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1、第卷第期气动实验与测最控制。。人刊它‘年月士空天飞机的边界层转浪黄志澄北京系统工程研究所摘要本文概述。在介绍确定边界层转换起始了边界层转换对空天飞机性能的影响,、点的线性稳定性理论和简单关联公式之后又从噪声影响头部钝头影响和钝锥飞行试验结,讨论。果等几方面了线性稳定性理论的应用接着介绍了采用转挨函数来确定转挨区的方。、,法从飞行试验理论计算和风洞试验等三方面探讨了进一步研究高超声速边界层转披的。、。途径重点介绍了研究中心的超声速高超声速静风洞技术的发展最,。后对今后空天飞机边界层转握的研究工作提出了建议习稳定性理,关键词空天飞机边界层转换论静风洞日幸,‘二
2、刀、、、边界层转振对空天飞机的气动力气动加热进气道性能燃烧室混合效率等都有,,,重要的影响因此在空天飞机的设计中确定边界层转披的起始位置和转披区的范围及,’〕,仁‘。在转按区内的流动参数变化是一个具有重要价值但又十分艰难的课题。,图给出了空天飞机的边界层状态对其性能的影响由图可见当空天飞机表面的边,。界层完全是层流时其有效载荷与总重之比要比边界层完全是湍流时的值高出一倍以上,显然要使边界层完全保持层流是十分困。有效载荷总重单级人轨任务,难的目前很难以此作为设计目标比较现实的是将图上阻力变化为零的值作为设全层流,,计目标这时空天飞机沿着其高数下刀,,的飞行轨
3、迹前体的很大部分保持层流,从而大大减小了气动加热和阻力可比完刀,。全湍流时有效载荷增加一另,外我们希望在进气道内边界层应该是湍。叭巧,州,,流状态这样可以加强燃烧室内的混合并阻力变化一。减少由激波边界层干扰带来的不利影响图空天飞机边界层状态对其性能的影响年月,日修回日收稿年月。,边界层转按是空气动力学中难度最大的课题之一虽然近年来研究工作已取得了,。,,很大进展但离较彻底地搞清机理仍然有很大距离另一方面从工程的角度来看综、,,合利用飞行试验理论计算和地面试验三种手段经过努力还是可以为空天飞机的设。,,计提供较为可靠的依据为了分析方便本文主要讨论光滑壁面的边
4、界层转披仅在最,。后一节提出了开展粗糙壁和非平衡流动的影响等课题的建议确定边界层转披的起始点,。确定边界层转按在数学上可以归结为求解非线性方程的初边值问题为了求解这,,个问题必须鉴定和描述自由流的扰动场并定量地分析流动对外部扰动包括壁面粗糙,度和壁面不规则性的相互作用的感受性以及边界层转变成湍流前内部一、扰动以波涡或横向流动波的形式的线性和非线。,,性放大然而目前我们对环境扰动和表面不规则的影响的了解还远未达到实用的程。度,,从低速的经验来看可以认为在低扰动环境中发生边界层转挨的过程主要是对扰,动的一种线性放大的过程从而可以采用线性稳定性理论和方法的组合来
5、确定转披起,始点位置而由下式给出一‘·‘,。‘,一‘,‘“,。,,,,式中是在不稳定开始时内部扰动的振幅刃是转挟起始点的振幅是放大率由。,边界层转挨起始点的实验数据可求出值大量工作表明可用相同的值一般为,,来关联低扰动环境下的边界层转披数据而与支配不稳定性的主要模态无关从而我。们可以期望能用线性稳定性理论的结果来关联高速的边界层转披的数据研究诸如压力、、、、、、梯度前缘钝度壁面热质量交换壁面曲率流动中的化学反应流动的三维性自。由流温度和单位雷诺数等参数的影响夕,。方法是与振幅的比例有关的而并不与振幅的绝对值相关假若我们认为当扰动,,〔”,达到某一个振幅时开
6、始发生边界层转披可以直接地采用感受性理论此时假设。,‘,是边界层内部扰动的振幅而是自由流扰动的振幅则。‘刁刃,,。,是感受系数它是扰动频率的函数应该注意上述的线性稳定性理论和感受性理论。。,是有限制的它们均是在低扰动环境下求得的结果实验结果还表明对于不同的扰动,姓,,,类型是不同的例如波通常在振幅为时破坏而稳定的涡和横,,、向流动涡在振幅为时开始产生不稳定因此组合感受性理论线性稳定理论,。和二次不稳定理论川可望取得更好的结果文献〔〕的计算结果表明由涡和。横向流动涡的二次不稳定支配的流动中的扰动振幅要比平板的波的扰动要大得多,。应用二次不稳定理论需要更详细和
7、更精确的关于环境扰动的知识假若在没有这样的,夕,。信息时也可采用方法作为确定边界层转披起始点的一种先导“,。将方法应用到高速流动必须考虑到可压缩边界层不稳性可能的模态许多实验〔‘,’,〕表明,对于平板上的可压缩边界层,存在两种重要的不稳定模态。第一种是。、波不稳定性在高速时的推广壁面冷却抽吸和有利的压力梯度均有利于这种粘性模态。,,。稳定第二种是无粘的不稳定性在数大于时第二种模态就显得更加重要它的。。,增长速率要比第一种模态大得多壁面冷却使其更不稳定另外文献〔幻指出在超,。。声速和高超声速流动中可压缩的涡仍然是很重要的逆压梯度可使其不稳定。但壁面冷却和真实
8、气体的影响很小,在美国发展空天飞机时根据再人飞行器的边界层转披的飞
