美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics）在2022年Scitech论坛上发布了一篇名为“Effect of Shock Impingement Location on the Fluid-Structure Interaction Over a Compliant Panel”的研究论文，本研究的主要作者包括Akriti Tripathi、Jonas Gustavsson、Kourosh Shoele和Rajan Kumar，他们分别来自FAMU-FSU工程学院和佛罗里达州立大学的Florida Center for Advanced Aero-Propulsion (FCAAP)。
这项研究聚焦于高速飞行器在超音速和高超音速速度下承受的极端气动-热力载荷。这些载荷作用在飞行器的外部（如控制表面、机身）以及内部（如超音速进气口、火箭喷管）表面。为了实现更高的飞行速度、机动性和效率，航空结构设计趋向于轻量化，从而导致结构厚度的限制。这些薄结构与由冲击波-边界层相互作用（Shock Wave-Boundary Layer Interaction, SWBLI）所引起的非稳态气动-热力学载荷的耦合作用，会导致热力机械载荷及结构在长期工作过程中疲劳失效。
研究表明，SWBLI产生的低频反射冲击波脚运动是不稳定性和疲劳失效的主要来源。这种现象通过产生的反馈机制，导致柔性面板上发生自持振荡甚至结构破坏，此现象被称为流-固耦合（Fluid-Structure Interaction）。为解决该问题，理解SWBLI与柔性面板结构模态之间的耦合效应及其背后的机制，具有重要意义。
本研究主要探讨不同冲击波作用位置对柔性面板流-固耦合的影响。研究的目的是解析在超音速条件下，冲击波-边界层交互作用（SBLI）与柔性面板耦合的复杂流-固耦合现象，尤其是在不同冲击波作用位置和腔体压力（cavity pressure）条件下，这种相互作用对平均流动特性及压力场的影响。
实验在佛罗里达州立大学的FCAAP超音速风洞设施进行，该风洞是一个吹出式风洞，利用高达34 bar的高压干燥空气进行实验。实验条件设置为马赫数2，滞止压力为3.5 bar，滞止温度为300K，测试段长390mm，宽101.6mm，高76mm，两侧安装高品质玻璃窗以便于光学观察。
研究利用了一个10°的冲击波发生器，安装在测试段顶部，用以产生冲击波并与刚性板上的湍流边界层相互作用。通过计算，确定冲击波的作用位置选在柔性面板的前缘（leading edge）、1/4板长（quarter length）、中心（center location）以及3/4板长（three-quarter length）。柔性面板由铝制成，厚0.5 mm，板下腔体可控制三种压力条件：大气压力、上游静压力以及真空（1.2 psi）。
表面油流可视化（Surface Oil-Flow Visualization）： 使用带荧光燃料的矿物油混合物，通过在板表面施加，观察湍流分离的流动特性。
阴影图像法（Shadowgraph）： 利用光线密度梯度折射现象，从流场对称性观察交互作用特征。
二元压力敏感涂层（Binary PSP）： 测量面板静态压力变化，记录并分析冲击波的平均压力分布。
冲击波与柔性面板的交互作用： 研究1/4板长和前缘的冲击波作用时，发现面板同时经历一次主交互作用（primary interaction）和更弱的、三维特性显著的次交互作用（secondary interaction）。而对于中心及3/4板长的冲击波作用，仅存在一次主交互作用。
分离泡特性： 表面油流图显示柔性面板上分离区域明显呈现三维特征，而刚性板上则更趋于二维。这种三维性在低腔体压力下更为显著。
平均压力分布： 实验发现，柔性面板交互中的中心线压力较刚性板更高约12%。此外，面板上的压力分布曲率明显，表明面板柔性对交互局部压力场产生显著影响。
腔体压力的影响： 腔体压力影响面板的静态变形模式和分离泡大小，从而改变交互的整体流动特性。
实验结果通过阴影图像及表面油流可视化与刚性板基准实验进行对比，验证了柔性面板在不同腔体压力和冲击波位置下的流动复杂性规律。
实验还显示，如果在面板底部腔体施加更高或更低的压力，面板变形模式将更加显著，从而进一步夸大流固耦合现象。
本研究探讨了柔性面板与冲击波-边界层交互作用，指出柔性面板的静态变形及其与流场的动态耦合作用会改变交互模式及压力分布特性。研究结果表明：
作者预计在未来研究中，结合三维全场面板变形测量、更复杂的非稳态压力场和面板动力学模态特征，进一步解构冲击波-柔性结构交互的物理机制。