跨音速激波邊界層干擾（SWBLI: Shock Wave Boundary Layer Interaction）其實(shí)是距離我們?nèi)粘Ｉ钭罱囊环NSWBLI現(xiàn)象。我們所乘坐的民航客機(jī)通常以跨音速馬赫數(shù)巡航。比如空客A320的巡航馬赫數(shù)為0.84，我國(guó)自主研發(fā)的C919大型客機(jī)的巡航馬赫數(shù)為0.785。在這些高亞音速的馬赫數(shù)條件下，飛機(jī)機(jī)翼上會(huì)產(chǎn)生激波，激波進(jìn)而與機(jī)翼表面的邊界層相互作用。在天氣條件合適的時(shí)候，飛機(jī)上的乘客可以清楚地看到機(jī)翼表面的激波。

阻礙這些大型客機(jī)的最高巡航馬赫數(shù)提升的一個(gè)重要因素就是SWBLI，因?yàn)橐坏┘げ◤?qiáng)度增大到一定程度，激波前后的逆壓梯度就好似一只無(wú)形又有力的手阻礙機(jī)翼表面邊界層的發(fā)展，使邊界層分離，飛行阻力迅速增加。

基于跨音速SWBLI對(duì)于大型民航客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的關(guān)鍵作用，很多科研人員都對(duì)跨音速SWBLI展開(kāi)了研究。風(fēng)洞當(dāng)然是必須的設(shè)備。最直接的方法便是在風(fēng)洞中安裝一個(gè)翼型，如圖2所示。如果要在跨音速風(fēng)洞中安裝較大尺寸的翼型，風(fēng)洞測(cè)試段往往更大，這樣的風(fēng)洞需要能夠提供大流量的高壓氣源，成本巨大。

那么如何在尺寸比較小的風(fēng)洞中開(kāi)展一些基礎(chǔ)的跨音速SWBLI研究呢。很多人則在開(kāi)動(dòng)腦筋，通過(guò)在風(fēng)洞測(cè)試段底面安裝類似半個(gè)翼型的凸包（Shock Generation Bump），在測(cè)試段中形成一個(gè)收擴(kuò)的截面。這樣，在擴(kuò)張段則會(huì)形成一道正激波。采用這種方法，在流量較小的風(fēng)洞中同樣可以實(shí)現(xiàn)對(duì)跨音速SWBLI的測(cè)量，并且雷諾數(shù)相對(duì)較高。圖3為一種凸包安裝實(shí)例。該通道截面僅40mm x 40mm。如果放入完整的翼型，其弦長(zhǎng)會(huì)非常?。坏遣捎迷O(shè)置凸包的方法，弦長(zhǎng)可以達(dá)到150mm。

那么，我們就看一下圖3中實(shí)驗(yàn)的紋影流場(chǎng)顯示。根據(jù)鷺威紋影儀的顯示，激波出現(xiàn)在靠近凸包的末尾部分，并且激波的根部分叉成了兩部分，就是通常文獻(xiàn)中所說(shuō)的‘lamda形激波’。接下來(lái)我們對(duì)這個(gè)跨音速SWBLI流場(chǎng)做進(jìn)一步的分析。對(duì)比激波前后，其下游的流場(chǎng)湍流度明顯增加，同時(shí)在lamda激波后產(chǎn)生了分離的剪切層，下方便是分離區(qū)。

和其他SWBLI現(xiàn)象一樣，跨音速SWBLI中的激波低頻運(yùn)動(dòng)也是一個(gè)重要的流動(dòng)信息，通過(guò)提取高速紋影圖片中的激波位置，進(jìn)而進(jìn)行頻譜分析，我們可以獲得激波空間脈動(dòng)的頻譜，如圖5所示。該激波運(yùn)動(dòng)的峰值頻率為1000Hz。數(shù)年前，很多人都在探索激波低頻脈動(dòng)的原因，因素比較多，需要具體問(wèn)題具體分析了。

這一期的文章我們通過(guò)紋影儀探索了跨音速凸包上SWBLI現(xiàn)象。在今后的公眾號(hào)文章中我們會(huì)繼續(xù)通過(guò)紋影技術(shù)欣賞SWBLI這一復(fù)雜又有趣的流動(dòng)現(xiàn)象。

致謝：感謝上海交通大學(xué)密西根學(xué)院張強(qiáng)教授團(tuán)隊(duì)提供風(fēng)洞設(shè)備進(jìn)行紋影拍攝。