新型高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法研究

張紅軍, 沈 清

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

新型高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法研究

張紅軍*, 沈 清

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

為確保高超聲速進(jìn)氣道的安全工作，其壓縮面邊界層在進(jìn)入其內(nèi)流道前必須完成轉(zhuǎn)捩。針對(duì)高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩需要，依據(jù)二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，嘗試了一種新型低阻高效的邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法，在FD-07風(fēng)洞中開展了試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)中首先通過(guò)進(jìn)氣道對(duì)稱面壓力分布和激波紋影獲得進(jìn)氣道的自起動(dòng)情況，進(jìn)而推斷進(jìn)氣道入口前的邊界層轉(zhuǎn)捩情況。試驗(yàn)包括進(jìn)氣道前體邊界層自然轉(zhuǎn)捩和人工轉(zhuǎn)捩，試驗(yàn)結(jié)果表明在Ma=5、6，迎角α=0°來(lái)流條件下，使用同一波長(zhǎng)的人工轉(zhuǎn)捩帶可以成功實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩，驗(yàn)證了基于線性穩(wěn)定性理論設(shè)計(jì)的人工轉(zhuǎn)捩帶在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍的適用性。

高超聲速進(jìn)氣道；邊界層人工轉(zhuǎn)捩；線性穩(wěn)定性理論

0 引 言

高超聲速進(jìn)氣道壓縮面在減速增壓過(guò)程中存在嚴(yán)重的激波/邊界層干擾，在邊界層為層流時(shí)容易引起流動(dòng)分離，進(jìn)而使進(jìn)氣道的捕獲流量減小、總壓恢復(fù)下降，嚴(yán)重時(shí)引發(fā)進(jìn)氣道不起動(dòng)。相對(duì)于層流邊界層而言，湍流邊界層能夠很好地抑制由激波/邊界層干擾導(dǎo)致的流動(dòng)分離[1-2]。然而，相關(guān)分析表明[3]，吸氣式高超聲速飛行器在飛行試驗(yàn)時(shí)進(jìn)氣道壓縮面邊界層自然轉(zhuǎn)捩位置通常會(huì)超出進(jìn)氣道的長(zhǎng)度而保持層流狀態(tài)，無(wú)法保證進(jìn)氣道按預(yù)期設(shè)計(jì)狀態(tài)工作。因此，研究高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法，通過(guò)采取人工轉(zhuǎn)捩措施確保邊界層在進(jìn)入內(nèi)流道前完成轉(zhuǎn)捩，對(duì)于保障超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作具有重要的意義[4]。

NASA蘭利研究中心面向Hyper-X任務(wù)從1997年開始在其31英寸和20英寸風(fēng)洞中開展了大量邊界層人工轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)[5-6]，研究了各種用于邊界層

轉(zhuǎn)捩的主動(dòng)(吹氣)與被動(dòng)(粗糙元)控制方法，其研究結(jié)果成功應(yīng)用于多個(gè)飛行試驗(yàn)。如X-43A[7]、X-51[8]、HIFiRE-5[9]等都采用了后掠斜坡型或鉆石型渦流發(fā)生器來(lái)實(shí)現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩，轉(zhuǎn)捩方法是基于渦致轉(zhuǎn)捩的原理，設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)捩裝置能夠高效產(chǎn)生流向渦進(jìn)而實(shí)現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩，設(shè)計(jì)要素包括轉(zhuǎn)捩裝置的形狀、高度、安裝位置和轉(zhuǎn)捩塊的間距等。日本國(guó)家航天實(shí)驗(yàn)室(NAL)也對(duì)高超聲速邊界層人工轉(zhuǎn)捩開展了一些研究[10]。當(dāng)風(fēng)洞來(lái)流雷諾數(shù)較小時(shí)，光滑模型表面邊界層不能發(fā)生自然轉(zhuǎn)捩，但安裝轉(zhuǎn)捩裝置后成功實(shí)現(xiàn)了轉(zhuǎn)捩。在Ma=7條件下對(duì)比了波紋狀、矛狀和絆線的各種邊界層轉(zhuǎn)捩方法。

國(guó)內(nèi)在高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩控制方面也開展了一些工作。國(guó)防科技大學(xué)的范曉檣等[11]針對(duì)半錐角為15°的軸對(duì)稱高超聲速進(jìn)氣道模型開展了轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)，利用鉆石型渦流發(fā)生器研究了不同邊界層流態(tài)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。通過(guò)對(duì)比層流和湍流2種流態(tài)的進(jìn)氣道流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，從進(jìn)氣道性能方面證明了采用的轉(zhuǎn)捩方法是成功的。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的趙慧勇[12]針對(duì)一個(gè)吸氣式高超聲速進(jìn)氣道模型，同樣使用鉆石型渦流發(fā)生器，在FL-31常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中成功實(shí)現(xiàn)了來(lái)流條件為Ma=5、6、7，迎角α=1°時(shí)的邊界層人工轉(zhuǎn)捩，獲得了不同渦流發(fā)生器高度對(duì)轉(zhuǎn)捩區(qū)域的影響規(guī)律。

針對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題，作者也曾進(jìn)行了一些初步的研究[13-14]，探索了一種弱擾動(dòng)邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法：基于二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，設(shè)計(jì)了一種呈“W”形的人工轉(zhuǎn)捩裝置并將其應(yīng)用于高超聲速進(jìn)氣道的邊界層轉(zhuǎn)捩。常規(guī)高超聲速風(fēng)洞Ma=6的風(fēng)洞試驗(yàn)表明：在激波封口狀態(tài)，沒(méi)有加裝轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道不起動(dòng)；在加裝轉(zhuǎn)捩裝置后，進(jìn)氣道順利起動(dòng)，說(shuō)明轉(zhuǎn)捩裝置起到了很好的轉(zhuǎn)捩效果。同渦流發(fā)生器相比，這種轉(zhuǎn)捩裝置對(duì)進(jìn)氣道帶來(lái)的附加阻力很小，氣動(dòng)防熱容易，因此具有深入研究的價(jià)值。為進(jìn)一步把這種轉(zhuǎn)捩方法由單工況向?qū)採(cǎi)R赫數(shù)范圍推廣，以一典型二元高超聲速進(jìn)氣道為應(yīng)用對(duì)象，在理論分析的基礎(chǔ)上對(duì)轉(zhuǎn)捩裝置進(jìn)行重新設(shè)計(jì)并對(duì)其有效性進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)條件及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

影響高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的因素很多，包括模型尺度、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、壁溫、來(lái)流湍流度和噪聲等。由于試驗(yàn)在常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，無(wú)法考慮來(lái)流湍流度和噪聲等對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，主要保證模型幾何外形相似、馬赫數(shù)相同以及雷諾數(shù)接近，因此本次試驗(yàn)中只模擬馬赫數(shù)及雷諾數(shù)。試驗(yàn)的來(lái)流條件如表1所示。

表1 來(lái)流條件

試驗(yàn)在FD-07高超聲速風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞是一座下吹式常規(guī)高超聲速風(fēng)洞，噴管出口直徑為0.5m，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍為Ma=5～12，試驗(yàn)中采用更換噴管的辦法改變馬赫數(shù)，為防止噴管結(jié)構(gòu)受熱變形，噴管采用水冷卻系統(tǒng)。實(shí)驗(yàn)段側(cè)壁開有口徑為φ350mm光學(xué)玻璃窗口，供紋影儀觀察和記錄流場(chǎng)使用。

進(jìn)氣道模型為二元三楔四波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道全長(zhǎng)L=565.67mm，內(nèi)寬度W=76.67mm，工作馬赫數(shù)范圍：Ma=4.5～7，內(nèi)收縮比CRIN=1.66，總收縮比CR=5.8，模型縮比為1∶3。圖1給出了進(jìn)氣道模型結(jié)構(gòu)尺寸。

圖1 進(jìn)氣道模型結(jié)構(gòu)尺寸

2 轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計(jì)

圖2給出了本文人工轉(zhuǎn)捩方法的理論示意圖。擾動(dòng)帶之前邊界層為層流，通過(guò)擾動(dòng)帶的作用，在邊界層內(nèi)形成二維T-S波，二維T-S波在非線性作用下沿流向演化為三維不穩(wěn)定波，而后邊界層經(jīng)過(guò)后掠渦和渦破裂等過(guò)程最終發(fā)生轉(zhuǎn)捩，形成湍流。董亞妮和周恒的研究表明[15]:“邊界層轉(zhuǎn)捩過(guò)程的大部分時(shí)間主要取決于增長(zhǎng)最快的T-S波的線性增長(zhǎng)，只有在擾動(dòng)幅值比較大以后，非線性因素才起作用，而非線性作用有多種多樣，目前并不能肯定是某種非線性起主要或決定性作用，一旦非線性因素起作用，不管是哪種作用，轉(zhuǎn)捩都將很快發(fā)生。與線性增長(zhǎng)階段在整個(gè)轉(zhuǎn)捩過(guò)程中所占比重相比，即使非線性作用對(duì)最終的轉(zhuǎn)捩位置有影響，其差別也并不大。”這說(shuō)明對(duì)于二維高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩來(lái)說(shuō)，T-S波的線性增長(zhǎng)對(duì)轉(zhuǎn)捩起著非常重要的作用。據(jù)此，有望通過(guò)邊界層的線性穩(wěn)定性分析找出在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)不穩(wěn)定的二維T-S波，然后設(shè)計(jì)相應(yīng)的轉(zhuǎn)捩裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)邊界層的轉(zhuǎn)捩。

圖2 人工轉(zhuǎn)捩理論示意圖

文獻(xiàn)[13]給出了該種轉(zhuǎn)捩條帶的具體設(shè)計(jì)方法，本文不再贅述。通過(guò)線性穩(wěn)定性分析，得出了在Ma=5、6來(lái)流時(shí)在距離進(jìn)氣道前緣l=40mm處的不穩(wěn)定波，根據(jù)分析得到的不穩(wěn)定波參數(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計(jì)。此次試驗(yàn)用轉(zhuǎn)捩條帶的厚度為0.2mm，寬度與進(jìn)氣道內(nèi)通道寬度相同，為76.67mm。轉(zhuǎn)捩帶前帶齒高3mm，后帶齒高6mm，齒間距4mm，齒邊夾角為90o。粘貼位置距進(jìn)氣道前緣40mm處。

轉(zhuǎn)捩帶由0.2mm厚鋁合金材料切割而成，該厚度為Ma=5時(shí)當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/4，為Ma=6時(shí)當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?/6，轉(zhuǎn)捩帶緊貼于壁面粘貼，效果如圖3所示。

圖3 人工轉(zhuǎn)捩帶構(gòu)型

3 試驗(yàn)驗(yàn)證及分析

采用高階格式的高超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明[16]，層流邊界層在進(jìn)氣道唇口入射激波的干擾下會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重分離，引發(fā)進(jìn)氣道不起動(dòng)。當(dāng)進(jìn)氣道入口為湍流邊界層時(shí)分離非常小，進(jìn)氣道可以正常起動(dòng)。這說(shuō)明進(jìn)氣道起動(dòng)與否實(shí)際上反映了激波/邊界層干擾的嚴(yán)重程度。據(jù)此，試驗(yàn)中首先可根據(jù)對(duì)稱面壓力分布及紋影圖像判斷進(jìn)氣道的起動(dòng)情況，進(jìn)氣道不起動(dòng)表明激波/邊界層干擾嚴(yán)重，邊界層可能為層流，進(jìn)氣道起動(dòng)表明激波/邊界層干擾較弱，邊界層可能為湍流，因此可根據(jù)進(jìn)氣道起動(dòng)情況對(duì)所設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)捩帶的有效性進(jìn)行驗(yàn)證?；谶@種想法只開展了進(jìn)氣道的測(cè)壓試驗(yàn)，未對(duì)進(jìn)氣道表面熱流進(jìn)行測(cè)量，所以本文未給出邊界層轉(zhuǎn)捩的具體位置。

首先開展的是在Ma=5、6，迎角α=0°來(lái)流工況下進(jìn)氣道邊界層自然轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)對(duì)沿程壓力及進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行測(cè)量，并對(duì)進(jìn)氣道入口波系進(jìn)行紋影觀察。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道在2種來(lái)流條件下均不能正常起動(dòng)，獲得的進(jìn)氣道對(duì)稱面沿程壓力分布分別與進(jìn)氣道的層流流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果相符(見圖4和5)。從紋影圖像來(lái)看，在進(jìn)氣道唇口前緣均存在分離激波(見圖6(a)和6(b))，該分離激波由分離包引起，說(shuō)明在未粘貼轉(zhuǎn)捩帶時(shí)進(jìn)氣道壓縮面邊界層在入射激波干擾下產(chǎn)生了嚴(yán)重分離。因此，根據(jù)這些流場(chǎng)特征有理由認(rèn)為進(jìn)氣道不起動(dòng)是由激波/層流邊界層干擾所引起的。

圖4 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)時(shí)的靜壓對(duì)比(Ma=5)

Fig.4 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=5)

圖5 進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)時(shí)的靜壓對(duì)比(Ma=6)

Fig.5 Comparison of static pressure distribution for starting and not starting(Ma=6)

在距離進(jìn)氣道前緣l=40mm處粘貼設(shè)計(jì)好的人工轉(zhuǎn)捩條帶，開展人工轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)。粘貼轉(zhuǎn)捩帶的進(jìn)氣道試驗(yàn)表明進(jìn)氣道在Ma=5、6，迎角α=0°來(lái)流工況下均可正常起動(dòng)。通過(guò)紋影觀察，進(jìn)氣道入口前分離激波消失(見圖6(c)和6(d))，獲得的進(jìn)氣道對(duì)稱面沿程壓力分布與湍流流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果相吻合(見圖4和5)，湍流數(shù)值計(jì)算得到的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)及壓升比和試驗(yàn)一致(見表2和3)，由此說(shuō)明在轉(zhuǎn)捩帶的作用下，進(jìn)氣道壓縮面的邊界層未發(fā)生過(guò)于嚴(yán)重的分離，有效保證了進(jìn)氣道的自起動(dòng)。

表2 進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比(Ma=5)

表3 進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比(Ma=6)

(a) Ma=5，natural transition (b) Ma=6，natural transition

(c) Ma=5，artificial transition (d) Ma=6，artificial transition

4 結(jié) 論

針對(duì)高超聲速進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩需要，研究了一種新型低阻高效的人工轉(zhuǎn)捩方法，設(shè)計(jì)了相應(yīng)的人工轉(zhuǎn)捩條帶，并對(duì)其在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)的有效性開展了試驗(yàn)驗(yàn)證，得出以下結(jié)論：

(1) 風(fēng)洞試驗(yàn)表明，依據(jù)邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理，經(jīng)過(guò)理論分析所設(shè)計(jì)的人工轉(zhuǎn)捩帶可以改善進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。

(2) 人工轉(zhuǎn)捩帶結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，對(duì)熱防護(hù)要求低，利于工程應(yīng)用。

本文研究為實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩提供了一種新方法，為全面了解引入的擾動(dòng)發(fā)展過(guò)程，近期準(zhǔn)備進(jìn)一步開展如下工作：通過(guò)采用表面熱流測(cè)量技術(shù)，確定引入人工轉(zhuǎn)捩后進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩的具體位置；借助PSE或DNS等數(shù)值手段對(duì)所引入擾動(dòng)流經(jīng)2級(jí)壓縮拐角的過(guò)程開展研究，以便更加有效地指導(dǎo)轉(zhuǎn)捩帶設(shè)計(jì)。

[1] 武宇, 易仕和, 陳植, 等. 超聲速層流/湍流壓縮拐角流動(dòng)結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 物理學(xué)報(bào), 2013, 18(62): 1-11.

Wu Y, Yi S H, Chen Z, et al. Experimental investigations on structures of supersonic laminar/turbulent flow over a compression ramp[J]. Acta Phys Sin, 2013, 18(62): 1-11.

[2] 全鵬程, 易仕和, 武宇, 等. 激波與層流/湍流邊界層相互作用實(shí)驗(yàn)研究[J]. 物理學(xué)報(bào), 2014, 8(63): 1-5.

Quan P C, Yi S H, Wu Y, et al. Experimental investigation of interactions between laminar or turbulent boundary layer and shock wave[J]. Acta Phys Sin, 2014, 8(63): 1-5.

[3] Anderson E C, Lewis C H. Laminar or turbulent boundary layer flows of perfect gases or reacting gas mixtures in chemical equilibrium[R]. NASA CR-1893, 1971.

[4] Berry S A, Nowak R J, Horvath T J. Boundary layer control for hypersonic airbreathing vehicles[R]. AIAA-2004-2246, 2004.[5] Berry S A, DiFulvio M, Kowalkowski M K. Forced boundary-layer transition on X-43(Hyper-X) in NASA LaRC 31-inch Mach 10 air tunnel[R]. NASA Langley Research Center, 2000.

[6] Berry S A, DiFulvio M, Kowalkowski M K. Forced boundary-layer transition on X-43(Hyper-X) in NASA LaRC 20-inch Mach 6 air tunnel[R]. NASA Langley Research Center, 2000.

[7] Berry S A, Daryabeigi K, Wurster K, et al. Boundary layer transition on X-43A[R]. AIAA-2008-3736, 2008.

[8] Matthew P B. Laminar instability and transition on the X-51[D]. West Lafayette: Purdue University School of Aeronautics & Astronautics, 2009.

[9] Kimmel R, Adamczak D, Gosse R. Ground test and computation of boundary layer transition on the hypersonic international flight research and experimentation HIFiRE-5 vehicle[R]. AFRL-RB-WP-TR-2011-3025, 2011.

[10] Hanifi A, Dahlkild A. Stability characteristics of 3-D boundary layer on a yawed cone[C]//Proceedings of the IUTAM Symposium, Sendai, 1994.

[11] Fan Xiaoqiang, Yi Shihe, Jia Di, et al. Forced boundary-layer transition of axisymmetric inlet in Mach 8 gun wind tunnel and its numerical verification[R]. AIAA-2005-3551, 2005.

[12] 趙慧勇, 周瑜, 倪鴻禮, 等. 高超聲速進(jìn)氣道邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2012, 26(1): 1-6.

Zhao H Y, Zhou Y, Ni H L, et al. Test of forced boundary-layer transition on hypersonic inlet[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(1): 1-6.

[13] 趙俊波, 沈清, 張紅軍, 等. 基于T-S波諧頻共振的超燃進(jìn)氣道邊界層轉(zhuǎn)捩[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 25(11): 2420-2424.

Zhao J B, Shen Q, Zhang H J, et al. Boundary transition research of scramjet inlet based on the Tollmien-Schlichting(T-S) wave syntony[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(11): 2420-2424.

[14] 張紅軍, 沈清. 高超聲速進(jìn)氣道前緣鈍度效應(yīng)試驗(yàn)研究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2013, 34(10): 1316-1320.

Zhang H J, Shen Q. Experimental studies of leading edge bluntness effects on hypersonic inlet[J]. Journal of Propusion Technology, 2013, 34(10): 1316-1320.

[15] 董亞妮, 周恒. 二維超音速邊界層中三波共振和二次失穩(wěn)機(jī)制的數(shù)值模擬研究[J]. 應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué), 2006, 27(2): 127-133.

Dong Y N, Zhou H. Numerical study for the resonant triad interaction and secondary instability in a two-dimensional supersonic boundary layer[J]. Applied Mathematics and Mechanic, 2006, 27(2): 127-133.

[16] 潘宏祿, 李俊紅, 沈清. 超燃進(jìn)氣道激波/湍流邊界層干擾[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2013, 34(9): 1172-1178.

Pan H L, Li J H, Shen Q. Studies of turbulence/shock interaction in a scramjet inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(9): 1172-1178.

(編輯：楊 娟)

A new method of artificial boundary layer transition for hypersonic inlet

Zhang Hongjun*, Shen Qing

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

In order to ensure the robustness of the scramjet propulsion system，the boundary layer approaching the hypersonic inlet should be turbulent. To develop boundary layer strips for the hypersonic vehicle，a new promising strip configuration with low drag and high efficiency was designed based on the theory of two dimensional hypersonic boundary layer transition and was tested in FD-07 wind tunnel. Whether the inlet is started or not can reflect the boundary layer/shock interaction. The pressure distribution of inlet symmetry planes and shock schlieren will be distinctively deferent for laminar and turbulent on the effect of incident shock, so pressure distribution of inlet symmetrical and shock schlieren were used to identify the inlet starting or not and the situation of boundary layer transition can be judged by inlet starting. The tests were conducted including natural transition and artificial transition. The test results show that the boundary layer can be transited successfully using the same strip under the condition ofMa=5 and 6,α=0°, and thus verifies the applicability of the strip which is designed based on the Linear Steady Theory in a wide range of Mach numbers.

hypersonic inlet;boundary layer transition;linear steady theory

1672-9897(2016)02-0075-05

10.11729/syltlx20150088

2014-06-16;

2014-10-16

航天技術(shù)自主研發(fā)基金

ZhangHJ,ShenQ.Anewmethodofartificialboundarylayertransitionforhypersonicinlet.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 75-78,102. 張紅軍, 沈清. 新型高超聲速進(jìn)氣道邊界層人工轉(zhuǎn)捩方法研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 75-78,102.

V231.3；V211.3

A

張紅軍(1976-)，男，遼寧昌圖人，碩士，高級(jí)工程師。研究方向:流體力學(xué)計(jì)算及試驗(yàn)。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074)。 E-mail:zhhj76529@sina. com

*通信作者 E-mail: zhhj76529@sina.com