CN107972850B - 一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法 - Google Patents

Abstract

一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法，通过在飞行器表面设置有多个粗糙带实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。在高速来流条件下，利用高速边界层靠近壁面附近(即马赫数≥3.5，距壁面≤0.3倍当地边界层名义厚度区域)的绕流特点，提出了层流区延迟转捩和湍流区降热减阻新原理；采用椭圆柱、类菱柱或矩形柱等可以产生稳定尾涡结构，且高度≤0.3倍当地边界层名义厚度的孤立粗糙元，实现层流区延迟转捩和湍流区降热减阻的功能。其能在飞行马赫数≥3.5，不改变飞行器外形、不施加额外能量和不增加附加设备的条件下，有效降低飞行器的能耗与热防护的压力，提升飞行器的续航能力和有效载荷。

Description

一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法

技术领域

本发明涉及一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法，特别是一种用于来流马赫数不小于3.5的绕流边界层转捩区流态控制与充分发展湍流区抑制湍能输运的装置。

背景技术

随着高速飞行器的发展，提出了降低飞行器的飞行阻力，提高抗由于气动加热引起表面材料破坏的能力，进而达到拓宽飞行范围和提高飞行安全的要求。一方面，为了增大高速飞行器的飞行距离，必须提高空气动力性能，进一步降低其飞行过程的能量损耗，提高飞行器的升阻比。另一方面，为了满足高速飞行器强突防、全球达到和多任务的要求，其必须具有高机动、大空域和宽速域飞行，以及装载较大任务载荷的能力，要求在现有的抗烧蚀材料基础上，以尽量轻的结构，抵抗在相对较大的高速范围内的长航时气动加热，以及在一定的动力约束下，达到尽可能远的航程。对于高超声速边界层，阻力的减小可以极大地提高升阻比和减少摩擦生热，而减少摩擦生热亦可以减小阻力和提高升阻比。因此，降热减阻技术是增加飞行器的巡航速度，降低热防护的成本，提高航速、航时和航程等飞行器性能的关键技术。

当来流马赫数不大于5时，减阻是流动控制主要目的。P.R.Viswanath在文章“Aircraft viscous drag reduction using riblets”中认为，粘性边界层摩擦减阻的尝试大致分两个方向：推迟层流边界层向湍流边界层的转换；改变湍流边界层的湍流结构。降热减阻分为主动和被动两类方式，主动方式有壁面抽吸/吹喷、壁面展向周期振动、主动控制、微气泡、超空泡等，其中前三种方式需要引进额外的控制机构，对物体表面要做较繁琐的处理，后两种方式仅适用于水下运动物体，在飞行器上无法使用。被动方式有表面肋条、沟槽、大涡破碎装置和柔顺壁等，其中大涡破碎装置的应用条件比较严格，实践中难于满足，柔顺壁主要用于水下运动物体，表面肋条和沟槽则既可用于水下减阻，又可用于飞行器减阻，适用范围较广。现有的减阻技术主要是基于如下原理：1)通过表面锐锋诱发二次涡，破坏流向涡结构，减弱近壁区低速流体的上抛下扫过程，抑制雷诺应力；2)通过破坏流动的横向作用和减小壁面附近低速区的动量损失，进而实现减阻的原理。据此发展的典型减阻技术，比如Choi,H等人在“Direct Numerical Simulation of Turbulent Flow overRiblets”中提到的肋条技术，Fanny A等人在“Flight Test Results of Riblets atSupersonic Speeds”中提到的沟槽技术等，已在实践中证明是行之有效。但如Lee等人在“Flow field analysis of a turbulent boundary layer over a riblet surface”中所描述的，已有的被动式减阻装置仅适用于较低马赫数范围，并不适合高马赫数来流条件。目前国内外对于亚声速或者跨声速等低速情况下减阻的研究比较多，也取得了可观的减阻效果，但对于高速边界层的减阻或降热原理和技术，则研究比较少。事实上，根据我们的研究在亚声速，甚至超声速行之有效的减阻技术，在高超声速来流条件下往往失效，抑或得到相反的结果。

如图1是正弦肋条图像，图2是正弦形弯肋条在Ma＝0.33条件下的阻力系数曲线，图2表明，当来流马赫数为0.33时，正弦肋条的减阻效果达到7.68％，其中Riblets为肋条，Sinusoidal Riblets为正弦肋条，Smooth为光滑表面，dragR为减阻效果，Cf为摩擦阻力系数，Time Step为时间。

图3为正弦形弯肋条在Ma＝6条件下的摩阻系数曲线，可以看出当来流马赫数达到6时，正弦肋条不具备降热减阻效果，甚至增加阻力，其中flat_Cd_vis表示光滑表面，rid_Cd_vis表示正弦肋条，Tw为温度条件，Cf为摩阻系数，n为网格数。

图4为梯形倒凹槽图像。图5为梯形倒凹槽在Ma＝1.5条件下的摩阻系数曲线，当来流马赫数为1.5时，倒凹槽的减阻效果达到2.58％，图5中CfUP为倒凹槽上表面摩阻系数，CfDOWN为倒凹槽下表面系数，Cf为摩阻系数，TIME为时间。

图6为梯形倒凹槽在Ma＝6条件下的摩阻系数曲线，当来流马赫数达到6时，倒凹槽没有减阻效果，而是增阻13.32％，图6中Cd_upwall为倒凹槽上表面摩阻系数，Cf_downwall为倒凹槽下表面系数，CD为阻力系数，n为网格数。迄今为止，针对来流马赫数不小于3.5的情况，既未提出成熟的降热减阻原理，也没有发展出实用的降热减阻技术。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种高马赫数降热减阻装置及方法，提供新型的被动式降热减阻装置构型，利用其产生的性态稳定的流向涡与边界层的非线性作用，从而使其以易于加工的简单几何外形的孤立粗糙元，在较宽马赫数来流范围，实现转捩区推迟湍流生成和湍流区抑制湍能输运，进而降低飞行器表面孤立粗糙元作用区的阻力和热流，为高速飞行器的大空域、宽速域机动，提高续航和抗气动加热能力，提供理论依据和技术支撑。

本发明采用的技术方案为：

一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，在飞行器表面设置有多个粗糙带，实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。

所述粗糙带设置在飞行器表面的边界层转捩前沿区域内以及充分发展的湍流边界层区域内。

设置在边界层转捩前沿区域内的粗糙带，沿着转捩线分布。

设置在充分发展的湍流边界层区域内的粗糙带，在展向范围内，沿流向分布。

所述粗糙带由多个粗糙元组成，多个粗糙元沿垂直于流向的方向等间距排列。

沿来流方向的相邻两个粗糙带，按照顺排或者错排的方式排列。

所述顺排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带上的粗糙元对齐排列。

所述错排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带上的粗糙元交叉排列。

所述粗糙元的外形分为以下六种，矩形柱、斜坡矩形柱、椭圆柱、斜坡椭圆柱、类菱形柱以及斜坡类菱形柱；

矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为斜切；

椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为斜切；

类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为斜切。

所述斜切形成的斜面朝向来流方向，斜切角度≤45°。

所述粗糙元最大高度h≤0.3δ，δ为当地边界层厚度，粗糙元沿展向的最大尺寸W≤10mm，相邻两个粗糙元沿展向的间距ΔW≤W。

沿流场方向的相邻两个粗糙带之间的间距ΔL≤3W。

一种高速绕流边界层的被动式降热减阻方法，在飞行器表面，设置所述的降热减阻装置。

本发明的有益效果是：

(1)本发明通过转捩区的孤立式粗糙元，产生性态稳定的流向涡。利用该流向涡与层流边界层的非线性作用，抑制了不稳定波的增长，延迟了转捩的发生，减少了湍流区域，从而相应减少了由于湍流引起的摩阻和热流增量，降低了飞行器的局部摩阻，以及局部热防护的要求，拓宽了飞行速域和空域，提高了飞行器的安全性。

(2)本发明通过湍流区的孤立式粗糙元，产生性态稳定的流向涡。利用该流向涡与湍流边界层中湍流结构的非线性作用，抑制了湍能输运，降低了湍流区的摩阻与热流，成功实现了湍流区的降热减阻，提高了飞行器的升阻比和抗气动加热的能力，进而实现在相同动力条件下，提高航速、航时和航程。

(3)本发明能够适用于超声速、高超声速飞行器，由于其结构特征，有利于在较宽的马赫数范围生成稳定的尾涡，发挥作用的来流马赫数范围更大，能在飞行马赫数≥3.5，不改变飞行器外形、不施加额外能量和不增加附加设备的条件下，有效降低飞行器的能耗与热防护的压力，为高摩阻和高气动加热问题提供了突破性的解决方案。

附图说明

图1为正弦肋条示意图。

图2为正弦形弯肋条在Ma＝0.33条件下的摩阻系数曲线。

图3为正弦形弯肋条在Ma＝6条件下的摩阻系数曲线。

图4为梯形倒凹槽示意图。

图5为梯形倒凹槽在Ma＝1.5条件下的摩阻系数曲线。

图6为梯形倒凹槽在Ma＝6条件下的阻力系数曲线。

图7为被动式降热减阻装置安装示意图。

图8为被动式降热减阻装置安装位置示意图。

图9为被动式降热减阻装置粗糙带示意图。

图10为降热减阻装置粗糙带排列示意图，其中，图10a为多排粗糙带顺排，图10b多排粗糙带错排。

图11为粗糙元形状示意图，其中，图11a为矩形柱粗糙元，图11b为斜坡矩形柱粗糙元，图11c为圆柱粗糙元，图11d为斜坡椭圆柱粗糙元，图11e为类菱形柱粗糙元，图11f为斜坡类菱形柱粗糙元。

图12为粗糙带形状示意图，其中，图12a斜坡类菱形柱粗糙带，图12b类菱形柱粗糙带，图12c斜坡椭圆柱粗糙带，图12d椭圆柱粗糙带，图12e斜坡矩形柱粗糙带，图12f矩形柱粗糙带。

图13为粗糙元尺寸参数示意图，其中，图13a单排粗糙带尺寸参数示意图，图13b多排粗糙带尺寸参数示意图。

图14为斜坡形粗糙元斜坡角度示意图。

图15为FD-20风洞试验模型图。

图16为Ma＝5时层流区添加粗糙元后的热流分布比对曲线。

图17为Ma＝5时湍流区添加粗糙元后的热流分布比对曲线。

图18为FD-07风洞试验模型图。

图19为Ma＝4时湍流区添加粗糙元后的摩阻分布比对曲线。

具体实施方式

本发明根据孤立粗糙元在较低马赫数(M<3.5)和较高马赫数(M≥3.5)边界层中流动特点的差异，提出利用孤立粗糙元在来流马赫数M≥3.5边界层中产生的稳定流向尾涡，在层流区抑制导致转捩的扰动增长，实现推迟流动向湍流转捩；在湍流区抑制湍能输运，实现降低气动加热量和摩擦阻力。并基于该原理发展了相应的降热减阻技术。具体表述为：利用椭圆柱、类菱柱或矩形柱等可以产生稳定尾涡的构形，且高度不大于0.3倍当地边界层名义厚度的孤立粗糙元，实现层流区延迟转捩和湍流区降热减阻的功能。

如图7所示，本发明提出了一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，在飞行器表面设置有多个粗糙带2，实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。粗糙带2可以通过螺钉，也可通过粘合剂，镶嵌或粘接在飞行器部分表面。如图8所示，粗糙带2设置在飞行器表面的边界层转捩前沿区域内，即图8中的1区，也可安装在充分发展的湍流边界层区域内，即2区。

设置在边界层转捩前沿区域内的粗糙带2，沿着转捩线分布。设置在充分发展的湍流边界层区域内的粗糙带2，在展向范围内，沿流向分布。

如图9所示，粗糙带2由多个粗糙元3组成，多个粗糙元3沿垂直于流向的方向等间距排列。

如图10所示，沿来流方向的相邻两个粗糙带2，按照顺排或者错排的方式排列。

如图10(a)所示，顺排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带2上的粗糙元3对齐排列。如图10(b)所示，错排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带2上的粗糙元3交叉排列。

如图11(a)～(f)所示，粗糙元3的外形分为以下六种，矩形柱、斜坡矩形柱、椭圆柱、斜坡椭圆柱、类菱形柱以及斜坡类菱形柱；

矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为平切；斜坡矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为斜切；椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为平切；斜坡椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为斜切；类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为平切；斜坡类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为斜切。所述斜切形成的斜面朝向来流方向，斜切角度≤45°。

如图12(a)～(f)所示，由不同形状的粗糙元3可组成的不同形状的粗糙带2。粗糙元与粗糙带基座可以为一体加工，即粗糙带基座和粗糙元为一个整体，也可以将粗糙带基座和粗糙元分别加工，然后将粗糙元固定在粗糙带基座上。

如图13所示，图13a为单排粗糙带尺寸参数示意图，图13b为多排粗糙带尺寸参数示意图。定义了粗糙元3的四个参数，即粗糙元3的宽度、高度及多个粗糙元3之间的展向间距和流向间距。粗糙元3最大高度h≤0.3δ，δ为当地边界层厚度，粗糙元3沿展向的最大尺寸W≤10mm，相邻两个粗糙元3沿展向的间距ΔW≤W。沿流场方向的相邻两个粗糙元3，即相邻两个粗糙带2之间的间距ΔL≤3W。

如图14所示，斜坡形粗糙元的斜坡角度θ≤45°，斜坡面为面流场方向。

本发明还提出了一种高速绕流边界层的被动式降热减阻方法，在飞行器表面设置有所述的降热减阻装置，即可实现高速绕流边界层的被动式降热减阻。

实施例：

根据利用不同风洞和不同试验技术测量，本发明提出的高速边界层降热减阻原理和据此发展的高速边界层降热减阻技术是正确的。图15所示是FD-20脉冲风洞的试验模型，试验工况为马赫数Ma＝5，单位雷诺数Re＝9*10⁶/m，采用薄膜电阻温度计进行脉冲风洞瞬态热流测量。

图16表明，在接近转捩的层流区(竖线处)添加菱形粗糙元后，转捩位置明显推迟，图中x为模型上沿流向距离模型头部的位置，Q为热流。

图17表明，在充分发展的湍流区(竖线处)添加粗糙元后，粗糙元作用区具有不小于7％的降热效果。

图18所示是FD-07常规风洞的试验模型，采用液晶涂层摩阻测量技术进行减阻效果验证。

图19表明在Ma＝4,Re＝9.2*10⁶/m试验条件下，在充分发展的湍流区添加单排的孤立粗糙元后，粗糙元作用区具有不小于7％的减阻效果，图中x为模型上沿流向距离模型头部的位置，τ为摩阻。

Claims (10)

1.一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：在飞行器表面设置有多个粗糙带(1)，实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻；

所述粗糙带(1)设置在飞行器表面的边界层转捩前沿区域内以及充分发展的湍流边界层区域内；

所述粗糙带(1)由多个粗糙元(2)组成，多个粗糙元(2)沿垂直于流向的方向等间距排列；

所述粗糙元(2)最大高度h≤0.3δ，δ为当地边界层厚度，相邻两个粗糙元(2)沿展向的间距ΔW≤W；W为粗糙元(2)沿展向的最大尺寸；

沿流场方向的相邻两个粗糙带(1)之间的间距ΔL≤3W。

2.根据权利要求1所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：设置在边界层转捩前沿区域内的粗糙带(1)，沿着转捩线分布。

3.根据权利要求1所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：设置在充分发展的湍流边界层区域内的粗糙带(1)，在展向范围内，沿流向分布。

4.根据权利要求1所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：沿来流方向的相邻两个粗糙带(1)，按照顺排或者错排的方式排列。

5.根据权利要求4所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述顺排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带(1)上的粗糙元(2)对齐排列。

6.根据权利要求4所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述错排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带(1)上的粗糙元(2)交叉排列。

7.根据权利要求1所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述粗糙元(2)的外形分为以下六种，矩形柱、斜坡矩形柱、椭圆柱、斜坡椭圆柱、类菱形柱以及斜坡类菱形柱；

矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡矩形柱是指其俯视图外形形状为矩形，其高度方向上的切面形式为斜切；

椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡椭圆柱是指其俯视图外形形状为椭圆，其高度方向上的切面形式为斜切；

类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为平切；

斜坡类菱形柱是指其俯视图外形形状为类菱形，其高度方向上的切面形式为斜切。

8.根据权利要求7所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述斜切形成的斜面朝向来流方向，斜切角度≤45°。

9.根据权利要求7所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：粗糙元(2)沿展向的最大尺寸W≤10mm。

10.一种高速绕流边界层的被动式降热减阻方法，其特征在于：在飞行器表面，设置有如权利要求1～9任一项所述的降热减阻装置。