【鹭威纹影】跨音速激波边界层干扰

跨音速激波边界层干扰（SWBLI: Shock Wave Boundary Layer Interaction）其实是距离我们日常生活最近的一种SWBLI现象。我们所乘坐的民航客机通常以跨音速马赫数巡航。比如空客A320的巡航马赫数为0.84，我国自主研发的C919大型客机的巡航马赫数为0.785。在这些高亚音速的马赫数条件下，飞机机翼上会产生激波，激波进而与机翼表面的边界层相互作用。在天气条件合适的时候，飞机上的乘客可以清楚地看到机翼表面的激波。

阻碍这些大型客机的最高巡航马赫数提升的一个重要因素就是SWBLI，因为一旦激波强度增大到一定程度，激波前后的逆压梯度就好似一只无形又有力的手阻碍机翼表面边界层的发展，使边界层分离，飞行阻力迅速增加。

基于跨音速SWBLI对于大型民航客机和运输机的关键作用，很多科研人员都对跨音速SWBLI展开了研究。风洞当然是必须的设备。最直接的方法便是在风洞中安装一个翼型，如图2所示。如果要在跨音速风洞中安装较大尺寸的翼型，风洞测试段往往更大，这样的风洞需要能够提供大流量的高压气源，成本巨大。

那么如何在尺寸比较小的风洞中开展一些基础的跨音速SWBLI研究呢。很多人则在开动脑筋，通过在风洞测试段底面安装类似半个翼型的凸包（Shock Generation Bump），在测试段中形成一个收扩的截面。这样，在扩张段则会形成一道正激波。采用这种方法，在流量较小的风洞中同样可以实现对跨音速SWBLI的测量，并且雷诺数相对较高。图3为一种凸包安装实例。该通道截面仅40mm x 40mm。如果放入完整的翼型，其弦长会非常小；但是采用设置凸包的方法，弦长可以达到150mm。

那么，我们就看一下图3中实验的纹影流场显示。根据鹭威纹影仪的显示，激波出现在靠近凸包的末尾部分，并且激波的根部分叉成了两部分，就是通常文献中所说的‘lamda形激波’。接下来我们对这个跨音速SWBLI流场做进一步的分析。对比激波前后，其下游的流场湍流度明显增加，同时在lamda激波后产生了分离的剪切层，下方便是分离区。

和其他SWBLI现象一样，跨音速SWBLI中的激波低频运动也是一个重要的流动信息，通过提取高速纹影图片中的激波位置，进而进行频谱分析，我们可以获得激波空间脉动的频谱，如图5所示。该激波运动的峰值频率为1000Hz。数年前，很多人都在探索激波低频脉动的原因，因素比较多，需要具体问题具体分析了。

这一期的文章我们通过纹影仪探索了跨音速凸包上SWBLI现象。在今后的公众号文章中我们会继续通过纹影技术欣赏SWBLI这一复杂又有趣的流动现象。

致谢：感谢上海交通大学密西根学院张强教授团队提供风洞设备进行纹影拍摄。