激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展

吴瀚，王建宏，黄伟，杜兆波，颜力

国防科技大学 空天科学学院，长沙 410073

在超声速/高超声速流动中，存在激波、膨胀波、边界层等流动结构之间的相互作用。激波/边界层干扰就是其中一种，Ferri[1]于1939年首次在试验中发现了这一现象，此后人们对这一现象开展了大量的研究工作。其广泛发生在超声速/高超声速飞行器外表面、跨声速翼型表面、运载火箭的外表面、超声速/高超声速进气道内以及隔离段和燃烧室内等位置。

在超声速/高超声速飞行器的内部和外部流场中,激波/边界层干扰将导致流场区域内激波波系的显著变化,使得流动在壁面分离,产生流场畸变, 造成大量能量损耗, 并使得总压恢复降低[2-4]。同时激波/边界层干扰会使流场发生非定常振荡、飞行器局部气动力、热载荷过高等严重情况，还可能导致吸气式发动机进气道内气流边界层增厚、流道出现“壅塞”，甚至导致进气道不起动,影响发动机的正常工作[5-7]。在高超声速飞行器的相关研究中，激波/边界层干扰是必须引起重视的主要问题。因此对激波/边界层干扰进行控制, 有利于高速飞行器安全稳定地运行。

流动控制是应用流体技术中最主要的研究领域，随着认识水平和工程技术的发展，流动控制技术已经取得了许多重要的突破。现有的激波/边界层控制方法主要包括微型涡流发生器(Micro Vortex Generator，MVG)、边界层抽吸、壁面鼓包以及脉冲射流、磁流体控制、等离子体控制等控制方法。

尽管当前有多种控制方式，且研究人员也更倾向于研究流动结构复杂、能够产生反馈的主动控制系统；但最有效、结构简单、工程应用安全的方法还是以MVG为主。同时，由于其应用范围广，安全风险低，在飞行中出现脱落产生异物的风险很低，因而可以应用于超声速/高超声速飞行器的进气道内。

MVG虽然以被动控制为主，但可以作为主/被动一体控制的重要组成部分。MVG及其组合体是近些年来超声速/高超声速飞行器内外流动中最有工程应用前景的激波/边界层干扰控制方式，并成为当下激波/边界层干扰控制研究的热点。因此本文总结了近期激波/边界层干扰的研究以及微型涡流发生器及其组合体控制激波/边界层干扰的研究进展情况。

1 激波/边界层干扰

激波/边界层干扰(Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI)通常发生在超声速和高超声速流动中。如图1[8]所示，入射激波停止在边界层内的声速线上，使得激波后的高压由边界层内的亚声速区域传播到上游。由于边界层抵抗逆压梯度的能力较弱，使得边界层厚度增加，干扰区域内流体速度减慢，造成流动的总压损失并产生流动分离现象[8-9]。

图1 激波/边界层干扰示意图[8]

根据对流场干扰的特性分析侧重，可以分为干扰流场时均特性分析和动态特性分析。

1.1 时均干扰流场特性分析

对干扰流场时均特性进行分析，能够更加清晰地分析干扰流场组织结构，有利于工程设计的实际情况。

王博[10]分析了SWBLI流场与理论无黏激波反射中波系结构及主流参数的差异,对比研究了不同入射激波强度下SWBLI流场时均波系结构、边界层形态及分离区尺度的变化，并基于雷诺平均对SWBLI流场流向动量平衡进行分析,确认了压力梯度与当地动量平衡在SWBLI流场中的主导作用。

Zhou等[11]基于二维数值模拟，分别得到了低马赫数和高马赫数2个分离长度模型，来流马赫数的范围为2≤Ma≤7。但是，在他们的研究中并未考虑激波/边界层干扰的三维情况。

2018年，Vanstone等[12]试验研究了在马赫数为2的流场中，不同压缩角的2个中等后掠压缩斜坡产生的SWBLI平均流动结构。这也是第一批使用PIV(Particle Image Velocimetry)技术研究后掠压缩斜坡流场的研究之一。研究发现，分离区域外的流向速度分量和体表的流动特征能同时达到准锥形状态，而分离区内的速度流向分量和横向分量需要较长时间才能恢复准锥形状态，表明低量级速度分量的起始区域实际上大于先前的假设。

Yue等[13]研究了唇罩激波对简单斜坡型高超声速进气道再起动特性的影响。唇罩激波强度是决定进气道再起动的关键因素，更强的唇罩激波会导致更大的分离气泡和更高的压力损失，从而降低进气道的再起动能力。他们通过试验确定了唇罩角度的敏感范围为7°～9°，并提出了一个多段无合并唇罩激波的设计概念，且验证其能显著提高进气道的再起动能力。

2019年，Funderburk和Narayanaswamy[14]研究了来流马赫数2.5的情况下，负弯曲压缩斜坡处产生的SWBLI。斜坡安装在一个半圆形空心圆柱的内表面，如图2所示，通过与具有相同斜面角的平面情况进行比较，阐明了与平面斜坡相比，负弯曲斜坡显著增加了分离尺寸。

图2 半隔离模型和平面斜坡模型的等轴视图[14]

Pasha和Juhany[15]研究了来流马赫数12.2的双锥体表面流场下层流高超声速SWBLI中壁温对分离泡尺度的影响。研究发现，随着壁温升高，分离泡的尺寸以及分离激波的长度均增加。

Huang及其团队[16]为了节省计算成本，提出了一种基于平均流动划分的工程方法来预测SWBLI入射区域压力波动的分布。

1.2 动态干扰流场特性分析

同时，分离过程通常不稳定并导致流场产生大规模非定常振荡[17]，而且其通常与分离激波的低频振荡相关，其频率远低于来流的湍流边界层[18]。

2015年，Gaitonde[19]从流场低频振荡[20]、传热预测能力、复杂相互作用现象和流动控制技术4个方面总结了激波/边界层相互作用研究的最新进展。然而，激波/边界层干扰控制在其工作中占比很小，并且没有在激波/边界层干扰的智能控制方面开展研究。

Huang和Estruch-Samper[21]试验研究了马赫数为3.9的轴对称湍流边界层上的典型表面不连续性引起的大规模后掠激波/湍流边界层干扰的低频振荡。Pasquariello等[22]也分析了高雷诺数流动下的激波/湍流边界层干扰中剧烈流动分离的典型频率和低频率动力学。Clemens和Narayanaswamy[23]在其综述中声称，最近提出的剪切层夹带-再补给机理应该可以充分地描述低频动力学。

2018年，Knight和Mortazavi[24]回顾了自1993年以来的高超声速激波/边界层干扰研究，他们发现直接数值模拟(DNS)方法是获得平均和波动气动热负荷最有效的预测方法。但是使用该方法的计算成本和时间消耗都非常大。Vyas等[25]使用解析壁面层的大涡模拟来模拟激波/边界层之间的相互作用，以检查雷诺应力分布。

为了正确地预测分离区的大小，Hao和Wen[26]研究了振动不平衡性对低总焓下高超声速双锥和空心圆柱火焰流的影响，并考虑了3种不同的流动模型，分别为完全气体与振动非平衡态气体的混合物、完全气体与具有不同模式振动非平衡的混合物以及完全气体和量热完全气体的混合物。

2020年，孙东等[27]采用DNS方法研究了激波/边界层干扰中强展向振荡的影响，发现展向振荡作用会使流动提前分离；由于振荡穿透深度较浅，因此对整体流动结构的影响不大，但会对壁面附近造成较大影响。

随着对激波/边界层干扰现象研究的深入，人们发现如何通过流动控制的方法避免激波/边界层干扰带来的不良影响，对于理论研究和工程实践都非常重要。

2 微型涡流发生器控制研究进展

为了降低激波/边界层干扰所引发的负面作用，需要使用流动控制的方法来解决问题。流动控制的位置可以在激波/边界层干扰位置之前或发生干扰的作用点，从而对流场进行操纵或调整；从控制的流动结构来看可以分为控制激波和控制边界层。目前应用较为广泛的方法是控制边界层，通过改变在激波/边界层相互作用点以及之前的近壁流场，达到防止或减小激波引起流动分离的目的。

流动控制的类型主要分为被动控制和主动控制，其中被动控制包括边界层抽吸[28-30]、壁面鼓包[31-33]、微型涡流发生器等方法。主动控制包括吹除控制[34]、射流控制[35-39]、磁流体控制[40-41]、等离子体控制[42-44]等。尽管目前控制方式多种多样，研究人员也更倾向于研究可以主动控制且有反馈的复杂流动控制系统，但最有效、结构简单、工程应用安全的方法还是以微型涡流发生器为主。由此，微型涡流发生器及其组合体是近些年来超声速/高超声速飞行器进气道中最有应用前景的控制方式，并成为SWBLI控制研究的热点。

2.1 MVG在内部流场中的控制研究进展

涡流发生器(Vortex Generator，VG)于1947年提出，目的是防止因气流分离而使飞行器偏离设计状态[45]。自出现以后被广泛的研究和使用，逐渐成为现有飞机边界层分离控制中常用的被动控制技术。

传统的VG高度一般与边界层高度相当或者略高于边界层，应用于超声速情况下时存在附加阻力过大且对主流产生的扰动过强等问题，因此提出了减小VG尺寸的发展思路。

微型涡流发生器是一种有效的流动控制装置，相对于传统的VG，其尺寸大大减小，高度一般为边界层高度的10%～70%，其通过尾流产生的流向旋涡对将边界层上层的高能气流卷入边界层底层并与底层低能气流掺混，从而提高边界层底部低速区的动量，提升其抗逆压力梯度能力，实现对边界层分离的控制，在超声速/高超声速飞行器的内外流动中都具有广泛的应用前景。并且，由于高度比当地边界层的厚度要小，使得微型涡流发生器的附加阻力很小，有利于减小非控制状态下的流动阻力，并能够很大程度上减小涡流发生器的局部热载荷。

张悦等[46]将常见的微型涡流发生器总结为以下几种:斜坡式MVG(Microramp)、翼片式MVG(Microvane)、鱼骨式MVG(Wishbone type)以及多片惠勒叶片式MVG(Wheeler vanes)，如图3所示。其中，斜坡式MVG由于其结构稳定且热防护相对容易，是当前研究的热点流动控制技术。

图3 几种微型涡流发生器[46]

Babinsky等[47]通过试验研究了MVG的控制性能。采用斜坡高度为边界层厚度30%～90%之间的不同几何尺寸的微型斜坡式涡流发生器在马赫数2.5的流动中减小分离。通过研究发现，一般的流动特征会随着斜坡高度的变化而变化，因此需要将微型涡流发生器放置在预期中不能抵抗逆压梯度的地方。最大的斜坡尺寸具有最强的影响；然而，它也产生了最大的动量亏损(即阻力)。最小的装置高度能够产生几乎相似的有益效果，而不会产生显著的装置阻力。该研究的局限在于未找到满足控制需求的最小尺度MVG。通过壁面油流试验观察获得了微型斜坡式涡流发生器的精细流场结构及下游流场的发展。

如图4[47]所示，当流体流过斜坡时会产生2个反向旋转的初级涡旋；斜坡侧壁面和平板下壁面的交界处以及斜坡顶部边缘处会产生次级涡旋；斜坡前缘会产生一个较小的马蹄涡。初级涡旋将使边界层内低能流体向上翻卷，上方高能流体卷入边界层，并在一定距离后耗散，如图5[47]所示。

图4 MVG的主要流场结构示意图[47]

图5 MVG流场流向发展图[47]

Ford和Babinsky[48]研究了在来流马赫数2.5的情况下，斜坡式MVG对斜激波/边界层干扰的控制机理，通过4组不同高度的斜坡式MVG试验发现不同高度下的MVG流场结构相似，都会产生一对反向旋转的高能涡旋并减小当地边界层厚度。将斜坡式MVG安装在干扰区的上游时控制效果较优。虽然还未消除流动分离，但原先的二维分离已经被分解为周期性的三维分离区，减小了分离尺度并增强了分离区内的压力梯度。

该研究还发现，在马赫数2.5的流动情况下，MVG单独控制激波/边界层干扰的能力有限，并提出了将MVG和边界层抽吸结合起来的设想。该研究局限在于，并未探明马赫数2.5情况下的斜坡式MVG控制效果不如其他控制方式的原因，以及并未提出最佳的MVG设计参数。

Blinde等[49]设计了来流马赫数1.84情况下单排阵列和交错阵列的斜坡式MVG控制方案，并通过立体PIV技术进行了观测，发现MVG的顶点下游会产生多组独立涡旋对，在时均情况下类似于一对反向旋转的流向涡旋。单排阵列式和交错阵列式分别能降低分离长度的20%和30%，其中单排阵列式MVG方案如图6所示，证明了该方案的可行性并发现交错阵列MVG可以有效降低干扰中的非定常特性。

图6 单排阵列式MVG流场结构示意图[49]

Shinn等[50]进行了斜坡式MVG改善超声速进气道起动性能的研究。在马赫数2.0情况下能稳定工作的进气道，当未控制时，将来流马赫降低到1.8，进气道不起动；而在安装斜坡式MVG后进气道恢复了起动，并且缓解了进气道内的激波振荡。尽管微型涡流发生器对进气道内激波/边界层干扰的控制能力已被证实，但是，其控制能力仍然有限，且该研究并未建立MVG的设计参数与改善进气道起动性能间的联系。

因此，各类针对MVG设计参数的研究逐渐展开。Zhang等[51]提出了一种大后掠斜坡式MVG阵列的控制方法，通过仿真和试验验证了该种MVG确实能够有效控制激波诱导的边界层分离。如图7所示，在使用时该涡流发生器阵列置于激波/边界层干扰区间，激波撞击到大后掠的斜坡后部，该MVG特殊的结构诱导出“预增压效应”“分割效应”“限流效应”“掺混效应”，有效抑制了激波冲击点附近的逆压梯度，减小边界层分离并促进分离流动的再附。

图7 大后掠斜坡式MVG[51]

2018年，张悦等[52]在大后掠MVG的基础上增加了形状记忆合金，设计了能够控制不同来流情况的可变形大后掠MVG，并将其与进气道融合，结构如图8所示。其设计思路是将可变形MVG布置在进气道入口，当进气道入口以低马赫数工作，分离对进气道性能影响较小时，MVG与进气道下壁面融合，避免下游流场受到其诱导的旋涡干扰；当来流马赫数增高，进气道唇罩激波入射并诱发大范围的边界层分离时，MVG的后缘向上卷曲，以抑制边界层分离，如图9[52]所示。

图8 可变形MVG结构示意图[52]

图9 可变形MVG控制方法示意图[52]

图10[52]给出了涡流发生器在风洞条件下的变形情况，图中h为进气道通道高度。可以看出，在风洞吹风条件下，成功实现了涡流发生器的自动变形，并且试验和仿真结果表明在大后掠涡流发生器的控制下进气道出口总压恢复系数明显提升。

图10 可变形MVG风洞试验纹影图[52]

Yan等[53]在数值计算的基础上，对涡环结构进行了详细的研究。在动量亏缺区域内发现了三维表面拐点，如图11所示。对涡环的形成机理进行了分析，发现由动量亏损产生的高剪切层和拐点面的存在会引起相应的Kelvin-Helmholtz失稳，并发展成一系列的涡环。试验结果表明，MVG后的流场中存在一系列的涡环，这些涡环结构与数值模拟中发现的涡环结构定性相似。研究了展向涡量与流向涡量的关系，涡量守恒控制了涡量的发展过程。

图11 涡环涡量示意图[53]

Kaushik[54]设计了一种新型斜坡叶片式MVG，如图12所示。并与高度相同的传统MVG进行对比试验,分别研究了600、400、200 μm这3个尺寸的MVG在马赫数2.2的进气道中的流动控制情况。结果表明，在设计工况和非设计工况下，高度为200 μm的新型斜坡叶片式MVG控制性能最优。

图12 新型斜坡叶片MVG示意图[54]

如图13[54]所示，在进气收缩比为1.23时，采用200 μm斜向叶片式MVG可使下游位置的静压降低24%。此外，与传统MVG的压降为8.4%相比，在收缩比为1.20时，斜坡叶片MVG可以将静压降低11%，从而产生理想的上游效应。即使在进气收缩比为1.13时，高度为200 μm的斜叶片MVG也能使静压显著降低18%左右;这比相同高度的传统MVG高出约8%。

图13 不同收缩比下200 μm高度MVG控制静压变化图[54]

Verma和Manisankar[55]测试了5种MVG，并评估其在马赫数2.05流动中控制分离的有效性，如图14所示，5种MVG分别Ashill、Anderson、Split-Anderson、梯形(TRZ)和斜板叶片式(RV1)设计。在他们的研究中，还研究了一种高度为边界层厚度50%的斜板叶片式MVG(RV2)，并取得了非常优异的控制效果。这些构造均以波纹形式在分离线中沿展向变化。

图14 斜坡式MVG示意图[55]

Wang等[56]通过纳米粒子平面激光散射系统(Nanoparticle-based Planar Laser-Scattering，NPLS)和PIV技术也清晰地观察到了斜坡式MVG在马赫数2.7、雷诺数5 845的流场中抑制分离的作用，图15[56]为MVG影响流场的流向NPLS图像，能够清晰地观察到MVG尾流的演变，可以观察到发卡涡的形成，这些涡通过SWBLI 干扰区后继续存在，并使反射激波发生严重扭曲，激波的形状也会随涡流位置的改变而变化。图16[56]为对应的PIV图像，可以明显地观察到剪切层，并观察到MVG影响下，分离区明显减小，边界层的畸变也得到缓解。NPLS技术和PIV技术为后续试验研究提供了很好的试验依据。

图15 中位面流向结构的NPLS图像[56]

图16 中位面平均流向速度分布(u/ue)的PIV图像[56]

Bagheri等[57]利用OpenFoam软件对低展弦比管道内马赫数为2.05的三维可压缩流动进行了数值研究。评估了高度10 μm的4种不同形状MVG的控制性能，如图17所示，C2为瓢虫体，C3为NACA4412翼型体，C4为NACA4412翼型外沿体，C5为该翼型内沿体。将上述4种不同形状的MVG与简单几何体C1(图中未表示)放置在管道上壁面斜坡产生的分离区域的起始位置进行对比，图18[57]为不同MVG控制流场的压力梯度分布图。结果表明，MVG的存在对可压缩流动结构的影响如下：① 改变激波入射角并降低激波强度；② 使激波向上游运动并抑制下壁面上的流动分离；③ 在靠近壁面处形成较大角度的λ激波；④ NACA4412翼型外表面体形状的MVG使得流场的能量损失和激波强度最低。

图17 采用不同MVG的构型图[57]

图18 流道内中位面的压力梯度分布图[57]

赵永胜等[58]研究了动态MVG对于马赫数为4的SWBLI流场的控制机理和流场结构。如图19所示，当MVG向下游移动时，对于SWBLI区域的压力作用明显；激波入射引发的高压显著降低。且在设置的对照组内MVG移动速度越高，控制效果越明显。如图20所示，MVG的尾迹涡会影响干扰区域内的涡结构；随着MVG向下游移动，对干扰区域涡结构的影响进一步增强。

图19 不同时刻的压力分布[58]

图20 动态MVG流场涡结构[58]

上述流动控制方法主要是针对内部流动所采用的控制方式。

2.2 MVG在外部流场中的控制研究进展

在外部流动中，MVG流动控制依然是研究的重点和热点。Estruch-Samper等[59]研究了MVG在马赫数8.9的流动中引起的高速流动分离。MVG位于高超声速钝圆柱体/喇叭体的表面上，以便获得不受侧壁干扰影响的数据，如图21所示。在图21中，xh为模型前缘与MVG前缘之间的轴向距离，xf为模型前缘与喇叭体前缘之间的轴向距离，R为钝头半径，φ为圆柱截面直径，α为张开角。

图21 菱形与方形MVG平面示意图[59]

Martis等[60]采用了2种几何形状的斜坡式MVG来控制马赫数为4.0的超声速流动中的后掠激波/边界层干扰，并评估了微型斜坡宽度和间距的影响。他们发现在斜坡式MVG下游边界层分离有明显的延迟，且较大的斜坡高度更有利于延迟分离。同时，斜坡的宽度和间距是影响其控制分离效果的主要因素。

在跨声速翼型绕流中，机翼后缘及激波/边界层相互作用区域内的激波会导致压力波的产生。Gageik等[61]通过试验和数值仿真验证了在来流马赫数0.76、雷诺数106的情况下，MVG抑制压力波和稳定流场方面的适用性。通过数值纹影和进一步的可视化，描述了MVG周围的流动，并结合涡量分析证实了沿翼展方向的不稳定波被部分分解。

跨声速流中机翼/机体接合处的激波/边界层相互作用引起的角流分离是有害的，Koike和 Babinsky[62]采用了涡流发生器来减小角流分离。在他们的工作中，评估了来流马赫数为1.4的情况下MVG方向及其大小和位置对减少角流分离的影响。所获得的结果表明，在趾部向外的情况下，分离行为可分为3种模式，即剥离模式、黏附模式和无影响模式，见图22[62]。发现剥离模式可有效减少拐角流分离。

图22 趾部向外分离模式示意图[62]

Gao等[63]通过三维数值模拟研究了涡流发生器对钝尾缘翼型DU97-W-300流动的影响。通过分析涡流发生器的后缘高度、长度以及相邻VG间的距离等参数，结合对比试验结果发现，VG的使用有助于增加钝后缘翼型的最大升力系数和静失速迎角；VG后缘高度的增加有助于升力系数的提升，但对阻力造成的影响比升力更加敏感，从而导致升阻比降低；VG长度的增加对阻力和升力都造成不利影响；适当增加相邻一对VG之间的间距有助于抑制流动的分离。

Huang等[64]研究了超临界机翼涡流发生器对跨声速激波/边界层干扰的控制作用。发现多VG的排列方式对控制边界层分离和展向流动的效果更优。另外, 将VG放置于分离区前方能大幅减少翼型低速大攻角下的分离流动。

3 MVG组合体控制研究进展

微型涡流发生器有其局限性，仅在设计工况下可以完成预期的控制目的，但对于非设计工况下的控制并不能很好地实现，因此与其他方法的组合体控制是值得深入研究的。

Zhang等[65]在研究中分析了斜坡式MVG与横向射流的组合机理。通过大涡模拟详细研究了斜坡和射流组合体的流场结构，发现了流经斜坡的尾迹厚度和动量是影响射流穿透能力的2个主要因素。动量越小、厚度越厚，射流穿透能力越强。如图23所示，对不同斜坡和射流的控制参数进行了比较，发现在斜坡和射流孔之间有一个最佳的相对距离，对于增强穿透和混合有很好的作用。

图23 不同设计参数的斜坡射流流场结构图[65]

但该研究并未考虑将斜坡射流组合体应用于控制激波/边界层干扰方面，对于流场品质和抑制流动分离的性能也并没有提及。

4 总结与展望

微型涡流发生器作为近些年的研究热点，不同构型以及分布等设计参数均被很多研究者进行了深入的研究。但目前大部分研究局限在低马赫数的范围，高马赫数情况下的控制效果及产生的气动阻力和气动热问题都需要结合飞行器总体设计研究考虑，且仅考虑到了MVG的单一控制方法。实际上，MVG也有其局限性。它的大小、构型、分布等设计参数都会对控制情况产生影响，目前关于设计参数优化的研究仍较为基础，后期可以采用参数设计优化以及数据挖掘理论对MVG的设计参数进行优化。

当前国内外关于激波/边界层干扰的组合体控制研究相对空白，大部分研究针对单个控制方法进行深入挖掘，一部分研究基于单一控制方法的变形体进行了探索。少部分研究已经提出2种控制方法的组合，但较少应用于激波/边界层干扰的控制研究中。因此，多种控制方法的组合可以作为未来激波/边界层干扰的控制研究方向，其前景非常广泛。

在考虑激波/边界层干扰的组合体控制研究中，国内外关于微型涡流发生器的研究已经非常充分，大量的研究揭示了MVG的流动机理、控制性能以及局限性。通过与其他主/被动控制方法的组合，以实现自适应控制的目的，可以加强对于流场品质的控制，更大程度、更广范围地减小流动分离情况。