3.3 超声速流中判定物面流动分离边界的多种途径研究及延续研究
高超声速流绕过物体表面的三维凸起物会引起局部流场中的激波与边界层干扰。通常干扰流场中的激波系和边界层特性与无干扰情况相比，均发生明显的变化，并导致物面上的局部压力及热流率的变化。这些变化直接影响飞行器的结构设计与气动力特性。同时，横向喷流技术有着广泛的应用前景，在飞行器姿态控制、发动机推力矢量控制以及冲压发动机燃烧室的燃料注入与混合过程中都遇到类似的问题。超声速气流横向喷入超声速或高超声速主流中时，会产生复杂的激波系之间的干扰以及激波与边界层干扰。为了描述扰流场特性与流场结构的形成及发展，本项目旨在研究超声速来流与超声速喷流的特性，通过理论建模、数值方法与仿真技术，地面试验模拟以及飞行试验验证等三个方面开展工作，并根据现状提出值得注意的问题。高超声速复杂分离流动特性研究是空气动力学学科的前沿研究领域，涉及面广、综合性强、难度高。本研究进一步阐明了高超声速复杂分离流动的非定常物理过程，推动了分离流动基础与应用基础研究，同时提供了可应用的多种技术途径相结合的综合实验技术和定量的规律性的数据，对于推动空气动力学学科发展具有重要意义。通过典型模型（不同后掠角钝舵/平板模型）实验研究，采用不同的测试方法从多方面揭示高超声速分离流动的定常与非定常特性，并结合数值模拟补充描述分离流动的空间结构。本项目主要得到以下结论。
①在中国航天空气动力技术研究院（CAAA） 所属FD-20 高超声速炮风洞内系统完成了层流、转捩、湍流分离流动特性实验研究，其中层流与转捩实验在实验段Ma 8 的状态下完成，湍流实验在Ma 6 的状态下完成，采用平板模型研究附着流动，采用将钝舵安装在平板上的组合模型研究分离流动，并通过测量气动加热率分布，进一步分析了分离流场特性；获得了平板模型上附着流的边界层状态及详细的热流率分布规律，通过新型传感器获得了层流与湍流边界层的特性，提供了雷诺数（Reynolds number）的影响；因为改变来流参数可能影响实验结果，可利用热流传感器信号变化判别转捩区和转捩雷诺数，并指明初始转捩的位置。过去的国内外研究中，高超声速及层流的结果相当少，而当前及未来发展的近空间飞行器飞行过程中，长航程处于高超声速条件下的层流、转捩、湍流状态，因此本研究既有新颖的科学性，又有重要的应用前景。
②利用多种技术途径综合揭示了高超声速分离流动特性。综合利用的三种试验技术途径包括测量表面热流率分布、脉动压力分布及高速纹影记录（2000帧/秒）。通过对分离区脉动压力变化的研究发现，具有45°后掠角的翼引起边界层分离，层状边界层的抗扰性比湍流情况差，层流边界层分离较早发生，并且分离区域更广泛。在层流分离区域之外的几个测量点之间可观察到类似的流动。然而，在分离区域内部和外部的流动之间存在显著差异。层流边界层的脉动压力水平小于湍流情况。即使这样，在层流情况下，峰值脉动压力仍然达到很高的水平。因此，不应忽略层状边界层分离引起的脉动压力负载的结构影响（包括损坏、早期疲劳）。
③提供了一整套高超声速条件下分离流动特性的定常与非定常实验数据（包括热流率、脉动压力、高速纹影），所提供的结果不仅包括流动机理研究结果，并且力/热载荷特性并重，既可为CFD提供验证数据，又可为工程设计提供参考。
④完成了测量表面热流率的精细测量元件研制。自主研制了高集成度的一体化铂膜式热流传感器，传感器测点密集、测量精度高，有利于较精确地捕捉峰值和谷值载荷，并且传感器性能稳定（经过23次高低压冲刷，损坏率仅为4%），为国内领先技术。
采用本研究获得的层流分离流动特性研究结果、试验技术（高速纹影试验技术和高马赫数脉动压力测量技术）及发展的数值方法等已应用于相关近空间飞行器分离流动特性研究、姿控发动机喷管内外流场特性研究以及多种组合体拦截导弹分离流动影响研究。我国未来重点发展的近空间高超声速飞行器、空天飞行器等都面临气动舵、喷流控制等引起的复杂分离流动问题，对分离现象的准确模拟仍然是CFD面临的一项重要挑战。尤其是近年来全世界范围内掀起的高超声速飞行器研制的热潮，以及在高超声速分离流动中出现的剪切层失稳、压力脉动、激波振荡、涡干扰等复杂现象，使得流动分离问题愈加复杂，流动分离对飞行器气动特性的影响变得不可回避而且愈加重要。目前对流动分离的研究主要以简单外形和标准模型为主，对复杂外形和工程计算结果的研究比较少见；流动分离对流场特性如压力、热流分布的影响研究较多，而飞行高度、壁温、迎角等对流动分离的影响研究较少。因此本项目研究成果可为这类飞行器关键技术攻关和工程研制提供重要支撑。