高超声速流动的气动加热——新的发现可以用来克服世界上最快飞行器的热障

北京大学 李存标 翻译自 Charles R. Smith (里海大学机械工程与力学)，Physics Today，2021，(11)：58

在20世纪的最后25年里，协和式客机以及其他超音速飞机一直搭载着富人们以高达600米/秒（约1350英里/小时）的速度穿梭于北美和欧洲之间。由于高额的票价以及令人担忧的乘坐环境即由于高速飞行导致机窗太热无法触摸，这些飞机于2003年退役。时至今日，又有若干家航空公司打算重新启动超音速（大于马赫数1）甚至高超音速（大于马赫数5）喷气式飞机研制计划。这里的马赫数是指飞机速度与当地声速的比值。马赫数为5的喷气式飞机其速度通常超过1500–2000米/秒，具体取决于当时的飞行高度。这种高速飞机可以在90分钟内从纽约飞到巴黎。

技术发展总是面临挑战。飞行器表面气流温度会随着马赫数的增加急剧增加。一架在20公里高度以5马赫飞行的喷气式飞机，其表面温度可以达到2200K。因此深入研究飞机表面何时何地产生高温对于其飞行性能和安全至关重要。本文介绍一种新发现的用于飞行器表面降热的机制。

从层流到湍流

根据传统观点，表面气动加热的峰值来自于湍流。湍流的出现大大增加了近壁流动剪切应力。这是一个将动能转化为热能的过程。图1显示的是一架喷气式飞机的高超音速边界层——即让气流速度在飞机表面滞止为零的近壁空气薄层。可以看到，随着流速增加，由气流速度和压强不稳定性所引起的层流—湍流转捩过程必然会发生。

图1.瑞利散射技术揭示了高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程。由马赫数6风洞产生的气流从左往右运动。左侧层流区的高频波的增长最终导致右侧表面湍流的产生。（摘自C. Lee，S. Chen，《National Science Review》6卷155页，2019年。）

这张在低温高超音速风洞中获得的图片是利用来流气体中掺混的二氧化碳冰晶的激光散射产生。由于边界层外的气体温度很低，导致二氧化碳气体凝华成细小的冰晶颗粒；但在边界层内，粘性耗散导致气体温度急剧升高，二氧化碳保持为气态。因此在图像上边界层外部由于颗粒散射光为白色，而边界层内部为黑色。从图像可以看出，流体压缩膨胀过程产生了不断增长的声波，导致流动从左到右由有序的层流转化为湍流。

气体在湍流时温度达到最高。然而，令人惊讶的是，最近的研究表明，在其转捩之前的层流区也可能出现与湍流热峰相当的局部热峰。图2(a)所示的马赫数6风洞实验中裙锥的红外图像证明了这一点。在湍流热峰（TH）出现之前温度较低的区域会出现一个标为“SH”的二次加热峰。

图2.马赫6高超声速风洞中，裙锥的表面温升分布。（a）红外摄像机捕捉到两个（黄色）热区：SH是由气体压缩效应引起的，HT是由湍流剪切应力或湍流诱导摩擦引起的。SH和TH之间的蓝色区域是空气膨胀导致冷却的结果。蓝色圆点为压力传感器安装位置;（b）锥体前体无（上）/有（下）声波控制时SH区域内的表面温度。（由李存标提供。详见本文在线版本。）

三年前，北京大学的李存标和他的同事们证实了这一湍流前热峰。他们的研究表明，SH峰值产生于一种以前从未被发现的气动相互作用机制。这种机制既可以增加也可以减少表面加热，具体取决于流动环境。

高超声速加热

究竟是什么导致了两个不同的加热峰值？在高超音速流动中，有三种将机械能转换为热能的机制：第一种是由近壁面剪切应力引起的动能粘性耗散；第二种也是粘性耗散，但却是气体压缩时法向应力做功的结果；第三个是气体压缩时脉动压力所做的功。

前两项粘性耗散机制只能单向的从机械能转化为热能，即将动能耗散为热量。因此，由湍流带来的剪切力做功总是加热飞行器表面。图2(a)中标记为TH的峰值就是一个例子。

但在湍流区之前出现的SH峰值是由压力做功产生。数值模拟表明，功的大小和方向取决于周期性压力波动与气体密度波动之间的相位差。其结果是压力做功对气动加热影响是双向的，它可以根据相位差的符号增加或减少表面加热。

制冷设计

在高超音速流动中这种表现为声波的压力脉动被称为第二模态波。虽然脉动压力波和密度波具有相同的频率，但它们的相位差——即波峰位置的差异——可能会有所不同。因此，当波同相时（即它们的峰值重合），压力做功将为正，并促进加热。但是，当波异相时（即它们的峰值相反），压力做功将为负值，并降低加热。李存标课题组在2018首次发现了该加热机制，并在同年被中国西安建筑科技大学的孙博华和马里兰大学的Elaine Oran撰文认为是气动加热新原理。

既然高超声速流动中的脉动压力表现为声波，那么可通过多孔表面或波纹壁来控制。多孔表面上的吸声效应可以改变声波的相位差，从而消除图2(a)所示的SH峰值。或者，使用适当的波纹壁面可以产生声波，该声波还可以改变自然压力波的相位，从而减少其对表面的加热程度。

图2(b)显示了通常可观察到SH峰的裙锥表面两张红外图像。在没有声波控制的情况下，如图2(b)上图所示将出现一个大的SH峰值（黄色）。相反，通过在锥体前缘多孔表面引入声控制波，SH峰值在下图中基本消失。通常，多孔或波纹表面都可以将表面加热降低约25%。

通过一系列详细的研究，李存标团队揭示了高超声速转捩的基本行为，发现了一种新的气动加热机制，并成功发展了相应的控制方法。理解不同类型脉动波之间相位关系，为控制高马赫数气动加热提供了物理基础。我们拭目以待这种技术应用于未来的飞行器上。

相关文献

1 C. Lee, S. Chen, “Recent progress in the study of transition in the hypersonic boundarylayer,” Natl. Sci. Rev. 6, 155 (2019)

2 Y. Zhu et al., “Newly identified principleforaerodynamic heating in hypersonic flows,” J. FluidMech. 855, 152 (2018)

3 Y. Zhu et al.,“Acoustic- wave- induced cooling inonset of hypersonic turbulence,” Phys. Fluids 32, 061702 (2020)

4 B. Sun, E. S. Oran, “New principle for aerodynamic heating,” Natl. Sci. Rev. 5, 606 (2018)

5 W. Zhu et al., “Experimental study of hypersonic boundary layer trasition on a permeable wall of a flared cone,” Phys. Fluids 32,011701 (2020)

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