研究概況
已有研究
出於熱防護的需要，高超聲速飛行器的前緣要有一定大小的鈍化半徑，相關研究表明前緣鈍化是影響飛行器表面邊界層轉捩的重要因素之一。Brinich最先由試驗發現在來流馬赫數Ma = 3. 1時圓柱的前緣鈍化半徑略微增加便會使得邊界層轉捩位置向下游移動。Stetson使用熱線風速儀針對來流馬赫數Ma = 8，半錐角為7°的圓錐邊界層開展了穩定性試驗研究。同尖錐相比，微小的頭部鈍度即可使邊界層穩定性發生明顯變化。基於Stetson的試驗，Malik等分析了前緣鈍度對邊界層失穩的影響，線性穩定性理論(LST) 的分析表明前緣稍有鈍化即可使基於失穩位置的臨界轉捩雷諾數較尖錐增加一個量級。Rosenboom等使用Stetson的試驗來流條件研究了尖錐和不同鈍化半徑鈍錐的邊界層失穩特性，e-N方法估計出的轉捩位置隨鈍度的增加單調向下游移動。
同樣基於Stetson的試驗，Xiaolin Zhong等使用數值方法研究了前緣鈍度條件下邊界層的感受性問題，為更好理解前緣鈍度條件下邊界層轉捩提供了理論支持。Sanator，Cubbage，Benson針對高超聲速進氣道研究了前緣鈍度效應對進氣道性能的影響。王曉棟等通過數值計算研究了不同壓縮面前緣半徑對高超聲速二元進氣道性能的影響。蔡巧言等採用CFD方法研究了前體邊界層狀態對軸對稱高超聲速進氣道的影響，獲得了不同馬赫數下進氣道性能參數隨一級錐邊界層人工轉捩位置的變化規律。針對前緣鈍度對進氣道壓縮面邊界層轉捩的影響，基於LST的理論分析及試驗均表明前緣鈍化明顯推遲擾動波失穩位置。為進一步認識這種物理現象，基於一種典型高超聲速二元進氣道開展了研究工作。
研究內容
邊界層轉捩位置的測量通常是通過測量飛行器的表面熱流，由熱流的分布來判斷，該研究主要考察進氣道前緣鈍度對邊界層轉捩的影響，考慮試驗成本，採用基於壓力測量的方法來估計進氣道壓縮面邊界層轉捩位置，依據（1）對高超聲速二元進氣道，其典型的流動特徵為壓縮拐角流動和激波/邊界層干擾，不同邊界層流態在壓縮拐角的壓力分布特徵及由激波/邊界層干擾產生的流動分離有明顯的差異。（2）為考察邊界層厚度對進氣道起動的影響，針對不同前緣鈍度，在試驗前開展了相關的數值計算，基於湍流的CFD非定常數值計算表明在風洞來流條件下進氣道可以正常起動，而層流的計算表明激波/層流邊界層干擾會產生嚴重分離使進氣道不起動。
據此，可以結合進氣道壓縮拐角的壓力曲線特徵( 反映壓縮拐角流動) 及其起動情況( 反映激波/邊界層干擾)對二元進氣道前體邊界層的轉捩情況作出判斷。試驗中通過紋影、沿程靜壓及進氣道出口參數的測量，對進氣道起動情況作出判斷，再結合壓縮拐角的壓力曲線特徵，可估計出進氣道前體邊界層轉捩位置，試驗證明這是一種簡單有效的方法。試驗中還針對由大鈍度導致邊界層不轉捩的情況，設計了邊界層人工轉捩條帶，並對其有效性進行了驗證。
研究結論
通過本文的研究，得出以下結論：
（1）本文工作是在常規高超聲速風洞中開展的，對於實際的飛行器，前緣鈍度效應會更加顯著，在吸氣式高超聲速飛行器進氣道的設計中應引起重視。
（2）進一步驗證了前緣鈍化會明顯推遲進氣道壓縮面邊界層轉捩，對於一定的來流雷諾數，存在一臨界前緣半徑使得邊界層不轉捩，此時必須採取一定的人工轉捩措施，使得邊界層在進入進氣道之前為湍流，保證進氣道的起動。
（3）人工轉捩試驗表明LST理論可以有效指導大鈍度時進氣道人工轉捩裝置的設計。
