从总体设计角度透视高超声速飞行器边界层转捩问题

李志文，袁海涛，黄 斌，张增辉，于新源

(北京机电工程总体设计部，北京 100854)

0 引 言

层流或湍流是流体的两种基本流动状态，流态不同，相应的局部力、热特性也就存在差异。边界层转捩指边界层内流体从层流到湍流的流态变化。边界层转捩是流体力学最基本的问题之一，也是最具挑战性、迄今未能很好解决的基础性难题。高超声速飞行器边界层转捩问题因为研究速度高、影响因素复杂、测量困难、天地差异大、飞行试验代价高昂等因素，较低速问题研究更困难、更为棘手，目前的进展远不能满足当前高超声速飞行领域蓬勃发展的需求。

为了给高超声速飞行提供基础支撑，近30年来各国研究人员通过不懈努力，在高超声速边界层转捩研究方面取得很大进展。美国先后在“国家空天飞机计划”（NASP）、“国家航空航天倡议”（NAI）、“猎鹰计划”（FALCON）、“国家高超声速基础研究计划”（NHFRP）等重大研究计划与规划中，将边界层转捩列为重要研究问题。航天飞机服役末期，NASA重点针对迎风面边界层转捩可能引发的防热风险与飞行安全问题开展了大量的分析与试验工作。X-43、X-51高超声速飞行试验项目研究解决了超燃冲压发动机进气道强制转捩相关设计与试验问题。HTV-2项目虽然2010年[1]、2011年[2]两次飞行试验失败，但是美国宣称其成功预示了第二次飞行试验边界层转捩的发生，误差不超过10 s[3]。美国桑迪亚国家实验室通过早期的SWERVE项目对边界层转捩富有成效的研究，为2011年AHW首次飞行试验[4]、2017年FE-1飞行试验[5]及2020年C-HGB飞行试验[6]的成功奠定了技术基础。美国还单独或牵头组织开展了HyBoLT、HIFiRE[7]系列飞行试验，专门针对高超声速边界层转捩等基础问题开展实飞研究。美国普渡大学通过建设并运行Ma6静音风洞，在高超声速边界层转捩试验研究方面发挥了重要作用。最近普渡大学与圣母大学又在美国空军实验室支持下开始合作建设Ma8静音风洞[8]，进一步提高高超声速边界层转捩试验研究能力。

得益于需求牵引及各方面支持，我国近年来在高超声速边界层转捩方面研究十分活跃、进展很大，相关成果令人瞩目：2004年，天津大学周恒研究团队出版了《流动稳定性》[9]一书，2015年又出版了《超声速/高超声速边界层转捩机理及预测》[10]专著。南京航空航天大学唐登斌则于2015年出版了《边界层转捩》[11]一书。在973计划及国家重大科技专项支持下，北京大学于2012年、国防科技大学于2015年分别建成了Φ300 mm高超声速静音风洞[12]。2015年底，中国空气动力研究与发展中心开展了MF-1航天模型飞行试验[13]。2016年，依托国家科技部“大科学装置前沿研究”重点研发计划，中国空气动力研究与发展中心联合中科院力学所、清华大学、天津大学、国防科技大学、北京临近空间飞行器系统工程研究所等单位共同承担了“高超声速边界层转捩机理、预测及控制方法研究”项目。根据统计，2010～2019年国家自然科学基金支持了与转捩有关的项目共计90个，资助金额合计6 497万[14]。2019年10月，中国空气动力学会举办了“中国流动稳定性与转捩研究40年：成就、机遇和挑战”会议。《空气动力学学报》在2018年第2期、2020年第2期分别组织了“流动稳定性与转捩”、“中国流动稳定性与转捩研究40年”专栏，介绍了近年来我国在流动稳定性与转捩研究领域的最新成果。

高超声速边界层转捩研究综述性文献方面，解少飞等[15]从扰动产生与演化角度对转捩机理研究与进展进行了回顾与介绍，苏彩虹[16]介绍了感受性、扰动演化和转捩判据研究进展情况，江贤洋等[17]针对感受性问题进行了综述，刘向宏等[18]介绍了近年来高超声速边界层稳定性与转捩风洞实验情况，黄章峰等[19]、段毅等[20]则对高超声速边界层转捩工程应用问题及研究进展进行了总结，罗纪生[21]介绍了eN方法在转捩预测方面的工程应用，陈坚强等[22]、杨武兵等[23]对高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势进行了全面系统的总结。受益于这些工作，本文尝试从飞行器总体设计角度出发，重点对有关高超声速边界层转捩的工程实践问题进行讨论，供设计师及相关研究人员参考。

1 边界层转捩对飞行器总体性能的影响

边界层转捩导致的层流、湍流流态差别影响气动力、热性能，对飞行器设计影响很大。以亚声速运输机为例，由于摩阻占总阻力的50%[24]，而边界层流态对摩阻影响大，NASA有研究表明，如果采用层流控制，则整机可获得高达10%的减阻效益，进而节省可观的燃料[25]。对于高超声速飞行器，影响则更大，转捩可导致热流峰值高达层流状态5倍[26]，严重影响热防护系统设计。在20世纪80年代美国开展国家空天飞机计划研究时，发现转捩不确定性导致的设计偏差竟使空天飞机起飞质量翻倍[27]。

在以往弹道式再入的高速飞行器设计中，由于飞行时间不长，再入弹道相对较短，转捩虽然是难题，但是总体影响可控。气动加热的偏差影响不大，即使按照全湍流考虑，热防护系统的代价总体可接受。而近些年随着高超声速领域重新成为研究热点，对象飞行器在大气层内高速飞行时间变长，气动加热增加了1～2个量级，长时防隔热问题突出，热防护系统质量大大增加，极大影响飞行器总体性能。原来保守、粗放的设计已不能适应高性能、轻质量的需求，提高转捩预示精度、尽量延长层流飞行状态成为设计关注的重点。

在超燃冲压发动机研究中，希望进气为湍流状态，以便于与燃料充分掺混燃烧，提高推进效率。如果不能确定发动机进气为湍流，就需要人为制造转捩满足发动机工作要求。

2 总体设计面临的转捩问题

2.1 对于转捩的基本认识

飞行器总体设计通常讨论的机体/弹体/翼面等外部部件上的边界层转捩问题属于壁面剪切流的自然转捩情况。一般认为自然转捩的基本原理是：外部扰动进入边界层内，经过感受性作用，转化为边界层层流内部的初始扰动。扰动经过流动的不稳定机制进一步发展、放大，加剧了层流流动失稳现象，并转化为充分发展的湍流，见图1。

图1 边界层转捩的发展过程Fig.1 The development of boundary-layer transition

根据上述原理，转捩存在三个要素：扰动源、感受性、稳定性。三者缺一不可，讨论转捩机理必须将这三个要素有机联系起来[28-29]。

扰动进一步细分为声扰动、涡扰动和熵扰动，分别体现压力、速度和温度等不同物理性质的扰动。感受性研究的是外部的扰动如何激发边界层内的扰动，它是转捩的重要环节，为随后的稳定性问题提供初始输入条件。稳定性研究扰动在边界层内如何演化的过程，包括线性稳定性理论以及各种非线性稳定性理论等。转捩机理复杂，实际情况往往有多种路径可导致转捩，图2给出了几种典型的转捩路径。

图2 转捩的路径（根据参考文献[30]略作修改）Fig.2 The transition path（Slightly modified based on Ref.[30]）

2.2 飞行器表面典型转捩模式

小扰动环境，飞行器表面发生边界层转捩存在四类典型失稳模式：流向不稳定、横流不稳定、离心不稳定以及附着线不稳定。在二维平板低速情况，T-S波第一模态主导了流向不稳定模式；在高超声速情况，Mack第二模态主导了流向不稳定模式；介于二者之间的超声速情况，黏性的第一模态以三维斜波形式发展，主导了流动的不稳定性。横流不稳定源于实际飞行器三维外形效应，展向压力梯度导致边界层出现横流速度，有横流速度的边界层容易出现失稳，并导致横流涡，进而显著影响边界层转捩。横流失稳又分为驻波模式和行波模式。离心不稳定源于物体凹面的离心效应，使流动形成了驻定、沿流向反向旋转的涡，其高低速条带结构的二次失稳会诱发转捩。飞行器后掠前缘常出现附着线转捩现象，它是由于部分气流受阻分流后沿着展向流动，形成了前缘附着线。T-S波可在附着线上传播发生流动失稳。

2.3 几类高超声速飞行器转捩相关问题

高超声速飞行器由于设计目标、应用场景不同，技术方案各异，转捩带来的影响存在差异，需解决的具体问题也各有差别，但大致可归结为气动力、气动热及掺混效率三类。本文试从弹道样式的角度对高超声速飞行器进行分类，阐述需要重视及解决的转捩相关问题。

1）弹道式再入类。该类飞行器一般以零迎角或自配平迎角飞行，可分为小钝头锥体和大钝体两类。前者代表为惯性弹头，后者代表为载人飞船。

惯性弹头设计目标追求小的落点散布，需尽可能减小气动干扰，一般为轴对称细长体，质阻比大、静稳定度大，理论上在零迎角附近飞行，但是飞行试验在转捩高度区间经常出现迎角异常放大与振荡现象（图3），造成落点偏差增大[31]。原因之一是弹体不对称转捩产生了不稳定的非线性气动扰动力矩。由于弹头惯量小、阻尼小、没有控制，扰动力矩得不到及时抑制，致使弹头在转捩区间会突然出现采用常规气动数据模型无法解释的迎角非线性放大与振荡现象[32]。国内安长发[33]、潘宏禄和马汉东等[34-35]、杨云军等[36]进行了非对称转捩的计算与理论分析工作，楼洪钿[37-38]、高清等[39]进行了风洞实验研究工作。

图3 惯性弹头在边界层转捩期间角运动情况[32]Fig.3 The motion of a flight vehicle during the boundary-layer transition[32]

载人飞船设计目标之一是确保再入飞行过程中由气动减速产生的过载在航天员可安全承受范围内，因此一般为大钝体外形，质阻比较小，减速性能优良。钝体迎风面存在烧蚀引起的边界层转捩，在背风面尾迹流动中存在混合层转捩（图4）。此类飞行器外形即使轴对称，由于通常在自配平迎角状态下飞行，流场并不对称，使得转捩预测变得更为困难[23,40]。防热设计需要仔细考虑转捩的影响，确保飞行器不会产生局部烧坏的风险。袁湘江和张涵信等[41-42]分析了钝体头部大扰动产生的Bypass转捩现象。

图4 高超声速钝体流动特点[43]Fig.4 A sketch of the flow around a hypersonic blunt body[43]

2）再入机动类。该类飞行器再入后进行一定距离的横法向机动变轨飞行，可结合各种制导手段，对目标实施精确打击，典型代表为美国的潘兴II导弹、桑迪亚实验室的SWERVE试验飞行器。前者采用小钝头双锥体+十字舵设计，后者采用小钝头单锥体+小翼+小升降副翼外形[44]，设计上关注的转捩问题是对弹体压心及配平能力的影响。如果偏差较大，则会对飞行器配平特性及机动打击能力产生显著影响。由于实际飞行状态迎角、侧滑角变化很快且幅值较大，加上材料烧蚀影响，准确预示转捩难度很大。

3）高超声速滑翔类。该类飞行器在大气层内长时间高速滑翔，根据用途分为轨道返回类与远程打击类。前者代表为美国的航天飞机、X-37B轨道机动飞行器（图5）、BFR星际飞船（图6）、欧洲的IXV再入返回试验飞行器，后者代表为美国HTV-1、HTV-2飞行器、俄罗斯的“先锋”高超声速武器。

图5 X-37B外形[45]Fig.5 The X-37B configuration[45]

图6 BFR飞船外形[46]Fig.6 The BFR ship configuration[46]

轨道返回类飞行器服务于空间往返系统，提供类似飞机的再入返回乘坐品质与重复使用能力，一般采用大钝头、大翼面或升力体设计。这类飞行器一般都采用40°甚至接近50°（图7）的大迎角滑翔飞行弹道，以尽量提高飞行高度、减小热载荷。大钝头外形、大迎角飞行使得飞行器具有良好的减速特性，有助于飞行器在滑翔飞行过程中从第一宇宙速度附近较快减至降落速度或开伞回收速度。美国NASA一直对航天飞机防热瓦的粗糙度问题十分关注：防热瓦缝隙、损伤以及修补填充物制造了不同程度的粗糙度问题，可能诱发过早转捩[47]。此外，飞行中的非对称转捩会诱发横航向干扰力矩[48]。国内朱德华等[49]、董明[50]、赵云飞等[51]详细研究了粗糙元诱导转捩问题。

图7 IXV飞行弹道攻角时间历程[52]Fig.7 The time history of the angle-of-attack of the IXV[52]

远程打击类飞行器设计目标是高效滑翔飞行，利用运载提供的动能实现大射程能力与大范围机动变轨能力，一般采用小钝头细长体、高升阻比构型设计，飞行过程中具有较高的使用升阻比。这类飞行器弹道机动灵活，现有反导武器拦截困难，突防能力很强。以HTV-1为例，其采用大后掠前缘椭圆截面升力体设计（图8），主要的转捩相关问题有[40]：后掠前缘上由横流失稳引起转捩（可详阅易仕和等[53]的三角翼实验和赵磊[54]、韩宇峰等[55]的研究工作）；在中心线附近存在T-S波引起的转捩；在钝化头部的下游还存在熵吞等效应；在长时间飞行过程中因防热材料表面烧蚀出现明显的粗糙度，引起Bypass转捩或瞬态增长形式的转捩。此类飞行器对大面积上的转捩点预示准确度要求较高，实践中不同的工程转捩准则会导致总加热量发生20%乃至更大的预示偏差，给防热系统以及飞行器总质量带来很大的影响。此外，转捩同样会带来稳定性及热防护风险问题。徐国武等[56]研究表明，非对称转捩有可能对升力体类飞行器航向稳定性产生严重影响。国义军等[57]对HTV-2第二次飞行试验热环境的计算分析认为前缘边界层转捩引起局部热流剧增、导致热防护系统迅速烧蚀并叠加应力破坏是飞行器失控的主要原因。

图8 HTV-1外形[40]Fig.8 The HTV-1 configuration[40]

4）高超声速巡航类。以X-43、X-51为代表的高超巡航飞行器在外形上一般采用锐前缘、乘波体设计，主要的转捩及湍流问题集中在与发动机相关的问题上[23]：多级压缩或曲面压缩进气道上的转捩；进气道唇口和稳定段存在严重的激波－边界层干扰流动；燃烧室中需要利用湍流实现燃料掺混；尾喷管处同样存在湍流问题。这些问题进而影响发动机效率与飞行器推阻特性。

3 总体设计控制措施

3.1 弹道设计

实践表明，对于特定的飞行器，转捩的发生与飞行弹道单位雷诺数密切相关。从总体设计上控制弹道状态可以控制转捩的发生，例如尽量保持飞行弹道单位雷诺数不超过转捩单位雷诺数飞行，以维持飞行器层流状态飞行。这可视为一种粗浅的转捩控制准则，在气动热专业给不出适合弹道优化设计使用的简单判据情况下，可以事先使用。类似的简单准则与处理方法国内外均有，例如20世纪90年代欧洲研究空天飞机认为比较有把握的层流飞行高度是40～60 km以上[58]。国内也有单位按照这种方法进行简化处理，取值略有不同。此外，SWERVE等飞行试验表明转捩与迎角状态密切相关，更精准的弹道控制措施需要进一步纳入该因素影响。

按照飞行器大面积边界层状态分类，弹道可分为层流弹道、湍流弹道以及处于二者之间的转捩弹道。一般而言，保持层流飞行，需要保持较高的飞行高度（低密度）、较低的飞行速度和较小的迎角，湍流飞行则相反。对于弹道式大倾角再入，可认为是一种穿越弹道，单位雷诺数在再入过程中急剧增加，从层流到湍流的状态转换非常快，转捩时间可忽略不计。对于临近空间水平飞行弹道，飞行状态改变相对缓慢，从尾部到头部有可能出现较长时间的转捩状态，详细情况可见航天飞机飞行试验分析数据[47]。国内有意见认为需要避免这种状态，在弹道设计上采取快速穿越措施。

从弹道设计上控制边界层流态，例如减小再入角、提高飞行高度以减小飞行环境大气密度，有助于减小飞行器热载荷，降低热防护系统总质量，效果最为显著。航天飞机再入返回弹道可视为部分采用了这种设计，其阻力加速度剖面设计考虑了热载荷约束（如图9所示），大迎角飞行段保证了较高的滑翔飞行高度。但是该设计必须与其他总体指标进行综合权衡，迎角、升阻比偏离弹道最优状态会导致飞行过程中损失能量，影响最大射程能力与机动突防/打击能力。

图9 航天飞机再入飞行走廊及参考飞行剖面[59]Fig.9 The operational entry corridor and reference drag profile[59]

3.2 翼载荷/升质比控制

翼载荷越小或者升质比（升力系数×参考面积/飞行器质量）越大，相同速度下平衡飞行高度越高，大气密度越小，越有可能保持层流飞行状态。这对飞行器提出了两个要求：一是高升力，二是轻质量。一般而言，这两个目标存在矛盾：高升力需要飞行器采用大翼面或升力体设计，增加的尺寸需求需要付出相应的结构、防热、伺服等质量代价，实际工作中需要综合权衡。

3.3 外形设计

外形因素影响较多，现简单列举如下：

1）尺寸：尺寸越大，飞行器尾部当地雷诺数越大，越有可能发生转捩。例如，飞行试验分析表明，航天飞机多次在40 km高度以上发生转捩，而这对于小一个量级的飞行器则基本不可能。Reentry-F试验表明，典型的惯性弹头再入弹道边界层转捩集中在30多千米到18千米高度区间[44]。

2）突出物：突出物会诱发局部强制转捩。美国在哥伦比亚号航天飞机事故后，开展了粗糙度及突出物对转捩影响的专题研究，并利用多次飞行任务搜集数据，据此完善了转捩预示工具BLT TOOL[60-61]。如果希望边界层保持层流状态，则设计上需要避免突出物。如果需要湍流状态，则可增加突出物诱发转捩。X-43、X-51等飞行器均在进气道前部采取了增加锯齿的强制转捩设计（图10、图11）。关于高超声速进气道强制转捩装置设计与实验问题可参考赵慧勇等[62-63]的工作和战培国[64]的综述。

图10 X-43前体迎风面锯齿设计[65]Fig.10 The boundary-layer trips of X-43[65]

图11 X-51风洞试验研究的三种前体迎风面锯齿[66]Fig.11 Three types of boundary-layer trips for X-51A wind-tunnel tests[66]

3）弹体曲率：保持弹体曲率连续，特别是端头、前缘与弹体连接部位保持曲率连续，可以有效减小边界层壁面感受性，推迟转捩的发生。减小进气道压缩面或喷管型面曲率，可以抑制离心不稳定模式。但是型面过长易产生流向不稳定，需要综合权衡。

4）钝度[67]：端头采用适当的钝度可以推迟转捩。Stertson[68]总结给出了钝锥转捩最优钝度关系。但是该结论给出的结果偏乐观，工程上需谨慎参考。与钝度密切相关的转捩反转现象一直存在诸多争议，可参见陈坚强等[69]的讨论。

5）横向曲率[67,70]：增大横向曲率可以稳定二维第一模态与第二模态，放大斜波第一模态。该措施对于小曲率半径情况影响显著。如果斜波不稳定主导转捩，则采用平面处理可以推迟该转捩模式。在第二模态主导情况下，需要仔细计算确认曲率的影响。

6）压力梯度[67,71-72]：顺压梯度可以稳定第二模态，逆压梯度会放大第二模态。但是对于横流情况，顺压梯度会放大横流不稳定性[73]，因此需要综合权衡。

7）粗糙元[67]：对于横流不稳定模态，理论分析与试验表明布置合适尺寸的粗糙元可以激发温和的横流不稳定波，改变平均流流场，抑制最不稳定的长波。国内相关研究可参见赵磊[54]、董昊等[74]的工作。

8）前缘半径[67]：对于附着线转捩，减小前缘半径，可以推迟转捩的发生。

3.4 材料选择

国内外研究与实验证明，孔隙材料可以推迟第二模态转捩，原理是控制壁面声阻抗，吸收第二模态频率范围内的声扰动，稳定第二模态[67]。国外Fedorov等[75-77]开展了大量多孔表面对超声速边界层流动稳定性影响的理论和试验研究，结果表明多孔表面可有效抑制边界层转捩。国内赵瑞等[78-79]改进多孔边界条件验证了多孔表面对第二模态转捩的有效抑制。朱德华等[80]采用线性稳定性理论结合DNS方法证实了多孔表面可以推迟第二模态转捩，涂国华等[81]研究了抑制第二模态转捩的最优开孔率和孔半径问题，郭启龙等[82]研究了横向距离微槽抑制第二模态转捩问题。根据此原理，可以对防热材料进行筛选与优化。注意材料应采用微孔隙设计，过大的孔隙会扮演粗糙度角色，反而有害。

此外，不同壁面材料飞行中壁温不同，对转捩有较大影响[67]。苏彩虹、周恒[83]研究了壁面温度对零迎角小钝头圆锥高超声速边界层稳定性的影响，发现对等温壁边界层转捩起主导作用的是第二模态波，而第一模态对绝热壁边界层转捩起主导作用。刘智勇等[84-85]研究了壁温对Ma6平板边界层转捩位置的影响，发现壁温1 200 K前后转捩位置变化规律不同。壁面材料发生烧蚀后会出现质量喷射、产生粗糙度问题，也对转捩有显著影响。对于端头，如果烧蚀后变钝，曲率变小，则可能推迟弹体转捩的发生。段毅等[20]简要介绍了烧蚀的多方面影响及国际上的相关研究。

美国多次飞行试验表明钝头锥体零迎角再入时，金属材料锥面普遍比酚醛、石墨等其他材料提前发生转捩[86]。美国桑迪亚国家实验室确认了这一现象。这表明材料的影响可能是多方面的，需要仔细权衡。

3.5 其他

1）壁面冷却/加热[67]：壁面冷却可以稳定T-S波，但是却会使第二模态趋于不稳定。冷却导致边界层变薄，致使对粗糙度更敏感。有研究根据线性稳定性理论分析认为：壁面冷却在Mae＜ 4.7时有利，Mae＞6.4时有害，中间则影响不明显。对于T-S波，有研究采用局部加热的方法，验证了在下游制造冷却效应可以控制转捩的发生。基于相同的思路，对于第二模态提出局部冷却方法，但是研究并没有得到有效的结论，尚需深入分析。国内赵耕夫[87]的研究表明，壁面冷却对第一模态起稳定作用，对第二模态有不稳定作用。直到Mae7，导致绝热壁边界层转捩的始终是第一模态，Mae≥6的冷却壁边界层则是第二模态起主导作用。壁面冷却能够推迟边界层转捩，但是和二维边界层相比壁面冷却对高速三维边界层的层流控制作用有限。

2）壁面抽吸[67,87-88]：研究表明壁面抽吸在低速时比较有效，可以稳定T-S波，消除广义拐点。有限的研究计算表明抽吸也可以稳定第二模态。壁面抽吸广泛应用于低速/超声速飞行器进气道设计中，但是对于高超声速飞行器而言，实际应用存在困难。

3）气体注入[89-96]：Leyva等研究发现向边界层注入二氧化碳时，转捩雷诺数相比其他注入介质更高，机理是二氧化碳分子振动弛豫吸收了声模态扰动波的能量，使第二模态不稳定波的幅值衰减，从而延迟了边界层转捩的发生。边界层内的二氧化碳注入率越大，其延迟效果越明显。从工程角度来看，高超声速情况下应用该措施存在较大困难。

4）磁流体控制[67]：高速时由于高温气体效应，边界层气体电离。针对电离气体使用磁流体控制原理产生洛仑兹力效应可以调节边界层速度剖面，进而对流动稳定性施加影响。由于Ma10以下气体电离效应不明显，飞行器边界层电子密度低，电导率低，实际控制效果可能不显著，磁控系统工程实现上代价高昂。孟宣市等[97]的综述介绍了目前等离子体流动控制技术研究进展情况。

4 试验相关问题

4.1 静音风洞试验

通过地面试验研究转捩始终存在天地一致性问题。由于常规风洞试验环境与自由大气环境在扰动场方面存在很大差异，导致转捩发展的模式可能迥然不同，常规风洞往往提前发生转捩，致使准确预示飞行环境转捩点十分困难。近年来，国外在高超声速静音风洞试验技术方面取得了积极进展，通过降低风洞试验噪声，获得了高品质的风洞气流，提高了转捩研究准确度[98]。美国普渡大学的Ma6静音风洞目前是世界上最知名的高超声速静音风洞，近年来十分活跃，在HTV-2、X-51、HIFiRE等项目支持下开展了一系列研究试验，相关成果令人瞩目[99]。

静音风洞存在建设与调试难度大、周期长，试验状态单一、试验段尺寸小等问题，国际上仅有三座高超声速静音风洞在运行，其中就包括国内北京大学与国防科技大学的两座Φ300 mm静音风洞。这一有利条件为国内开展高超声速转捩研究提供了有力支撑。

4.2 飞行试验情况

高超声速飞行器边界层转捩最理想的研究方式仍然是真实环境下的飞行试验。国内目前存在浪费飞行任务资源问题：每一次飞行任务都是一次研究转捩的宝贵试验机会，但是由于认识层面缺乏积累数据意识，没有意愿、没有系统策划，致使少有搭载传感器的机会。这与美国NASA在航天飞机每次飞行任务都积累相关数据、分析研究气动热与转捩情况相比，差距很大。美国SpaceX公司更进一步，在其“龙”货运飞船空间运输任务中多次搭载新的热防护材料，为其BFR可重复使用飞船防热先期进行实飞试验。

根据公开资料，国外转捩研究成果比较突出的高超声速飞行试验项目有：

1）Reentry-F试验：NASA在1968年实施的飞行试验，研究小钝头锥体弹道式再入，利用大量温度传感器数据反推气动加热情况。该试验是多年来国际上转捩研究的“标模”。

2）航天飞机任务：航天飞机在轨道器各处布设了大量温度传感器，每次飞行任务都记录下了完整的温度历程数据，曾经还专门开展了再入红外成像试验，为转捩研究提供了大量的宝贵数据。

3）飞马座运载火箭横流试验：搭载研究了后掠翼在火箭上升段的横流转捩现象[100]。

4）HIFiRE系列试验：HIFiRE系列试验精心设计了高精度测量系统，包括温度和高频压力传感器，用于准确捕捉转捩现象。HIFiRE-1试验捕捉到了第二模态转捩，HIFiRE-5则研究了横流转捩[99]。

国内中国空气动力研究与发展中心于2015年首次针对高超声速边界层转捩问题开展了MF-1航天模型飞行试验。袁先旭等[14]分析了试验结果，捕捉到了上升段的湍流-层流的再层化和下降段湍流-层流的转捩现象，涂国华等[101]利用线性稳定性理论和eN方法分析了第二模态频率的天地差异，给出了第二模态最不稳定频率经验关系式，发现转捩N值受钝度雷诺数影响很大。

4.3 转捩点的捕捉

从飞行试验数据中准确捕捉转捩点仍是实际工作中的一个难题。从国外来看，较普遍的是使用温度数据和烧蚀数据进行分析，航天飞机进一步利用了加速度数据和地面观测红外图像，HIFiRE首次使用了高频压力数据，桑迪亚国家实验室掌握了独特的弹体光学测量方法[102]，且认为加速度数据可以辅助判断，而国内近年来则发展了大面积热流测量技术。朱广生等[103]介绍了目前飞行试验热环境测量技术，可为设计人员提供参考与借鉴。

5 理论分析与预示

理论基础是科学研究工作的根本，提高国内设计人员对边界层转捩问题的基本认识、掌握基本理论与分析能力，非常必要。对于总体设计人员而言，如果不具备起码的认知，不能准确把握高超声速飞行器边界层转捩问题，则在实际工作中就可能忽视或错误评估转捩的影响，不掌握总体设计上的控制措施，就提不出合理的技术解决方案，给整个项目带来风险。

从飞行试验数据捕捉转捩比较困难，以往任务对气动热精细化设计问题关注度不够，重视保试验成功、轻视为基础研究积累数据。在面对飞行器边界层转捩问题时，国内总体单位仅有有限的工程处理经验，缺乏机理认识、缺少理论分析。高效准确的理论分析与预示能力是目前工程实践中的短板。有必要开发类似国外STABL、LASTRAC、STAR、PSE-Chem等专门的转捩分析工具，具备精细化分析能力，将设计人员费时费力的手工分析工作通过自动化的快速计算分析软件程序完成，提高工作效率与质量。针对这一需求，国内天津大学于高通和罗纪生[104]、黄章峰[105]、西北工业大学宋文萍和韩忠华[106-107]和中国空气动力研究与发展中心涂国华等[101]等开展了基于eN方法预测转捩的应用研究工作，其中黄章峰等开发的高超声速边界层转捩预测软件已在工程单位得到应用。

6 结论与展望

本文从总体设计角度对高超声速飞行器边界层转捩问题进行了审视与简要讨论，有如下结论与认识：

1）边界层转捩问题对高超声速飞行器总体设计影响巨大，提高转捩点的预示精度将大大减小气动力、热设计偏差，从而减轻飞行器质量，实现总体设计方案的优化。

2）转捩对于不同高超声速飞行器影响各不相同，主要体现在气动力、气动热及掺混效率三方面。总体层面相应要解决由此导致的飞行稳定性、配平能力、落点散布、防热风险、飞行器减重、推进系统优化等问题。

3）对于高超声速飞行器，总体设计人员可以从弹道设计、翼载荷控制、外形设计、材料选择等方面入手，控制边界层转捩的发生，达到减热、减阻等设计目标。

4）静音风洞试验是目前相对较好的转捩地面研究手段，总体单位在工程实践中有必要予以充分利用。

5）飞行试验是研究转捩的最佳机会，总体单位应予以重视，将飞行任务资源充分利用起来，积累基础数据。

边界层转捩问题是高超声速飞行器设计面临的最为复杂、最具挑战性的问题，虽然近年来国内外高超声速项目工程实践与飞行试验不断取得成功，但当前研究与认识水平距离透彻理解并很好地解决该问题仍有很大差距。展望未来，一方面需要专业研究机构与研究人员继续深入开展边界层转捩相关基础研究工作，充分利用理论分析、仿真计算、地面试验与飞行试验等多种手段的综合研究优势提升研究能力，提高对转捩问题的科学认识，积累相关知识经验与成果，为工程实践提供坚实的知识储备与支撑；另一方面，总体设计单位与相关技术人员应保持对转捩等前沿问题的追踪，与专业研究人员充分沟通与交流，掌握基础学科最新发展情况，牵引开发高精度的实用分析工具，充分吸收相关研究成果并进行转化应用，以更好地服务于工程实践。