C、殲-20和殲-31等，如圖21所示。

圖21 戰(zhàn)機(jī)上的Bump進(jìn)氣道Fig.21 Fighters with Bump inlet

王嬌等［87］選取半錐和半棱錐構(gòu)型與鼓包構(gòu)型進(jìn)行對比，對這3類典型的三維激波/湍流邊界層干擾問題采用數(shù)值仿真方法進(jìn)行了流場分析。圖22所示為3種典型構(gòu)型的示意圖及馬赫數(shù)、渦量等值線，研究表明，當(dāng)無黏激波強(qiáng)度相等時，半錐誘導(dǎo)產(chǎn)生的旋渦強(qiáng)度最強(qiáng)，鼓包次之，半棱錐最弱。半錐構(gòu)型對邊界層的排移能力最強(qiáng)，但綜合考慮進(jìn)氣道出口流場畸變等，鼓包構(gòu)型最具優(yōu)勢。

圖22 3種典型鼓包的構(gòu)型示意圖、馬赫數(shù)等值線、渦量等值線［87］Fig.22 Configuration diagram of three typical bulges， Mach number contour， vorticity contour［87］

伊朗學(xué)者Askari等對三維鼓包進(jìn)氣道進(jìn)行了大量風(fēng)洞試驗(yàn)［88-91］，分別定量研究了攻角、馬赫數(shù)等參數(shù)變化對鼓包進(jìn)氣道性能的影響。模型如圖23所示，因其雙側(cè)進(jìn)氣道組合延伸機(jī)身后方的形狀，稱為Y型進(jìn)氣道。試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪前瑱E圓機(jī)頭的典型飛行器前體，以進(jìn)一步考慮上游邊界層增長對進(jìn)氣道來流的影響。攻角影響試驗(yàn)［88］在恒定來流馬赫數(shù)Ma=1.65，側(cè)滑角β=0°，-2°～6°的各種攻角α下進(jìn)行，通過位于模型末端的錐形塞運(yùn)動來控制進(jìn)口質(zhì)量流量，形成不同的入口工作條件，包括超臨界、臨界和亞臨界情況。試驗(yàn)結(jié)果表明，在攻角變化范圍內(nèi)，質(zhì)量流量相對變化約5%，總壓恢復(fù)系數(shù)顯然保持相對恒定，試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)中使用的對稱壓縮面鼓包使總壓恢復(fù)和畸變系數(shù)所表征的入口流動質(zhì)量隨攻角保持相對不變。

圖23 試驗(yàn)風(fēng)洞模型示意及傳感器位置示意圖［88］Fig.23 View of model and isometric view of sensor locations［88］

他們的馬赫數(shù)影響試驗(yàn)［89］在3種來流馬赫數(shù)Ma=0.75，1.65，1.85和0°攻角和0°側(cè)滑角下進(jìn)行，進(jìn)氣道初始設(shè)計(jì)工況馬赫數(shù)為Ma=1.65。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，各馬赫數(shù)工況下的進(jìn)出口面積增加時，質(zhì)量流量率和畸變系數(shù)增加而總壓恢復(fù)系數(shù)下降，均在可接受范圍內(nèi)?？傮w上各來流條件的測量數(shù)據(jù)表明，在此變化馬赫數(shù)范圍內(nèi)該鼓包進(jìn)氣道性能良好，能夠提供所需的質(zhì)量流量和靜壓比。

對于在飛行過程中可能會遇到攻角或馬赫數(shù)變化，此鼓包進(jìn)氣道的流動穩(wěn)定性和進(jìn)氣道性能對于超聲速推進(jìn)系統(tǒng)是非常理想的。

文獻(xiàn)［90-91］對流動不對稱性進(jìn)行了進(jìn)一步研究分析。結(jié)果表明，在超臨界和臨界工況下均觀察到對稱超聲速流動模式。如圖24所示，在低亞臨界工況下，即入口阻塞面積比IBAR在0.35～0.49范圍內(nèi)，超聲速流型也保持對稱；然而，在高亞臨界工況下，即入口阻塞面積比大于0.49時，在0°攻角和0°側(cè)滑角下都觀察到不對稱的超聲速流動模式。在一個完全對稱的Y形鼓包進(jìn)氣道中，這種不對稱的流動模式是首次發(fā)現(xiàn)，且分析認(rèn)為該不對稱流動是高度不穩(wěn)定的。試驗(yàn)在該情況下觀察到顯著的非對稱激波振蕩、邊界層增厚和激波/邊界層干擾現(xiàn)象［90］。

圖24 不同工況下激波紋影圖，IBAR=0.23～0.85， α=β=0°［90］Fig.24 Schlieren images of shock formation under different operating conditions， IBAR=0.23-0.85， α=β=0°［90］

在高亞臨界工況下，其性能特征顯著下降，被認(rèn)為是由非對稱流動模式造成的。在這種情況下，總壓恢復(fù)系數(shù)顯著降低，右側(cè)進(jìn)氣道沒有通過明顯的質(zhì)量流量，所需的質(zhì)量流量幾乎完全由左側(cè)進(jìn)氣道提供，從目前的試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析來看，這些發(fā)生在零度攻角和側(cè)滑角工況下鼓包進(jìn)氣道中完全對稱Y形幾何上的非對稱激波現(xiàn)象，是此類進(jìn)氣道類型的物理特征。為了更好地評估氣動界面的畸變情況，需要在更高尺度上實(shí)現(xiàn)更精確的畸變分析方法［91］。

2018年，Huang等［92］提出了一種新型鼓包集成的三維內(nèi)乘波進(jìn)氣道（Internal Waverider Inlet，IWI）設(shè)計(jì)方法，采用數(shù)值驗(yàn)證與試驗(yàn)相結(jié)合的方法，驗(yàn)證了該技術(shù)解決低動能流動問題的效果。如圖25所示，該方法基于三維的特征反演法（Inverse Method of Characteristics，IMOC），得到了能在非均勻上游流動中產(chǎn)生所需入口激波的壓縮面，在該壓縮面上通過引入Bump鼓包來去除大部分邊界層流動，改善進(jìn)氣道性能，實(shí)現(xiàn)了IWI與飛行器前體的一體化。

圖25 三維鼓包集成的IWI數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨D［92］Fig.25 Numerical simulation and test model of 3D bump-integrated IWI［92］

然而Huang等設(shè)計(jì)的壓力控制鼓包周圍存在側(cè)壓縮激波問題，Yu等［93］在其基礎(chǔ)上提出了一種基于壓力脊（Pressure Ridge，PR）概念設(shè)計(jì)的新型壓力分布鼓包，以減輕在鼓包入口集成處的側(cè)壓力效應(yīng)并建立起壓力分布與氣動特性之間的關(guān)系。鼓包表面壓力三維視圖如圖26所示，將2種方法設(shè)計(jì)的鼓包進(jìn)行數(shù)值模擬對比，結(jié)果表明，新型PR鼓包高度比典型鼓包高度低29.2%，平均面積寬30%，能顯著提高邊界層排移效率緩解側(cè)壓縮效應(yīng)，對鼓包進(jìn)氣道一體化有明顯的幫助。

圖26 鼓包表面壓力三維視圖［93］Fig.26 3D view of surface pressure of bumps［93］

2022年，Xu等［94］通過試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究上游安裝三維鼓包的下頜進(jìn)氣道啟動過程。圖27所示為Ma=3.5時未啟動模式下不同鼓包高度的下頜進(jìn)氣道近壁流動結(jié)構(gòu)，均存在大規(guī)模的分離區(qū)和橫向溢出，隨著鼓包高度的增加，再附著線在對稱平面附近向前移動，在側(cè)壁附近向后移動，分離區(qū)規(guī)模明顯減小。研究表明，鼓包可對邊界層氣流產(chǎn)生導(dǎo)流作用，在進(jìn)氣道流量稍有下降的情況下使總壓恢復(fù)性能明顯提升，增加鼓包高度或者寬度均可加速分離區(qū)內(nèi)氣流的橫向溢流，提高進(jìn)氣道起動性能。

圖27 Ma=3.5時不同鼓包高度進(jìn)氣道近壁流線分布［94］Fig.27 Near wall streamline distributions of inlets with different bump heights at Ma =3.5［94］

2.2.2 進(jìn)氣道內(nèi)部的鼓包

進(jìn)氣道內(nèi)部鼓包的作用與Bump進(jìn)氣道鼓包的控制機(jī)理在總體上是相似的——通過壓縮面拆分激波系，減小逆壓梯度達(dá)到控制邊界層分離的效果。因此2種位置的鼓包在幾何構(gòu)型及控制機(jī)理的設(shè)計(jì)與研究方法方面或可相互借鑒，這些都是鼓包領(lǐng)域應(yīng)該進(jìn)一步研究的內(nèi)容。

鼓包是一種相對較新的流動控制方法，當(dāng)前國內(nèi)外關(guān)于鼓包應(yīng)用于進(jìn)氣道內(nèi)部激波/邊界層干擾控制的研究相對較少。張悅等［7，95］對唇罩激波/邊界層干擾現(xiàn)象，提出了一種基于可變形壁面鼓包的SWBLI控制概念，圖28所示為鼓包的概念示意圖。通過數(shù)值仿真和試驗(yàn)證實(shí)了二維鼓包對流動分離的控制潛力，結(jié)果表明，如圖29所示，鼓包對激波入射導(dǎo)致的邊界層分離起到了有效的抑制作用，為使鼓包的控制效果達(dá)到最佳，應(yīng)保證激波均入射在鼓包的外凸表面上；激波入射點(diǎn)位于鼓包背風(fēng)面膨脹波區(qū)，有利于對邊界層分離的抑制效果。

圖29 二維鼓包對激波/邊界層干擾控制的試驗(yàn)紋影圖［7］Fig.29 Experimental schlieren image of SWBLI control by two-dimensional bump［7］

為控制進(jìn)氣道連續(xù)的唇罩激波引起的邊界層分離現(xiàn)象，張悅等［8］將二維鼓包引入高超聲速進(jìn)氣道下壁面，如圖30所示，在鼓包的控制下基本消除了進(jìn)氣道內(nèi)部較大的梯形分離泡，取而代之的是鼓包的迎風(fēng)面和背風(fēng)面出現(xiàn)2個較小的分離。數(shù)值仿真結(jié)果表明，與無控制狀態(tài)相比，在入口馬赫數(shù)Main為2.54、2.99和3.38時，有壁面鼓包的進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)分別提高了6.08%、14.99%和20.59%，顯著提升了進(jìn)氣道的性能。隨后，張悅等［9］通過引入形狀記憶合金實(shí)現(xiàn)壁面鼓包的自動變形，使壁面鼓包可在高馬赫數(shù)下出現(xiàn)而在低馬赫數(shù)下與壁面融為一體。通過風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí)，經(jīng)過良好訓(xùn)練的記憶合金鼓包可以在真實(shí)進(jìn)氣道內(nèi)部實(shí)現(xiàn)自動變形并對連續(xù)的唇罩激波/邊界層干擾進(jìn)行有效控制，如圖31所示。

圖31 可變形鼓包的風(fēng)洞試驗(yàn)圖［9］Fig.31 Experimental results of SWBLI control with deformable bump［9］

2021年，德國宇航局Schülein等［6］在來流馬赫數(shù)2.5～5.0、激波發(fā)生器的角度為6°～12°的條件下，對一種新型二維鼓包進(jìn)行了概念驗(yàn)證研究。如圖32所示，該鼓包與典型的鐘型鼓包不同，是通過改變?nèi)肷浼げǖ玫阶罴盐恢貌⒂锰卣魉惴ㄓ?jì)算波形得到的銳邊鼓包，數(shù)值模擬及試驗(yàn)結(jié)果表明：設(shè)計(jì)狀態(tài)下當(dāng)入射激波打在鼓包凸起頂端時可以獲得分離長度縮短（最高可達(dá)100%）、動量厚度減少（最高可達(dá)31%）和總壓恢復(fù)系數(shù)增加（最高可達(dá)33%）的最大值。當(dāng)入射激波沒有打在鼓包凸起頂端時，鼓包減小波阻及控制流動分離的效果變差，入射激波打在迎風(fēng)側(cè)的效果比背風(fēng)側(cè)效果更差些，在最佳激波入射位置即凸頂附近的擴(kuò)展區(qū)域內(nèi)，鼓包對抑制分離泡仍能保持積極的影響。但在這個范圍之外，鼓包的存在會增強(qiáng)初始分離氣泡，從而導(dǎo)致更高的流動損失。為了達(dá)到最大的效果，鼓包長度應(yīng)該與預(yù)期的分離泡長度相當(dāng)或更長。

圖32 二維銳邊鼓包試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸囼?yàn)紋影圖［6］Fig.32 Sketches of test model with concave bump and shock generator and experimental schlieren images［6］

3 總結(jié)與展望

激波/邊界層干擾普遍發(fā)生在超聲速及高超聲速內(nèi)外流動中，激波誘導(dǎo)產(chǎn)生的復(fù)雜流動分離對飛行器的氣動、動力、結(jié)構(gòu)等系統(tǒng)均存在不利影響，由此迫切需要采用流動控制手段，以抑制或者防止激波誘導(dǎo)的流動分離以及干擾區(qū)域的不穩(wěn)定現(xiàn)象，削弱或者避免激波/邊界層干擾的不利影響。鼓包是一種不需要額外設(shè)備就能提高飛行器性能的潛在方法，可避免激波/邊界層干擾帶來的不良影響，具有良好的應(yīng)用前景。

本文對激波/邊界層干擾的基本流動特征和物理現(xiàn)象進(jìn)行了回顧和介紹，對激波/邊界層干擾常見的主/被動流動控制技術(shù)進(jìn)行了梳理，重點(diǎn)分析了近年來鼓包控制方法在激波/邊界層干擾方面的研究現(xiàn)狀和進(jìn)展，包括鼓包在外流場及內(nèi)流場中對激波/邊界層干擾進(jìn)行流動控制的相關(guān)研究進(jìn)展，可以得到如下結(jié)論：

1） 目前利用鼓包結(jié)構(gòu)對激波/邊界層干擾的控制在外流場即飛行器機(jī)翼應(yīng)用方面研究較多，而在內(nèi)流場則集中于鼓包應(yīng)用于進(jìn)氣道入口處的Bump進(jìn)氣道方面，對鼓包應(yīng)用于飛行器進(jìn)氣道內(nèi)部的控制機(jī)理研究較少，進(jìn)氣道不同內(nèi)流條件下的鼓包適用范圍、鼓包外形的選擇、鼓包位置的確定、鼓包陣列的組合、鼓包的優(yōu)化方法等尚有待深入研究。

2） 關(guān)于鼓包控制激波/邊界層干擾的研究主要集中在數(shù)值模擬方面，試驗(yàn)研究較少，未來可重點(diǎn)考慮如何在鼓包的控制機(jī)理、布置方式及鼓包結(jié)構(gòu)對變工況流動特征的影響等方面合理有效地開展相關(guān)試驗(yàn)。

3） 固定式鼓包無法滿足寬速域飛行條件下的應(yīng)用需求，相對于飛行器機(jī)翼表面自適應(yīng)鼓包不斷涌現(xiàn)新的概念，應(yīng)用于內(nèi)流場中自適應(yīng)鼓包的流動控制機(jī)理及自適應(yīng)過程有待挖掘。

4） 高馬赫數(shù)條件下鼓包控制機(jī)理與低馬赫數(shù)下的或有不同，當(dāng)前有關(guān)高超聲速（Ma＞5）流場中鼓包控制機(jī)理的研究文章鮮有報(bào)道。已有研究成果是否適用，控制原理是否相同，未來在高馬赫數(shù)下的鼓包流場控制效果有待進(jìn)一步揭示。

5） 內(nèi)外流場中自適應(yīng)鼓包對激波/邊界層干擾的影響已有較基礎(chǔ)的研究，但目前公開文獻(xiàn)主要集中在鼓包的型面變形，且數(shù)值仿真及試驗(yàn)主要針對靜態(tài)結(jié)果分析，在自適應(yīng)鼓包的連續(xù)位移影響、動態(tài)流場特性研究方面相對空白，有待綜合試驗(yàn)和數(shù)值模擬開展創(chuàng)新型的研究。