面向马赫数（Ma）4+级宽域飞行器，与之匹配的进气道不仅流道主型面一般可调，同时要求为抑制激波/边界层干扰而采取的流动控制措施也能适应不同工况。故面向宽范围入射激波/边界层干扰的新型流动控制是高速宽域航空器动力领域的一项前沿技术。

以Ma0～4+高速飞机为代表的Ma4+级宽域飞行器高速突防能力强、工作速域宽，同时具备水平起降能力，因此其战力投放效率和打击灵活性显著高于无法水平起降的高速飞行器，是一种应用前景广泛的先进飞行器。进气道是该类飞行器推进系统的重要部件，位于整个推进系统的最前端，承担着捕获与调节流量、转化与利用来流动能、调节出口流速和均匀性，以及隔离上下游扰动等多项功能。对超声速进气道而言，其基本工作原理为通过激波实现来流的减速与增压，故激波不可避免地与机身/进气道上发展而来的边界层相互干扰，形成激波/边界层干扰现象（见图1），从而导致进气道的工作性能显著下降，甚至进气道不起动，同时干扰区周围的非定常宽频压力脉动还可能引起飞行器结构的强度疲劳，缩短飞行器寿命，危及飞行安全。因此激波/边界层干扰的控制方法一直是超声速进气道研究中的重点问题之一。目前国内外针对进气道逐步发展出边界层放气、微型涡流发生器、壁面鼓包、等离子体合成射流等激波/边界层干扰控制方法。

在宽域飞行器进气道（宽域进气道）中，唇罩激波的入射点以及唇罩激波的强度都会发生较大变化，使得唇罩激波/边界层干扰表现出不同的流动形态。因此，在整个工作速域内宽域进气道实际上具有不同的控制需求，这就对传统的流动控制方法提出了“宽范围适应”或“宽域可调节”这一挑战。受限于篇幅，本文以边界层泄流和涡流发生器这两大类典型流动控制方法为例，简要介绍其在高马赫数进气道内激波/边界层干扰控制中的应用效果与新进展。

边界层泄流技术

边界层泄流也称边界层吸除，该技术如图 2所示，一直在常规飞机进气道中作为常见流动控制技术使用。早在20世纪70年代，美国就充分认识到了边界层泄流作为1种实用型流动控制技术的主要优缺点，其主要优点是能够有效控制激波诱导逆压梯度所产生的边界层分离，故是1种有效的激波/边界层干扰控制方法；而缺点在于若在进气道中大面积布置泄流孔或泄流缝则将带来比较明显的流量损失和阻力代价。为此，美国国家航空航天局（NASA）等科研机构基于真实超声速进气道构型开展了各种进气道内放气方案的试验研究，在工程上获得了综合控制效果较好的边界层泄流方案^[1]。然而，从更为基础的视角针对激波/边界层干扰开展泄流控制机理研究则是在20世纪90年代以后才大量出现，得益于当时逐渐走向实用化的计算流体力学（CFD），研究人员获得了放气孔的形状、孔与壁面夹角、孔的布置位置和排数、放气腔尺寸等参数对流动控制效果的影响规律。总的来说，要想基本消除激波所引起高压前传或者明显的边界层分离，放气量需要在上游未受干扰边界层流量的20%以上^[2-3]。

对于进气道的实际工程设计而言，彻底避免边界层发生分离并不是合理的设计目标，工程上关心的是如何在付出较低泄流量（泄流量占捕获流量之比）代价的条件下取得明显的控制效果。为此，陈皓宇等通过仿真研究了总泄流面积一定下泄流槽数量和开槽角度对进气道总体性能的影响规律^[4]。该研究表明在放气总有效流通面积不变的前提下，多个泄流槽的分布式布局形式能够更好地控制流动分离，能以更少的流量损失换取总压恢复系数的显著提升（见图3）。此外，当放气槽与当地壁面间的夹角在30°~120°之间时，放气流量比随角度的增加而减小；在120°~150°之间时，放气流量比随放气角度的增加而增大；当放气角度在30°~150°时，喉道总压恢复系数随放气角度的增加而减小，而喉道压比随放气角度的增加而增大。

然而，在宽域进气道中，激波入射点变化范围宽，如果将上述多槽泄流结构铺满整个可能的激波入射区域，显然将导致总放气量过大，且每个泄流槽均单独设计次流流道也不现实。但若将多个泄流槽所吸除的气流聚集在一个集气腔内，槽与槽之间会互相干扰，激波下游的高压很可能会使得激波上游的泄流槽反向串气，反而使得分离变大。为此，南京航空航天大学提出了如图4所示的多区独立放气的分布式泄流技术。该技术一方面扩大泄流槽的流向分布范围，另一方面每3～6个泄流槽就用1个独立的集气腔包裹起来，这样相比单个大放气腔能有效抑制气流从上游放气缝处的倒流回到主通道的现象。研究表明，在一定范围内独立的泄流腔数量越多，控制效果和控制效率曲线的变化就越平缓，随激波入射点从上游向下游移动控制效果曲线更加趋于U形（控制效果先上升再下降），且U形曲线中间波折更小。

涡流发生器技术

涡流发生器最早由泰勒在20世纪40年代提出，用于延缓边界层分离^[5]。传统涡流发生器高于边界层厚度，或者其高度与边界层高度相当，通过诱导出的流向涡将外层的高动量流体输运到近壁区以增强近壁区流体的动量，从而增加边界层的抗分离能力。传统涡流发生器结构简单，但应用于超声速流场时存在附加阻力过大和对主流扰动过强等问题，于是学者们提出了1种减小涡流发生器尺寸的设计思路——微型涡流发生器。微型涡流发生器是1种应用范围较广的流动控制装置，相较于传统涡流发生器，其尺寸大大减小，高度一般为边界层高度的10%～70%。剑桥大学通过试验对不同尺寸的微型涡流发生器的控制能力进行研究^[6]。研究结果表明，各尺寸的微型涡流发生器均对流动分离有控制效果；而微型涡流发生器尺寸的改变，没有使流动结构发生根本变化；此外，尽管最小尺寸的微型涡流发生器产生的涡强度最小，但其装置阻力也更低，因此能够与最大尺寸的微型涡流发生器产生近乎相似的控制效果。虽然微型涡流发生器具有良好的控制效果，但对微型涡流发生器的布置位置的要求十分苛刻，难以应用于激波入射点和强度在较宽范围变化的宽域进气道内。为此，亟待发展新一代可调节的微型涡流发生器。

近年来，南京航空航天大学发展了1种可调频的振荡式微型涡流发生器（振荡式涡流发生器），通过振荡式涡流发生器的高频往复振荡向边界层施加动态扰动，增强装置下游流向旋涡的掺混效应，以提高涡流发生器控制激波/边界层干扰的能力以及适用范围^[7]。图5为振荡式涡流发生器的设计概念图，其工作方式为：涡流发生器安装于激波入射点上游，当无须流动控制时，涡流发生器嵌入进气道壁面内，使其上表面与壁面平齐，避免在无需控制时带来额外的附加阻力；当强入射激波诱导发生大尺度流动分离时，通过该涡流发生器的高频往复振荡诱导出强度更高的脉动涡系，以加强对边界层和主流的掺混，从而实现更好的流动控制效果。相关仿真、试验联合的初步研究表明^[8]，与无控制状态相比，振荡式涡流发生器控制下的流场分离区尺度减小，分离区长度缩短了13.8%（见图6），可见振荡式涡流发生器对入射激波/边界层干扰具有良好的控制潜力。初步研究表明，由于振荡式涡流发生器在往复振荡的过程中产生了强度可变的脉动涡系，加强了主流与近壁低能流的掺混效率，因而增强了其控制效果；同时，振荡过程中存在的独特的“抽吸”和“挤压”效应，能够持续对近壁区的气流进行充能，这也一定程度上增强了边界层的抗分离能力。

结束语

宽域飞行器因其良好的应用前景，已经成为各航空航天强国开展激烈竞争的技术制高点，相应地，与之匹配的进气道中的流动控制技术也必须直面宽域飞行器所带来的新型技术挑战。如何使得流动控制措施在满足工程可实现性前提下还具有宽范围适应能力，便是其中的技术难点之一。边界层泄流与涡流发生器是当前技术成熟度较高的常规进气道流动控制方法，面向宽域进气道内的调控需求，适当对常规边界层泄流与涡流发生器技术进行升级改造，可进一步发展出多区独立放气的分布式泄流技术和可调频的振荡式微型涡流发生器技术。以上两项新型技术已经展现出了良好的控制潜力，有望为未来宽域进气道的工程研制提供有力的技术支撑。

（王子运，南京航空航天大学，讲师，主要从事宽速域进气道设计研究）

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