美国吸气式高超声速飞行器边界层控制研究

上传者：陈忠军
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上传时间：2015-04-24
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美国吸气式高超声速飞行器边界层控制研究

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美国吸气式高超声速飞行器边界层控制研究
钟萍
（中国空气动力研究与发展中心四川绵阳 621000 ）
摘要吸气式高超声速飞行器是近空间飞行器研究的重要内容之一。文章概述了近年来美国
NASA 兰利研究中心使用Hyper-X 模型进行吸气式高超声速飞行器边界层主动和被动控制研
究的情况。NASA 兰利研究中心在0.508m(20 英寸)马赫数6 和0.787m(31 英寸)马赫数10 风
洞使用Hyper-X 模型进行了高超声速边界层控制主动和被动方法研究，评估了强迫转捩几种
概念的有效性，包括使用被动离散粗糙元和主动质量增加（吹气）。被动粗糙度研究产生的后
掠斜坡构型已经成功用于马赫数7 飞行试验。介绍了研究采用的各种边界层主、被动控制构
型及试验模型热传导分布、激波系分布和表面流谱测量方法；对部分边界层主、被动控制典
型结果进行了比较。
关键词吸气式高超声速飞行器；边界层控制；超燃冲压技术
引言
吸气式高超声速飞行器是国外近空间领域高超声速飞行器发展的重点研究内容，被美国
视为未来实现 “全球到达，全球作战”快速反应能力的重要手段。20 世纪 90 年代以来，
以美国为代表的发达国家经过不懈努力，在超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行平
台方面，技术上陆续取得重大突破，并相继进行了地面和飞行试验。吸气式高超声速飞行技
术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和
空天飞机等为应用背景的先期技术开发验证阶段。吸气式高超声速飞行器采用超燃冲压发动
机与机身一体化设计技术，机身前体被设计用来预调将被发动机进气道吸入的气流。如此设
计的全尺寸吸气式高超声速飞行器前体能使气流在进入进气道前形成湍流，这有利于减轻发
动机内的流动分离，有利于发动机燃烧。然而，对于风洞模型试验和缩尺飞行器飞行试验，
较短的飞行器前体长度不太可能在发动机进气道前自然转捩形成湍流。为了能正确地将超燃
冲压发动机风洞和缩尺飞行试验结果外推到未来的全尺寸飞行器，就需要研究利用边界层转
捩装置强迫前体形成湍流流动，研究筛选各种离散粗糙元构型的有效性，使高超声速边界层
按可控和可预测的方式转捩，这是缩尺模型飞行试验必须掌握的技术。同时为了将来应用，
还需要研究稳定质量增加（吹气）边界层主动控制方法的有效性和可行性。
1 模型上边界层主、被动控制构型
美国Hyper-X(X-43A)计划已成功完成马赫数7 和马赫数10 条件下的飞行试验
[1]
。其目
的是获取完全与飞行器机身一体化的自主高超声速吸气推进系统的飞行数据，以便验证和校
准用于设计和飞行性能估算的试验方法、数值方法和分
析方法。为了确保计划成功，许多试验技术必须达到可
接受的成熟水平，其中之一就是在飞行器上建立控制边
界层的有效手段。为了最大程度的减小超燃冲压发动机
对激波诱导流动分离的敏感性，进而减小发动机不启动
的可能性，接近进气道的边界层应为湍流。基于目前对
高超声速飞行条件下细长、平面布局形式边界层转捩的
认识，在Hyper-X 的前体估计不会发生自然转捩，因此
需要边界层控制装置以确保在飞行条件下进气道处是湍
流边界层（见图1）。图1 Hyper-X 前体边界层控制研究模
型

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