本文由 S.S. Tan、M. Gramola 和 P.J.K. Bruce 联合完成，几位作者隶属于帝国理工学院（Imperial College London）航空学院。研究发表于 AIAA Scitech 2019 Forum（2019 年 1 月 7 日至 11 日在加利福尼亚圣地亚哥举办），并由 American Institute of Aeronautics and Astronautics 发布，登记号为 DOI:10.2514⁄6.2019-0097。这项研究是一项原创实验研究，主要探讨了马赫数为 2 的超声速流场中，斜激波（oblique shockwave）在柔性表面上引起的边界层干涉（shockwave boundary layer interaction，SBLI）。
大部分民用航空飞行发生在跨声速域，但安静且高效的超声速运输飞行器的研究与开发是一个吸引全球科学界关注的重要方向。复合材料技术的发展与成熟，使得实现成本可控的高速客机变得更可行。在未来航空器设计中，减轻重量被认为是提高效率的关键。超轻量化设计可能导致结构在气动负载下更加容易变形，这类柔性表面的动态行为对飞行性能的影响需要进一步研究。
机载部件（例如发动机进气道）中常见的斜激波与边界层交互效应会对飞行器性能产生显著影响。Visbal 和 Brouwer 等学者针对斜激波与柔性面板（flexible panel）的相互作用开展了数值模拟研究，发现柔性面板的弹性性能有助于减小分离区。尽管如此，实验数据仍然不足，尤其是柔性面板在超声速流场中被动控制 SBLI 的潜力尚未充分得到验证。通过实验探讨柔性面板下的流体动力学特性对于未来飞行器性能优化具有重要意义。
本研究的目的在于探索柔性面板与斜激波边界层交互的细节，回答以下问题：柔性面板的曲率是否能够影响 SBLI 的特性？受冲击点位置的变化是否会对静压恢复和分离区域造成显著影响？柔性曲面是否可用作一种被动流动控制机制？
本研究在帝国理工学院（ICL）超声速风洞内完成，重点实验过程与方法总结如下：
1. 风洞装置与实验设置
ICL 超声速风洞采用收敛-扩张喷嘴设计，实验通过控制定常腔中的静压后，实现测试区内马赫数约为 2 的流场。10° 楔形斜激波引发器被用于激发实验所需的斜激波。测试部分的主风道宽度为 150 mm，柔性板通过上下安装的固定块牢牢固定在风道底部，柔性板材料为铝合金 AL-7075-T6，厚度为 0.6 mm。
柔性板曲率通过预加载调节，并通过在其下方插入 0.4 mm 厚的垫片来设置不同曲率程度（对应最大到最小弯曲）。斜激波位置通过调节斜激波引发器的高度控制。
2. 数据采集与可视化技术
- Schlieren 成像技术被用来捕捉流场结构，并通过 MATLAB 图像处理技术分析柔性表面形状。 - 油流场可视化方法用于检测分离区特征，将实验室内采集的视频经过去畸变处理后，用流线标记重要的流动特征。 - 柔性板上的静压孔以 100 Hz 的采样频率记录数据，实验期间时间平均以平滑信号波动。 - 数据采用改良流体稳定模型和非定常激波相互作用理论进行分析，研究激波变形、分离区几何形状和压力分布。
3. 设计案例
共设计了 15 组实验案例，系统考察了不同曲率下斜激波冲击点的位置对流动特性的影响。这些案例按高、中、低曲率分为三大类，既包括冲击点下游的复杂流场干扰，也包括冲击点靠近柔性面板上游的流场形变。
1. 静压恢复与分离区特性
Schlieren 图像与静压分布表明，柔性板曲率越大（垫片数量最少），斜激波初始冲击越强，同时流体加速再循环效应更加显著；将激波冲击位置向上游移动，局部曲率降低，流体重加速效应被抑制，从而增强静压恢复能力并减弱 SBLI 强度。
静压数据的系统归一化分析进一步验证了实验不同冲击点的效果分布曲线。柔性面板的分离区域在较高曲率条件下显著减小，其范围不仅比固定表面减小 10%-40%，而且显现出更二维的流动趋势。这一结果表明柔性面板的曲率能够有效调节流体边界层的分离区域，从而改善总体流动状态。
2. 变形与可变激波角度
柔性板的变形由 Schlieren 图像分析，激波角度在不同曲率条件下表现出非线性趋势。对于靠近上游的冲击位置，自由度较大的柔性面板表现出更复杂的相互作用，包括初始斜激波与上扬激波的合并，这种激波合并现象造成了冲击角度明显偏离理论值的影响。激波交互作用长度在柔性面板条件下呈现出整体缩短的趋势，从平均 35 mm 缩短至 21.7-29.1 mm 不等。这一趋势不仅受到柔性曲率影响，还可能与实验使用的更薄激波引发器有关。
3. 油流分离区可视化
使用油流场方法捕捉到分离区内不同上下游焦点位置和分离鞍点之间的关键流动结构。对比发现，随着柔性板曲率降低，流场分离区增大，从最高曲率的 20 mm（轴长）扩展至最低曲率时的 31 mm，同时分离区对称性变差。这种非对称性可能与柔性板固有的三维变形特性（风洞运行状态下检测到 0.03 mm 级的表面变化）有关，同时可能为 ICL 超声速风洞固有流体干扰所致。
本研究提供了柔性面板成为一种被动流动控制装置的实验依据，即柔性面板通过适当调节曲率和激波位置，可以实现 SBLI 的显著减弱、分离区面积缩小及静压恢复增强。研究结果揭示了柔性面板在未来超声速飞行器设计中的潜在应用，尤其是作为一种减少流动分离与激波相互作用损失的经济手段。然而，仍需开展进一步实验以应对多变量交互影响（如预张紧和激波位置的复杂共同作用）。
本实验使用先进的 Schlieren 成像和油流定量可视化技术，结合 MATLAB 深度图像处理与曲率分析，将柔性面板弹性与流场干扰之间的关系定量化。此外，实验首次提出了柔性面板或许存在“最优冲击点”的观点，这类激波能矢量位置可能决定分离区域的最小化水平。这一研究为柔性适应面板与超声速流场之间的复杂交互关系提供了实验基石。
该研究全面探索了超声速流场中斜激波与柔性面板的相互作用，为未来实际应用的柔性飞行器组件设计提供了理论框架和实验依据。