高超聲速錐柱裙模型邊界層轉(zhuǎn)捩的彈道靶實(shí)驗(yàn)

柳 森，王宗浩，謝愛(ài)民，陳旭明，黃 潔

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，邊界層轉(zhuǎn)捩是一個(gè)極為重要的課題。邊界層轉(zhuǎn)捩研究有助于解決熱防護(hù)、減阻、提高超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性和推進(jìn)效率等問(wèn)題。

國(guó)內(nèi)外開(kāi)展高超聲速邊界層試驗(yàn)研究的手段主要有風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)可以獲得真實(shí)飛行狀態(tài)下飛行器表面邊界層轉(zhuǎn)捩的數(shù)據(jù)。從20世紀(jì)60年代至今，飛行試驗(yàn)一直是一種重要的手段［1-5］，但其復(fù)雜度高、試驗(yàn)周期長(zhǎng)、經(jīng)費(fèi)消耗大。

由于成本相對(duì)較低，風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)用最為廣泛。過(guò)去的幾十年中，人們利用常規(guī)高超風(fēng)洞和激波風(fēng)洞開(kāi)展了高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究，獲得了大量研究成果［6］。然而，這些試驗(yàn)結(jié)果不可避免地受到風(fēng)洞噪聲與振動(dòng)的影響。風(fēng)洞里的噪聲水平通常比真實(shí)飛行情況高一個(gè)量級(jí)，將導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生［7-9］。相比其它類(lèi)型風(fēng)洞，靜音風(fēng)洞能更準(zhǔn)確地模擬邊界層轉(zhuǎn)捩研究所需的自由來(lái)流狀態(tài)。目前最有代表性的靜音風(fēng)洞是美國(guó)普渡大學(xué)的波音／空軍科學(xué)研究辦公室M6靜音風(fēng)洞（BAM6Q）［10-12］。X-51發(fā)動(dòng)機(jī)前體模型在BAM6QT 靜音風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果與在激波風(fēng)洞LENS I、LENS II的試驗(yàn)結(jié)果比較表明：靜音條件下，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)提高，轉(zhuǎn)捩推遲發(fā)生［13］。

與飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞設(shè)備不同，彈道靶在開(kāi)展高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)研究方面具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。彈道靶試驗(yàn)中，模型被發(fā)射器加速到試驗(yàn)所需速度并在測(cè)試段自由飛行，不存在支架或背景噪聲干擾。其試驗(yàn)環(huán)境壓力、飛行速度可控，可模擬真實(shí)的飛行速度、雷諾數(shù)及高焓的飛行環(huán)境，且試驗(yàn)成本遠(yuǎn)低于外場(chǎng)飛行試驗(yàn)。因此，在彈道靶上開(kāi)展轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)研究可能成為外場(chǎng)全尺寸飛行試驗(yàn)與理論研究之間的橋梁，用于研究基本現(xiàn)象，驗(yàn)證理論計(jì)算結(jié)果和邊界層轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則等。 美國(guó)自20世紀(jì)60年代起開(kāi)始在彈道靶上開(kāi)展超聲速和高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)。NASA 艾姆斯中心在彈道靶上開(kāi)展了尾翼穩(wěn)定細(xì)長(zhǎng)錐柱模型的試驗(yàn)，研究了馬赫數(shù)和表面粗糙度對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，飛行馬赫數(shù)2.8～7.0，模型表面粗糙度2.54～5.33μm。研究表明，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而增大；在相同的馬赫數(shù)下，一定的表面粗糙度對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩有推遲作用［14-15］。艾姆斯中心還針對(duì)飛行器再入燒蝕控制問(wèn)題開(kāi)展了半錐角30°的聚甲醛／聚碳酸酯錐模型的彈道靶飛行試驗(yàn)，通過(guò)分析陰影照片和回收的試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱芯苛诉吔鐚拥陌l(fā)展規(guī)律，結(jié)果表明當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)在3×106～4×106以?xún)?nèi)時(shí)，模型表面可以保持層流狀態(tài)［16］。

美國(guó)空軍AEDC 在彈道靶開(kāi)展半錐角10°的錐模型馬赫數(shù)為2.2和5.1的試驗(yàn)，研究了模型迎角、表面溫度、噪聲等因素對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，證實(shí)在彈道靶邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)中存在單位雷諾數(shù)效應(yīng)，轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)隨單位雷諾數(shù)的增大而增大；另外，試驗(yàn)未測(cè)得800Hz、130dB的聲波對(duì)轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)的明顯影響［17］。

美國(guó)海軍軍械實(shí)驗(yàn)室開(kāi)展了一系列彈道靶試驗(yàn)以研究錐模型邊界層轉(zhuǎn)捩規(guī)律［18］。其中，采用半角5°錐開(kāi)展了馬赫數(shù)為3和5的試驗(yàn)，研究了傳熱對(duì)邊界層穩(wěn)定性的影響，結(jié)果表明邊界層的穩(wěn)定性對(duì)模型熱導(dǎo)率十分敏感；采用半角6.3°錐，開(kāi)展了馬赫數(shù)為9和13.3試驗(yàn)，采用半角9°錐開(kāi)展了馬赫數(shù)為10和15試驗(yàn)，由于高馬赫數(shù)下，弓形激波十分貼近錐模型表面，無(wú)法從圖像判斷轉(zhuǎn)捩位置，于是提出了結(jié)合不同馬赫數(shù)和模型錐角下的尾跡、阻力系數(shù)綜合確定轉(zhuǎn)捩位置的方法。之后組建的海軍水面武器中心又在彈道靶上開(kāi)展了半錐角5°的尖錐模型在Ma4.5條件下的邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)，研究了絕熱壁溫比和單位雷諾數(shù)對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響［19］。試驗(yàn)采用正交火花光源陰影照相技術(shù)獲得了層流和轉(zhuǎn)捩的模型圖像。采用線性穩(wěn)定性理論分析了壁面冷卻時(shí)的轉(zhuǎn)捩逆轉(zhuǎn)現(xiàn)象。研究還發(fā)現(xiàn)單位雷諾數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)捩及不對(duì)稱(chēng)轉(zhuǎn)捩區(qū)的影響規(guī)律與無(wú)量綱迎角α／θc（模型迎角與半錐角之比）有關(guān)。

在彈道靶開(kāi)展高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)的技術(shù)難點(diǎn)在于精確測(cè)量邊界層轉(zhuǎn)捩與湍流發(fā)展。由于模型尺度通常不大、需承受較大的發(fā)射過(guò)載、且一直處于高超聲速動(dòng)態(tài)飛行狀態(tài)之中，風(fēng)洞中常用的邊界層測(cè)量技術(shù)（例如熱線風(fēng)速儀、熱電偶、油流）此時(shí)的使用難度較大甚至不再適用。

為給高超聲速邊界層計(jì)算和分析提供可靠的對(duì)比數(shù)據(jù)，在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速?gòu)椀腊猩祥_(kāi)展了錐柱裙模型的高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)。首先設(shè)計(jì)適用于彈道靶實(shí)驗(yàn)的模型，既能夠克服發(fā)射過(guò)載又便于開(kāi)展邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)量；其次，選擇合適的飛行速度和靶室壓力以模擬飛行Ma數(shù)和Re數(shù)；第三，采用激光陰影成像技術(shù)獲取模型邊界層轉(zhuǎn)捩和湍流邊界層發(fā)展的圖像；最后，對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行圖像處理得到轉(zhuǎn)捩區(qū)域、湍流邊界層厚度和渦尺度等數(shù)據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)裝置與測(cè)量方法

1.1 彈道靶設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）的氣動(dòng)物理靶［20］上進(jìn)行，氣動(dòng)物理靶如圖1所示，主要包括發(fā)射系統(tǒng)、測(cè)速控制系統(tǒng)和靶室／真空系統(tǒng)等。所用的發(fā)射器為最高發(fā)射速度7.2km／s的25mm 口徑二級(jí)輕氣炮。測(cè)速控制系統(tǒng)使用了三套激光探測(cè)器和一臺(tái)測(cè)控計(jì)算機(jī)，可測(cè)量模型速度并控制光源閃光［21］。真空系統(tǒng)主要為模擬飛行環(huán)境提供所需壓力。圖2為CARDC氣動(dòng)物理靶設(shè)備照片。

圖1 CARDC 氣動(dòng)物理靶示意圖Fig.1 The diagram of the aero-physics range of CARDC

1.2 成像測(cè)量方法

所使用的激光陰影［22］成像系統(tǒng)采用脈寬小于10ns的YAG 脈沖激光光源，當(dāng)模型以2km／s速度飛行時(shí)，其模型運(yùn)動(dòng)模糊量在0.02mm 以?xún)?nèi)。雖然采用激光光源成像時(shí)存在干涉和衍射現(xiàn)象，但該系統(tǒng)所具備的高分辨率陰影成像能力已基本滿足轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)的要求，并可應(yīng)用于高溫氣體自發(fā)光的場(chǎng)合。

圖2 CARDC氣動(dòng)物理靶Fig.2 The aero-physics range of CARDC

2 模型與實(shí)驗(yàn)狀態(tài)設(shè)計(jì)

2.1 模型設(shè)計(jì)

彈道靶自由飛實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图纫惺芨甙l(fā)射過(guò)載又要具備飛行穩(wěn)定性［23］。錐柱裙模型的外形及尺寸如圖3所示。加工完成的模型質(zhì)量約66.5g，模型表面粗糙度設(shè)計(jì)為1.6μm，其實(shí)物照片如圖4所示。

圖3 錐柱裙模型外形Fig.3 Configuration of the cone-cylinder-flare model

圖4 錐柱裙模型實(shí)物照片F(xiàn)ig.4 Cone-cylinder-flare model

2.2 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)設(shè)計(jì)

影響飛行器邊界層轉(zhuǎn)捩的主要特征參數(shù)是馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，為便于與其它設(shè)備上的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，需要對(duì)實(shí)驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì)以確保模擬實(shí)驗(yàn)的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)一致。參考BAM6QT 靜音風(fēng)洞開(kāi)展錐標(biāo)模邊界層轉(zhuǎn)捩研究的實(shí)驗(yàn)狀態(tài)［24］，確定了彈道靶實(shí)驗(yàn)的條件為：名義馬赫數(shù)為6，雷諾數(shù)為5×106和1.35×107。

實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)通過(guò)調(diào)節(jié)靶室的真空度實(shí)現(xiàn)。雷諾數(shù)Re計(jì)算公式為：

式中：ρ為氣體密度，V為飛行速度，L為飛行器特征長(zhǎng)度，μ為粘性系數(shù)。

將模型尺寸和設(shè)計(jì)飛行速度代入公式（1）可得到對(duì)應(yīng)實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)5×106、1.35×107的靶室壓力分別為33.7和90.9k Pa。

3 結(jié)果分析與討論

在完成發(fā)射器和光學(xué)測(cè)量系統(tǒng)調(diào)試后，開(kāi)展了兩次正式實(shí)驗(yàn)，狀態(tài)見(jiàn)表1。兩次實(shí)驗(yàn)中，模型均存在小迎角。

表1 彈道靶邊界層轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)狀態(tài)表Table 1 State of ballistic range boundary layer transition experiments

邊界層轉(zhuǎn)捩流動(dòng)的特點(diǎn)為：轉(zhuǎn)捩前的模型壁面附近為層流；轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生的湍流導(dǎo)致邊界層厚度顯著增厚，且密度不均；湍流邊界層厚度增長(zhǎng)率明顯大于層流邊界層。利用這些特點(diǎn)，通過(guò)觀察陰影圖像邊界層明暗變化便可識(shí)別轉(zhuǎn)捩發(fā)生的位置。

圖5為ZL-10實(shí)驗(yàn)得到的錐柱裙模型流場(chǎng)陰影圖像，圖6為頭錐部局部放大圖像，可以分辨出邊界層在模型頭錐部中后段發(fā)生轉(zhuǎn)捩。柱段湍流邊界層由前沿延伸至末端，迎風(fēng)面的邊界層厚度由0.860mm 發(fā)展至1.291mm，背風(fēng)面的邊界層厚度由0.899mm 發(fā)展至2.073mm。

圖5 ZL-10實(shí)驗(yàn)的模型陰影圖像（Ma=5.65，Re／L=1.20×108 m-1，Re=1.25×107，α=1.2°）Fig.5 Shadowgraph image of experiment ZL-10（Ma=5.65，Re／L=1.20×108 m-1，Re=1.25×107，α=1.2°）

圖7為ZL-11實(shí)驗(yàn)得到的錐柱裙模型流場(chǎng)陰影圖像。該實(shí)驗(yàn)狀態(tài)相對(duì)于ZL-10 降低了靶室壓力，單位雷諾數(shù)由1.20×108m-1降至4.32×107m-1，實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)由1.25×107降至4.54×106。在模型背風(fēng)面，轉(zhuǎn)捩區(qū)域由ZL-10的錐面后移至柱段中部；在模型的迎風(fēng)面，頭錐部和柱段中前部均發(fā)生了轉(zhuǎn)捩。在柱段迎風(fēng)面，轉(zhuǎn)捩起始位置位于距模型頭部約43mm位置，湍流邊界層厚度由0.634mm 發(fā)展至末端的1.437mm；在柱段背風(fēng)面，轉(zhuǎn)捩起始位置位于距模型頭部約61mm 位置，湍流邊界層厚度由1.259mm 發(fā)展至末端的2.145mm。在2.4°迎角下，柱段迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩早于背風(fēng)面。

圖6 ZL-10實(shí)驗(yàn)的模型頭錐部陰影圖像Fig.6 The nosecone's shadowgraph image of experiment ZL-10

圖7 ZL-11實(shí)驗(yàn)的模型陰影圖像（Ma=5.65，Re／L=4.32×107 m-1，Re=4.54×106，α=2.4°）Fig.7 Shadowgraph image of experiment ZL-11（Ma=5.65，Re／L=4.32×107 m-1，Re=4.54×106，α=2.4°）

圖8給出了ZL-11實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ皖^錐部局部放大圖像，可以看出在當(dāng)前飛行條件下，頭錐部迎風(fēng)面發(fā)生了轉(zhuǎn)捩，當(dāng)過(guò)渡到直段時(shí)，受壁面轉(zhuǎn)折引起的膨脹波影響，當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)下降，邊界層再次層流化。

圖8 ZL-11實(shí)驗(yàn)的模型頭錐部陰影圖像Fig.8 The nosecone's shadowgraph image of experiment ZL-11

圖9 ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯牧鬟吔鐚雍穸龋ㄖ危〧ig.9 The turbulent boundary layer thickness of experiment ZL-10（cylinder part）

圖10 ZL-11實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯牧鬟吔鐚雍穸龋ㄖ危〧ig.10 Turbulent boundary layer thickness of experiment ZL-11（cylinder part）

圖9和10分別為ZL-10和ZL-11兩次實(shí)驗(yàn)中模型柱段湍流邊界層厚度沿流向的分布情況?？梢钥闯瞿Ｐ捅筹L(fēng)面湍流邊界層厚度及其增長(zhǎng)率均大于迎風(fēng)面；ZL-11實(shí)驗(yàn)得到的模型背風(fēng)面湍流邊界層厚度增長(zhǎng)率大于ZL-10 實(shí)驗(yàn)結(jié)果，這可能與ZL-11 實(shí)驗(yàn)中模型飛行迎角較大有關(guān)。

湍流密度場(chǎng)的不均勻性導(dǎo)致光線的偏折，形成了明暗相間的湍流邊界層圖像，如圖11所示。

圖11 ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ臀膊勘筹L(fēng)面圖像Fig.11 The leeward of the model's tail end of experiment ZL-10

以ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭斡L(fēng)面中部55～65mm區(qū)域（圖12）為例，沿多條模型邊界的平行線采樣后得到的灰度值曲線如圖13所示。在有限的區(qū)域內(nèi)，采樣線穿越了一系列明暗起伏的渦結(jié)構(gòu)，其對(duì)應(yīng)的灰度值變化呈現(xiàn)出一定規(guī)律的周期性。

對(duì)這些灰度曲線分別做FFT變換并加權(quán)平均，可得到表征湍流邊界層渦尺度特征的灰度譜如圖14所示，可以看出灰度譜線在18Hz處存在明顯的峰值，說(shuō)明該圖像區(qū)域的主要渦結(jié)構(gòu)沿流向排列的頻率為18Hz，從而可計(jì)算出單個(gè)渦的流向平均尺寸約為0.55mm。

圖12 ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭斡L(fēng)面中部湍流區(qū)域Fig.12 Turbulent area of windward central section on the model's cylinder part of experiment ZL-10

圖13 ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭斡L(fēng)面中部湍流區(qū)域灰度值分布Fig.13 Gray value distribution of turbulent area of windward central section on the model's cylinder part of experiment ZL-10

圖14 ZL-10實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭斡L(fēng)面中部湍流區(qū)域灰度譜Fig.14 Gray spectrum of turbulent area of windward central section on the model's cylinder part of experiment ZL-10

采用相同的方法對(duì)ZL-10和ZL-11實(shí)驗(yàn)圖像模型柱段湍流邊界層不同區(qū)域進(jìn)行處理，得到了湍流渦流向尺度的分布結(jié)果如圖15和16所示。通過(guò)比較可以發(fā)現(xiàn)，湍流渦的尺寸數(shù)據(jù)與邊界層厚度數(shù)據(jù)存在相似的變化規(guī)律。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭瓮牧鳒u尺度介于0.5～0.9mm，沿流向總體有增長(zhǎng)趨勢(shì)，且背風(fēng)面湍流渦尺度及增長(zhǎng)率均大于迎風(fēng)面。受迎角影響，ZL-11的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭瓮牧鳒u尺度增長(zhǎng)率大于ZL-10。

圖15 ZL-10實(shí)驗(yàn)湍流邊界層渦尺度分布（柱段）Fig.15 Turbulent eddy dimension of the turbulent boundary in experiment ZL-10（cylinder part）

圖16 ZL-11實(shí)驗(yàn)湍流邊界層渦尺度分布（柱段）Fig.16 Turbulent eddy dimension of the turbulent boundary in experiment ZL-11（cylinder part）

模型柱段湍流渦流向尺度與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊谋戎等鐖D17所示?？梢钥闯觯摫戎到橛?.3～0.8之間，沿流向總體為下降趨勢(shì)。

圖17 湍流渦尺度與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸缺戎担ㄖ危〧ig.17 The dimension ratio between turbulent eddy and local boundary layer thickness（cylinder part）

4 結(jié) 論

在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心氣動(dòng)物理靶上開(kāi)展了錐柱裙模型邊界層轉(zhuǎn)捩的自由飛實(shí)驗(yàn)，獲得了清晰的圖像，可分辨邊界層轉(zhuǎn)捩的區(qū)域和分析湍流邊界層的厚度。合理的模型設(shè)計(jì)和激光陰影成像方式對(duì)獲得理想的實(shí)驗(yàn)結(jié)果起著關(guān)鍵作用。實(shí)驗(yàn)中：

（1）模型以Ma=6自由飛行時(shí)，在模型中部發(fā)生轉(zhuǎn)捩的雷諾數(shù)約為4.5×106；

（2）湍流邊界層厚度沿流向增大，厚度值介于0.6～2.2mm 之間；

（3）湍流渦的流向尺寸與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊谋戎翟?.3～0.8之間，沿流向總體為下降趨勢(shì)；

（4）小迎角狀態(tài)下，模型柱段迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩早于背風(fēng)面，湍流邊界層厚度增長(zhǎng)率和渦尺度增長(zhǎng)率均隨迎角的增大而增大。

致謝：高超聲速錐柱裙模型邊界層轉(zhuǎn)捩的彈道靶實(shí)驗(yàn)研究工作得到了陳鯤、龍耀、宋強(qiáng)、鄭蕾、柯發(fā)偉等人的協(xié)助，在此表示衷心感謝。

［1］ SHERMAN M M，NAKAMURA T.Flight test measurements of boundary layer transition on a non-ablation 22 degree cone［R］.AIAA 1968-1152.

［2］ WRIGHT R L，ZOBY E V.Flight boundary layer transition measurements on a slender cone at Mach 20［R］.AIAA 1977-719.

［3］ KUNTZ D W，POTTER D L.Boundary layer transition and hypersonic flight testing［R］.AIAA 2007-308.

［4］ BERRY S A.Boundary layer transition experiments in support of hypersonic program［R］.AIAA 2007-4266.

［5］ BERRY S A.Infrared imaging of boundary layer transition flight experiments［R］.AIAA 2008-4026.

［6］ SCHNEIDER S P.Hypersonic laminar turbulent transition on circular cones and scramjet forebodies［J］.Progress in Aerospace Sciences，2004，40（1-2）：1-50.

［7］ BECHWITH I E，MILLER C G.Aerothermodynamics and transition in high-speed wind tunnels at NASA lanley［J］.ANNual Review of Fluid Mechanics，1990，22：419-439.

［8］ SCHNEIDER S P.Flight data for boundary layer transition at hypersonic and supersonic speeds［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1999，36（1）：8-20.

［9］ SCHNEIDER S P.Effects of high-speed tunnel noise on laminar-turbulent transition［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（2）：323-333.

［10］SCHNEIDER S P.Laminar-turbulent boundary layer transition research in the Boeing／AFOSR Mach-6 Quiet Tunnel［R］.AIAA 2005-0888.

［11］SCHNEIDER S P.Development of hypersonic quiet tunnels［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2008，45（4）：641-664.

［12］CHOU A.Transition research with temperature-sensitive paints in the boeing／AFOSR Mach-6 quiet tunnel［R］.AIAA 2011-3872.

［13］HOLDEN M S.Experimental studies in the LENS supersonic and hypersonic tunnels for hypervelocity vehicle performance and code validation［R］.AIAA 2008-2505.

［14］SCHNEIDER S P.Effects of Roughness on hypersonic boundary layer transition［R］.AIAA 2007-0305.

［15］CARLTON S James.Boundary-layer transition on hollow cylinders in supersonic free flight as affected by Mach number and a screwthread type of surface roughness［R］.NASA Memorandum 1-30-59A.

［16］WILKINS M E，TAUBER M E.Boundary-layer transition on ablating cones at speeds up to 7km／s［R］.AIAA 1966-0027.

［17］POTTER J L.Boundary layer transition on supersonic cones in a ballistic range［R］.AIAA 1974-132.

［18］NORMAN W Sheetz，et al.Free-flight boundary layer transition investigations at hypersonic speeds［R］.AIAA 1965-0127.

［19］REDA D C.Boundary-layer transition experiments on sharp，slender cones in supersonic freeflight［R］.AIAA 1978-1129.

［20］柳森，黃潔，李毅，等.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的空間碎片超高速撞擊試驗(yàn)研究進(jìn)展［J］.載人航天，2011，6：17-23.

［21］羅錦陽(yáng)，部紹清，黃潔，等.空間碎片地面撞擊試驗(yàn)實(shí)時(shí)自動(dòng)控制系統(tǒng)研制［C］.第六屆全國(guó)空間碎片會(huì)議，2011，（11）.

［22］柳森，謝愛(ài)民，黃潔，等.超高速碰撞碎片云的激光陰影照相技術(shù)［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2005，19（2）：35-39.

［23］石安華，李毅.高超聲速?gòu)椀腊刑┓″F模型及彈托設(shè)計(jì)［J］.流體力學(xué)試驗(yàn)與測(cè)量，2002，16（7）：57-62.

［24］THOMAS J Horvath，et al.Boundary layer transition on slender cones in conventional and low disturbance mach 6 wind tunnels［R］.AIAA 2002-2743.