1 引言

进气道作为吸气式高速推进系统的重要组成部分，肩负着流量捕获与调节、来流动能转化与利用、出口流速大小与均匀性调节、隔离上下游扰动等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有显著影响^[1]。对于超声速进气道而言，其捕获气流的减速增压过程主要依靠激波等压缩波系来实现，而进气道在吸入上游机体边界层的同时，其通道内部边界层也不断发展，使得激波/边界层干扰现象成为超声速进气道中一类不可避免的现象，对进气道的性能有着显著影响^[2]。其中，进气道口部的唇罩激波/边界层干扰往往较为强烈，在较高马赫数下可能导致显著的边界层分离，对进气道工作性能和运行能力的影响也最大。虽然在设计上采用较小的唇罩压缩角可以在一定程度上缓解唇罩激波/边界层相干现象，但这样的设计增加了唇罩外部倾角，会带来较大的气动阻力，故在实际的进气道设计中，更倾向于采用较大的唇罩压缩角^[3]。由于唇罩激波入射导致的局部压升比远远超过了当地边界层分离极限，导致进气道入口处出现明显分离，形成压缩—膨胀—再压缩的流动过程，造成较大的流动损失，使进气道偏离设计工况，甚至在某些的严重状态下，大尺度的分离包会堵塞流道导致进气道不起动。因此，唇罩激波/边界层干扰控制一直是超声速进气道设计时需要重点考虑的问题^[4]。

研究者们对进气道内唇罩激波/边界层干扰的控制展开了大量的研究，目前使用较为广泛的是壁面放气和涡流发生器。壁面放气的控制方法通过将激波/边界层干扰区间内的低能流泄除，从而实现对边界层分离的控制。该方法控制装置简单，效果显著^[5~8]。Schulte等^[9]对开槽放气状态下的平面激波/边界层干扰问题进行了研究，探讨了放气位置和放气角度的影响，并进行了风洞实验验证；H berle等^[10]实验研究了边界层放气对二元高超声速进气道中唇罩激波与前体边界层相互干扰现象的改善作用。另外，在Hyshot飞行实验中也采用了较宽的放气槽，以确保二元进气道能够顺利起动^[11]，Boyce等^[12]还对其放气特性进行了专门的仿真研究。但是壁面放气的控制方法会带来进气道捕获流量损失、放气附加阻力以及高马赫数下放气系统防热困难等问题，因此研究者们在积极寻求更加有效、附加损失更低的激波/边界层干扰控制措施。微型斜坡式涡流发生器（Microramp）作为一种有效的控制边界层分离的装置，被越来越多的研究者们所重视。由于其高度仅有边界层厚度的10%~70%，极大地减少了控制部件的附加阻力，降低了非控制状态下的额外代价。相对于其他流动控制技术，其主要优点在于不需要额外的能量与质量供应，并且其产生的流向涡可以在边界层中保持较长的距离，不易因上升而脱离边界层^{[13, 14]}。Anderson等^[15]通过RANS仿真方法验证了微型斜坡式涡流发生器阵列可有效提高其下游超声速边界层特性并提高通道出口的总压恢复。Zhang等^[16]提出了一种具有大长高比的微型斜坡式涡流发生器，通过实验和仿真验证了其控制能力，并且发现其对激波/边界层干扰的控制能力明显强于Anderson提出的微型斜坡式涡流发生器。但是，从目前的研究来看，现有的微型斜坡式涡流发生器仅能在特定的条件下才能发挥出对激波/边界层干扰的有效控制效果。而在实际超声速进气道中，在复杂的来流条件下，进气道口部的唇罩激波/边界层干扰特性往往会发生较大变化^[17]，常规的定几何斜坡式涡流发生器的控制能力无法满足进气道的实际控制需求。显然，如果斜坡式涡流发生器能根据进气道工作条件自动改变其几何外形，将会显著增强其适用性和控制能力，推进其向工程实际应用的进程。随着研究的不断深入，具备传感器和驱动器双重功效的形状记忆合金逐渐发展成熟，研究者们已经在航空航天领域开展了许多的应用探索研究。比如，美国高级预防研究局（DARPA）支持的SAMPON计划，该计划演示验证了形状记忆合金丝驱动全尺寸超声速进气道的可行性，通过记忆合金丝实现了包括转动压缩面、转动下唇口以及在压缩面上引入可变鼓包等在内的进气道调节目标^{[18, 19]}。波音公司发展了一种使用双向记忆合金板的智能降噪喷口技术，以满足飞行器起飞时小排气噪声、巡航时小推力损失的需求，该项技术在一架真实的波音777-300ER飞机上进行了全尺寸的飞行试验验证^[20]。从目前的研究看，形状记忆合金的发展为超声速可调进气道的革新设计带来了机遇，通过记忆合金驱动，可自主变形的涡流发生器具备了可行性。

本文提出了一种基于记忆合金的大长高比可变形涡流发生器，通过特殊的弹簧钢板加形状记忆合金板的组合结构实现了大长高比的涡流发生器自主变形，并将其与工作马赫数为2~3.8的超声速进气道集成，用于控制高马赫数状态下进气道口部唇罩激波/边界层干扰，而后在风洞吹风条件下检验了该涡流发生器的变形特性，并评估了该可变形的大长高比涡流发生器对进气道性能的改善。

2 可变形涡流发生器的设计概念介绍

本文提出一种基于记忆合金的可变形涡流发生器，用于控制进气道入口唇罩激波/边界层干扰。如图 1所示，该涡流发生器根据其作用特点布置于进气道口部唇罩激波/边界层干扰区间，并且根据进气道的工作状态自动出现或消失。当进气道工作在低马赫时，唇罩激波/边界层干扰未引起显著的边界层分离，涡流发生器保持平整并与进气道下壁面融合为一体，避免其诱导旋涡干扰下游流场；而当唇罩激波入射诱导出大尺度的边界层分离时，在记忆合金的驱动下弹簧钢板尾部上翘形成涡流发生器，抑制边界层分离。

3 物理模型

为了实现可变形涡流发生器概念的可行性和验证其控制效果，专门设计了一个工作马赫数为2~3.8的超声速进气道，图 2给出了该进气道的二维简图。进气道理论捕获高度h_cap为51.7mm，宽W为45mm。进气道外压缩激波为曲面激波，在马赫3.8时进气道外压缩激波贴口，压缩面初始压缩角α₁为10°，总偏转角为20.4°。进气道唇罩为两级压缩，一级唇罩压缩角β为11.4°，二级压缩角为9°。进气道入口高度h_in为21mm，喉道高度h_t为18mm。在喉道之后是一个高h为22mm的等直通道。整个进气道喉道下游通道长l为180mm。5个可变形的大长高比涡流发生器布置于进气道的肩部下游，根据文献[16]提出的大长高比涡流发生器设计的原则：大长高比涡流发生器应当布置于激波/边界层干扰区间，并且保证激波入射点距离涡流发生器前缘有一定距离，并且涡流发生器高度与当地边界层厚度在一个量级。因此在模型中，大长高比的涡流发生器前缘与进气道肩部距离l₁为10.5mm，涡流发生器长l_v为45mm，单个涡流发生器宽度W_v为7mm，尾缘收缩角AP为9°，当涡流发生器工作时其尾部上翘高度h_v为2.4mm。为了保证来流为完全湍流，在模型压缩面前缘下游30mm位置布置一根直径为0.2mm的拌线。

基于记忆合金的可变形涡流发生器结构如图 3所示，涡流发生器由一块具有一定厚度的齿状弹簧钢板和下方的形状与其一致的记忆合金板组成。初始状态下弹簧钢板保持平整作为进气道壁面，并与进气道下壁面啮合在一起。记忆合金板下方是粘合在一起的加热膜，用于加热记忆合金板。同时在加热膜与记忆合金板上还布置有一个热电偶实时反馈记忆合金板的温度。当记忆合金板被下方的加热膜加热时，其尾部弯曲驱动弹簧钢板尾部弯曲翘起，形成大长高比涡流发生器；而当记忆合金板冷却后，在弹簧钢板的弹性驱动下，翘起的涡流发生器恢复至平整状态。图 4给出了可变几何涡流发生器安装在进气道模型中的局部放大图。

4 实验条件及测试手段

本研究中的风洞实验在南京航空航天大学超声速流动机理实验台进行，如图 5所示。该风洞采用真空吸气式运行，其上游为大气环境，下游与真空罐相连，运行中直接吸取环境大气进入试验段，因此该风洞的来流条件与当地大气环境一致，故来流总压为1.013×10⁵Pa，总温为300K，其有效运行时间大于12s。通过更换不同的喷管，风洞可以模拟马赫2.0，2.5，3.0，3.8的来流条件。喷管出口尺寸为200mm×200mm。在风洞实验舱的两侧还开有尺寸为280mm×205mm的光学观察窗，用于对流动过程进行观测。研究中选择来流马赫数为3.8，此时来流单位雷诺数Re为1.46×10⁶m^-1。

为了检验和评估可变形涡流发生器的控制效果，在实验过程中监控进气道内沿程静压和出口截面皮托压的变化情况。在进气道唇罩及下壁面的对称线上各布置有6个静压测点，其中唇罩侧第一个静压测点C1位于唇罩前缘下游30mm的位置处，第二个测点C2与C1的距离为15mm，而后剩下的4个测点等距离布置，间距为30mm。在下壁面由于涡流发生器结构的限制，第一个测点R1位于涡流发生器尾缘29.5mm，即进气道肩部下游85mm的位置，而后的压力测点等距离布置，间距为15.4mm。在进气道出口对称面上设置有一个皮托耙监控进气道出口流场变化。该皮托耙由4根等间距布置的皮托探针组成，探针之间的距离均为6mm，最下侧的探针与下壁面距离为2mm。在试验中所有压力测点的压力信号均通过压力变速器实时记录，并通过NI公司的6225采集卡采集，其采样时间覆盖了风洞实验的整个过程，单通道采样率为20kb/s。另外，在实验过程中还采用日本NAC公司的HX-3型高速摄像机对模型进口段和内流道流态进行观察记录，纹影照片的分辨率为1705×963Pix。

5 数值方法与验证 5.1 数值方法

本文还使用数值仿真方法对流场进行分析，仿真工作采用基于有限体积法的三维N-S方程求解器进行，其中无粘对流通量使用Roe格式进行差分分裂，其界面上的左右状态值通过具有二阶精度的插值得到。湍流模型选用Spalar-Allmaras模型，使用具有二阶精度的格式进行离散。在计算中，迭代过程的收敛以各方程残差均下降4个数量级为准则。

研究中选择的计算区域如图 7（a）所示，由于模型为左右对称的，因此在仿真中选择实际流场的一半作为计算域。网格单元总数约为7.7×10⁶，并保证近壁面大部分网格的y+在5附近。此外，设置仿真中的自由来流马赫数为3.8，来流总压为1.013×10⁵Pa，总温300K。

5.2 算例验证

为检验仿真方法对本研究的进气道内流动的预测能力，对进气道模型在来流马赫数为3.8的条件下不控制的流场进行仿真，并将仿真结果与实验结果进行对比，图 8给出了仿真获得的进气道壁面压力和出口皮托压对比，可以看出仿真所获得的压力分布曲线与实验数据吻合较好，因此本文采用的仿真手段能够较为准确地模拟超声速进气道内的复杂流动，具有较高的可信度。

6 实验结果与分析 6.1 无气动载荷条件下涡流发生器的变形特性

首先对无气动载荷条件下的涡流发生器变形特性进行了实验研究，利用纹影记录了涡流发生器的变形过程。在实验过程中通过加热膜持续加热记忆合金板，当记忆合金板被加热至400K时，涡流发生器尾缘开始明显上翘，大约10s后记忆合金涡流发生器变形到位。图 9给出了模型在变形完成后的纹影照片，通过标定，完成变形后的涡流发生器高度为0.113h（2.49mm），略高于预期设计值3%，满足设计要求。

6.2 可变形涡流发生器的风洞实验研究

在来流马赫数Ma₀=3.8的条件下对模型进行吹风实验，并在一次吹风实验过程中完成涡流发生器的变形。考虑到风洞来流静温较低，气流流经记忆合金板后会增强合金板表面热交换，削弱加热效果，因此在风洞实验时加热膜一直处于最大加热状态。根据5.1节的实验结果，涡流发生器在加热至400K后才会出现明显变形，因此为了在实验过程中完整捕获涡流发生器变形的过程，节省变形时间，在风洞起动前将记忆合金预加热至400K，而后迅速启动风洞。根据实验观测，在风洞运行过程中记忆合金板逐渐弯曲，形成涡流发生器，当风洞启动11s后涡流发生器变形到位。

图 10（a）给出了风洞起动进气道内流场建立后的实验纹影图像，图中模型轮廓用红色标出，从图中可以看出，此时记忆合金板保持平整，这是由于记忆合金板对温度的响应需要一定的时间，并且在记忆合金板上方的弹簧钢板在一定程度上也抑制了记忆合金板的微小变形。因此在实验刚开始的风洞起动瞬间，涡流发生器处于平整状态。此外，由于压缩面上布置了拌线对压缩面边界层进行强制转捩，因此在纹影中可以观察到两道拌线诱导波系，但是由于拌线直径仅为0.2mm，该诱导波系不会对下游流场产生显著影响。图 10（b）给出了仿真获得的模型对称面的数值纹影，在仿真中没有考虑拌线的影响而直接采用全湍流模型仿真。对比图 10（a）和10（b）可以看出，仿真与实验获得的流场吻合较好，说明进气道前体压缩面的拌线诱导波系对进气道流场影响较小。此时由于入口马赫较高，唇罩激波的强度也较大，在连续的两道唇罩激波入射下，进气道口部边界层出现了明显的边界层分离包，并且在分离包下游边界层也明显增厚。

图 11给出了无控制状态下仿真获得的模型下壁面压力分布情况，图中还给出了无粘计算获得的理论压力分布。根据无粘结果，进气道第一道唇罩激波入射点在进气道肩部下游1.59h的位置，而第二道唇罩激波应入射在其下游0.93h位置处，两道激波入射位置相对接近，并且第一道激波入射点前后压比为5.94，第二道激波入射点前后压比为2.23。然而在实际情况下，由于在较短的区间内边界层经历了两次强烈的压力升高，在进气道肩部下游便出现了显著的分离。在大尺度边界层分离包的影响下，下壁面压力在进气道肩部出现小幅度下降后迅速上升并基本保持不变，形成压力平台。而后压力在分离包诱导波系的影响下缓慢上升，并在第二道唇罩激波入射点附近达到最大值。并且由于较厚的边界层缓冲作用，第二道激波入射点附近的压力明显小于无粘理论的预测值。结合图 10可以看出，此时在两道较强的唇罩激波的作用下，进气道口部出现了大尺度的分离，对进气道内流道产生了较大的影响，严重影响进气道的性能，因此需要采取必要的控制措施实现对该分离包的控制。

图 12给出了涡流发生器变形过程中典型时刻的纹影情况，以及对涡流发生器附近流场的局部放大图。其中，在t=11s时，涡流发生器变形到位。根据纹影的测量结果，t=5s时，涡流发生器高度达到0.103h（2.27mm），而在在涡流发生器变形完成后（t=11s）其尾缘高度达到0.115h（2.53mm），此时涡流发生器尾缘高度与设计值的相对误差达到5.4%，略高于无气动载荷条件下的变形值。在整个变形过程中，涡流发生器高度缓慢增加，并且进气道在其变形过程中全程起动。相较于图 10中给出的无控制流场，涡流发生器控制下唇罩激波诱导的边界层分离包起始位置向下游移动，但是分离区的高度变化不明显，这是由于这种大长高比的涡流发生器控制边界层分离的机理是将原先大尺度的分离包分割破碎为多个小尺度的分离包，同时增强分离边界层内低能流与主流的掺混以使分离的边界层迅速再附^[16]。但是，由于纹影的效果是整个流场在展向的积分效果，因此在照片中显示的边界层分离包高度与无控制时相比变化不明显。

为进一步说明涡流发生器的引入对进气道口部流场的影响，图 13给出了z=0和z=0.078W两个典型截面上的马赫数分布情况，z=0截面为中间涡流发生器对称面，位于涡流发生器压缩面斜坡上，z=0.078W截面位于两个相邻的涡流发生器之间的间隙。根据仿真结果，在涡流发生器上游5mm（0.23h）处的边界层厚度为2.4mm（0.11h）。从图中可以看出，在不同展向平面上，边界层分离的起始位置相较无控制状态（图 10（b））均向下游移动，并且第一道唇罩激波入射点附近的分离包明显大于第二道唇罩激波附近的分离包。对比两个截面上的分离包尺度可以发现，在涡流发生器压缩面上（z=0），边界层分离包较小，这是由于涡流发生器的特殊结构使压缩面压强高于两侧，形成横向压力梯度，驱使压缩面上的低能流向涡流发生器两侧间隙聚集，从而使得压缩面上的分离减小。由于压缩面上的低能流向两个连续涡流发生器的间隙排移，分离包在涡流发生器间隙内尺度增加。但是值得注意的是，在涡流发生器自身诱导旋涡的掺混作用的影响下，因边界层分离导致的低能流在涡流发生器下游迅速减少，分离的边界层在涡流发生器尾缘处再附。为了更进一步对大长高比的涡流发生器的控制边界层分离的机理进行分析，图 14给出了在涡流发生器附近不同流向位置截面上的马赫数和二次流矢量分布情况，选取截面x=6.753h位于涡流发生器中间位置，也是位于激波入射点附近，从图中可以看出，在该截面上，因边界层分离导致的低能流限制在相邻的两个涡流发生器的间隙中，并且从该截面上的二次流矢量分布中可以看出，此时边界层外的主流逐渐向边界层内运动，在涡流发生器诱导的旋涡的作用下与低能流掺混。此外，在靠近侧壁的角区内，由唇罩激波/侧板边界层相干导致的角区旋涡被限制在最侧边的涡流发生器与侧壁之间。图 14（b）给出了x=8.231h截面上的流动情况，该截面距离涡流发生器尾缘0.45h。从图中可以看出，在该位置处的边界层内，涡流发生器诱导的旋涡器主导作用，在这些旋涡的作用下，边界层内气流与主流掺混，边界层内低能流马赫数也明显增加。值得注意的是，由于多个涡流发生器诱导旋涡的耦合作用，在对称面附近的旋涡较强，其两侧的涡流发生器诱导的旋涡强度相对较弱。此外，唇罩激波扫掠侧板边界层导致的角区旋涡依旧存在，其强度明显减弱并且依旧被较好地限制在通道两侧的狭窄区域内。通过分析在大长高比的涡流发生器不同展向和流向截面上的流动情况可知，变形完成后的大长高比的涡流发生器可将原先连续的唇罩激波入射诱导产生的大尺度的边界层分离分割为多个存在于涡流发生器间隙中的小尺度分离包，并在涡流发生器自身诱导的旋涡掺混作用下促进分离气流的再附，同时将因唇罩激波扫掠侧板边界层导致的角区旋涡限制在有限的空间内，防止其与下壁面上的分离包耦合，从而实现对有限宽度流道内边界层分离的控制。

图 15给出了仿真和实验获得的涡流发生器控制和不控制条件下进气道出口对称面上的皮托压分布，仿真获得的结果与实验结果吻合较好。同时对比无控制和涡流发生器控制条件下进气道出口截面的皮托压可以发现，在涡流发生器的控制下，出口截面主流区的皮托压明显高于不控制时的状态，说明在涡流发生器的控制下，进气道性能得到提升。图 16给出了仿真获得的进气道出口截面上的总压恢复对比，可以看出，在涡流发生器的控制下进气道出口截面上的总压恢复显著提升，不仅远离壁面的主流部分总压恢复显著高于无控制状态，而且位于唇罩侧的边界层内气流总压恢复也显著提升。根据仿真结果，在涡流发生器的控制下，进气道出口截面流量平均的总压恢复系数达到0.603，而在相同来流条件下无控制的进气道出口的总压恢复系数仅为0.557。

根据以上分析可以看出，采用基于记忆合金的可变形涡流发生器在来流马赫数为3.8的风洞吹风条件下实现了自动变形，并且其尾缘变形量与设计值误差为5.4%。在该可变形涡流发生器的控制下，进气道口部因连续两道唇罩激波入射导致的边界层大尺度分离包被分割为多个沿展向分布的小尺度分离包，并且在涡流发生器尾部旋涡的掺混作用下迅速再附。在涡流发生器的控制下，进气道出口的总压恢复系数达到0.603，显著高于不控制状态。

7 结论

通过本文研究，获得以下结论：

（1）采用弹簧钢板加记忆合金板的结构可以实现可变形的大长高比的涡流发生器，在不需要对流动进行控制时，记忆合金弹簧钢板保持平整与进气道壁面融为一体。当记忆合金板被加热时，其尾部弯曲驱动弹簧钢板尾部弯曲翘起，形成大长高比涡流发生器；而当记忆合金板冷却后，在弹簧钢板的弹性驱动下，翘起的涡流发生器恢复至平整状态。通过测量，在没有外界流场干扰的情况下，涡流发生器高度与设计值的相对误差为3%，在风洞吹风条件下涡流发生器依旧可以实现变形，变形完成后其尾缘高度与设计值误差为5.4%。

（2）当大长高比涡流发生器翘起出现时，其将大尺度的边界层分离分割破碎为多个沿展向分布的小尺度分离包，并且涡流发生器尾部诱导出的旋涡促进了分离包内的低能流与主流的掺混，促使边界层迅速再附，从而实现对边界层分离的控制。当本文研究的超声速进气道工作在马赫3.8时，其在可变形涡流发生器的控制下，显著提升了进气道的总压恢复性能，出口总压恢复系数从0.557增加至0.603。

致谢: 感谢中国博士后科学基金、中央高校基本科研业务费专项资金资助。