CN112395694B - 一种超高速湍流边界层减阻控制方法 - Google Patents

一种超高速湍流边界层减阻控制方法 Download PDF

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Abstract

本申请涉及一种超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法、仿真装置、计算机设备和存储介质。超高速湍流边界层减阻控制方法包括：在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由条纹孔向壁面上吹热气，对超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。所述仿真方法包括：构建超高速边界层流体的数值仿真模型，设置来流条件并诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；通过等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制；根据设置的网格信息对数值仿真模型进行仿真计算，分析了基于速度‑温度耦合的超高速湍流边界层减阻控制方法的有效性和优越性。

Description

一种超高速湍流边界层减阻控制方法
技术领域
本申请涉及减阻技术领域，特别是涉及一种超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法、仿真装置、计算机设备和存储介质。
背景技术
高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点，也是国家重大战略需求之一。高超声速飞行器可以在临近空间大范围高速机动，能够绕开导弹防御系统的拦截，对全球范围内的重要目标实施远程快速打击。
经过几十年的发展，高超声速技术已经取得重大突破，但当前依然存在众多关键待解问题，湍流减阻即是其亟需破解的难题之一。湍流状态的高超声速摩擦阻力是层流的3～5倍，而高超声速飞行器在飞行过程中其壁面边界层或自然转捩、或强制转捩至湍流流动，湍流阻力约占高超声速飞行器总阻力的30％。为了维持高超声速飞行器在大气层内长时间的高超声速飞行，高升阻比要求和严酷的气动热环境使得高超声速飞行器设计面临着严峻的挑战。单纯从气动设计寻求升阻比的优化必然导致飞行器其它作战效能的损失和对热防护系统过分苛刻的要求，探索高超声速飞行器湍流减阻新方法，已经成为高超声速飞行器发展的必然需求。
国内外对湍流减阻控制开展了大量的研究，尤其是对各种流动控制技术对湍流边界层的作用机理和控制规律进行了非常多的探索。基于能量消耗和控制环路方式，流动控制技术可以分为被动控制和主动控制。在湍流边界层的减阻控制研究中，常见的被动控制手段包括沟槽、波纹壁、高分子聚合物等，常见的主动流动控制手段有壁面反向控制、壁面吸吹气控制、压电陶瓷振动片(PZT)、介质阻挡放电(DBD)等。
当前针对湍流边界层减阻的研究，主要集中于低雷诺数、低速流动中，但是在超声速/高超声速流动中湍流摩阻的研究还十分有限。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够大幅减小超高速湍流边界层壁面摩阻的超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法和仿真装置、计算机设备和存储介质。
一种超高速湍流边界层减阻控制方法，所述方法包括：
在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。
在其中一个实施例中，还包括：在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式等间距条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述等间距条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。
一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，所述方法包括：
构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；
通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；
在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
在其中一个实施例中，还包括：构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件为：
Ma＝6；
T∞＝54.9K
Tw＝405.9K
δin＝1.73mm
Re/mm＝20000
Reθin＝1810.8
其中，Ma表示来流马赫数；T∞表示静温；Tw表示壁温；δin表示入口处边界层厚度；Re/mm表示雷诺数；Reθin表示入口边界层动量雷诺数；K表示温度单位开尔文；mm表示长度单位毫米。
在其中一个实施例中，在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻时，还包括：
所述吹热气控制中热气的速度为所述来流速度的0.1％；所述来流速度可根据所述来流马赫数计算得到；
所述吹热气控制中热气温度为所述壁温的1.01倍。
在其中一个实施例中，还包括：在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息为：
Lx×Ly×Lz＝1310mm×36mm×30mm
Nx×Ny×Nz＝4482×155×256
Δx+×Δy+×Δz+＝6.3×0.47×3.7
其中，Lx,Ly,Lz表示x,y,z方向上的计算域范围；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上对应的网格点数；Δx+,Δy+,Δz+分别表示在湍流边界层充分发展段的网格进行加密时的流向间距、法向方向第一层网格和展向间距。
在其中一个实施例中，还包括：根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算时，还包括：
采用Steger-Warming矢通量分裂方法对网格信息所对应的数值仿真模型的差分方程中的通量进行分裂，其中通量中的粘性项采用八阶中心差分进行离散，无粘项采用七阶WENO-SYMBO格式进行离散，时间项采用三阶Runge-Kutta法进行求解，采用Bogey等人提出的激波捕捉滤波方法进行滤波。
一种超高速湍流边界层减阻控制仿真装置，所述装置包括：
来流条件设置模块，用于构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；
超高速湍流边界层生成模块，用于通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
吹热气减阻控制模块，用于在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；
网格信息设置模块，用于在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
仿真计算模块，用于根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；
通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；
在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；
通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；
在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
上述超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法、仿真装置、计算机设备和存储介质，通过在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，通过条纹孔向所述壁面上吹热气，对超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制，实现既可以通过改变边界层速度型来控制边界层流动状态和稳定性，又可以通过改变边界层的温度分布来改变层内流体的物性，使得速度边界层厚度和不稳定扰动波的波长和频率发生变化，从而影响边界层流动稳定性，可以抑制湍流结构的上喷/下扫活动，破坏湍流的猝发过程，达到减阻的目的。通过构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置来流条件并形成超高速来流；通过随机壁面吹吸扰动的方式在来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制；在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。通过本发明中超高速湍流边界层减阻控制仿真方法可以分析向壁面吹热气的速度边界层-温度边界层耦合控制的方法对超高速湍流边界层具有较好的减阻控制效果。
附图说明
图1为一个实施例中超高速湍流边界层减阻控制仿真方法的流程示意图；
图2为一个实施例中条纹孔的示意图；
图3为一个实施例中不同控制方式下的超声速湍流边界层摩阻变化曲线示意图；
图4为一个实施例中超高速湍流边界层减阻控制仿真装置的结构框图；
图5为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本申请提供的超高速湍流边界层减阻控制方法，在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述条纹孔向壁面上吹热气，对超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。
上述超高速湍流边界层减阻控制方法中，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由条纹孔向壁面上吹热气，耦合了壁面吸吹气的速度边界层控制和壁面局部加热的温度边界层控制，实现既可以通过改变边界层速度型来控制边界层流动状态和稳定性，又可以通过改变边界层的温度分布来改变层内流体的物性，使得速度边界层厚度和不稳定扰动波的波长和频率发生变化，从而影响边界层流动稳定性，可以抑制湍流结构的上喷/下扫活动，破坏湍流的猝发过程，达到减阻的目的。
一个实施例中，提供了一种超高速湍流边界层减阻控制方法，包括以下步骤：
在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。
当流体相对于飞行器的来流马赫数大于等于5时，定义飞行器为超高速飞行。设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置可以是合成热射流激励器等。
在其中一个实施例中，还包括在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式等间距条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由等间距条纹孔向壁面上吹热气，对超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等。相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度。
等间距条纹孔可以使向壁面吹的热气均匀，所施加的速度边界层-温度边界层耦合控制更易仿真分析。
本申请提供的超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，可以应用于如下应用环境中。构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置来流条件并形成超高速来流；通过随机壁面吹吸扰动的方式在来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制；在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
在一个实施例中，如图1示，提供了一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，包括以下步骤：
步骤102，构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流。
在计算中，来流为二维的层流入口，来流条件包括入口边界层厚度、雷诺数、壁温、壁面特性等。在计算域的上部和下游设置缓冲区，通过稀疏网格来增加耗散，防止扰动对边界层产生影响。展向方向则设为周期性边界条件。
步骤104，通过随机壁面吹吸扰动的方式在来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层。
从层流到湍流的转捩的研究一直以来都是流体力学中基础和重要的部分。边界层转捩会导致飞行器阻力和表面温度大幅增加、壁面烧蚀严重、振颤加剧、飞行姿态控制难度加大，从而严重威胁飞行稳定性、精度和安全。而湍流边界层有较强的抗逆压梯度能力，可以有效减缓或抑制边界层流动分离。因此，如何根据需要推迟或诱发边界层转捩，对于航空航天飞行器、铁路、汽车以及轮船的设计非常重要。
合理的湍流入口生成条件是准确地模拟真实湍流的前提条件，随机壁面吹吸扰动的方式是Pirozzoli等人在“S.Pirozzoli and F.Grasso.Direct numerical simulationand analysis of a spatially evolving supersonic turbulent boundary layer at M＝2.25[J].Physics of Fluids,2004,16(3):530-545”中提出的一种诱导转捩的发生，从而生成湍流边界层的方式。需要设定的内容包括扰动的幅值、频率、和起止范围。通过随机壁面吹吸扰动的方式可以快速生成湍流。
步骤106，在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制，对超高速湍流边界层进行减阻。
边界层是粘性流体流经固体表面时形成的紧贴物面、粘性力不可忽略的流动薄层，边界层流动有层流、转捩及湍流三种状态。随着对湍流流动研究的深入，已经发现湍流边界层并不是完全无序的流动结构，其存在有组织的湍流运动：在近壁区形成的高速和低速条带交替分布，并不断向上抬起、随后破碎、振动，这个过程称之为湍流猝发。湍流猝发是边界层流动的一个重要事件，标志着边界层中湍流的产生，其中伴随着流体的上扬和下扫运动。这两种运动又与流向涡有密切的关系，同时条带的这种上扬和下扫过程贡献了约60％-80％的雷诺应力，是近壁区高摩擦阻力的主要来源。著名的空气动力学家Liepmann曾指出“湍流中存在有序结构的最重要的方面也许是以干扰这种大尺度结构来控制湍流”，为现代湍流边界层的控制指明了方向，也为湍流减阻提供了理论指导。
边界层流动控制可分为速度边界层控制和温度边界层控制。这两种方式的控制机理不同，速度边界层控制是通过改变边界层速度型来控制边界层流动状态和稳定性，是一种直接控制方式，而温度边界层控制则是一种间接控制方式，通过改变边界层的温度分布来改变层内流体的物性，使得速度边界层厚度和不稳定扰动波的波长和频率发生变化，从而影响边界层流动稳定性。
在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，如图2所示，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制，对超高速湍流边界层进行减阻。通过吹气加速边界层与主流区的动量和能量的交换，从而对速度边界层进行控制，在低速来流条件下对边界层有较好的控制效果；通过热气促进边界层内流体的热量的交换，使流体的粘性等物理参数迅速发生变化，从而影响边界层厚度和稳定性，实现对边界层流动的有效控制，可以有效控制超高速来流条件下边界层流动稳定性和转捩。通过向壁面吹热气的方式将速度边界层控制和温度边界层控制方式耦合起来，可以更好地实现湍流边界层的减阻控制效果。
步骤108，在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息。
计算流体力学中网格信息的设置对数值仿真计算的计算量有很大影响，合适的网格设置可以提高仿真运行的效率和仿真结果的准确性。网格信息设置包括计算域范围、网格点数以及流向、展向和法向方向的间距。
步骤110，根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
通过仿真计算可以分析充分发展段的湍流形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、雷诺应力、脉动涡量、湍流边界层壁面律的分层特性等。在此基础上，开展基于速度边界层-温度边界层耦合控制的超声速湍流边界层减阻控制研究，分析基于度边界层-温度边界层耦合的超声速湍流减阻方法的优越性。
上述超高速湍流边界层减阻控制仿真方法中，通过构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置来流条件并形成超高速来流；通过随机壁面吹吸扰动的方式在来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制；在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。通过本发明中超高速湍流边界层减阻控制仿真方法可以分析向壁面吹热气的速度边界层-温度边界层耦合控制的方法对超高速湍流边界层具有较好的减阻控制效果。
在其中一个实施例中，还包括：构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置超高速边界层流体的壁面的来流条件为：
Ma＝6；
T∞＝54.9K
Tw＝405.9K
δin＝1.73mm
Re/mm＝20000
Reθin＝1810.8
其中，Ma表示来流马赫数；T∞表示静温；Tw表示壁温；δin表示入口边界层厚度；Re/mm表示雷诺数；Reθin表示入口边界层动量雷诺数；K表示温度单位开尔文；mm表示长度单位毫米。
当前针对湍流边界层减阻的研究，主要集中于低雷诺数、低速流动中，本实施例中，来流马赫数为6，属于超高速流动，在此基础上进行湍流边界层减阻鲜有人做，具有较高的研究意义。
在其中一个实施例中，在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制，对超高速湍流边界层进行减阻时，还包括：吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；来流速度可根据来流马赫数计算得到；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍。
吹热气控制时，一方面需要对湍流边界层形成小干扰，破坏湍流的大尺度结构来实现减阻，另一方面吹热气的速度幅值和温度幅值不能过大，当干扰过强时，反而会使湍流边界层的摩阻值进一步增大。设置吹热气的速度为来流速度的0.1％，温度相对于壁温的1.01倍可以较好地实现仿真效果。
在其中一个实施例中，还包括：在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息为：
Lx×Ly×Lz＝1310mm×36mm×30mm
Nx×Ny×Nz＝4482×155×256
Δx+×Δy+×Δz+＝6.3×0.47×3.7
其中，Lx,Ly,Lz表示x,y,z方向上的计算域范围；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上对应的网格点数；Δx+,Δy+,Δz+分别表示在湍流边界层充分发展段的网格进行加密时的流向间距、法向方向第一层网格和展向间距。网格密度达到直接数值模拟对网格的基本要求，能够充分解析边界层中不同尺度的流动结构。
条纹孔控制的流向起始位置为1000mm，流向终止位置为1310mm。条纹孔的展向宽度为2mm，约为48.8个壁面尺度，近似等于高低速条带之间的间距。相邻条纹孔之间的间距也是2mm。
在计算流体力学中，流体网格数据的设置对仿真的准确性和效率至关重要。本实施例中，由于向壁面吹热气控制后，湍流边界层充分发展段的摩阻值变化在流向方向变化较快，因此对湍流边界层充分发展段的网格进行加密，可以更准确地得到湍流边界层摩阻值变化的仿真数据。
在其中一个实施例中，还包括：根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算时，还包括：
采用Steger-Warming矢通量分裂方法对网格信息所对应的数值仿真模型的差分方程中的通量进行分裂，其中通量中的粘性项采用八阶中心差分进行离散，无粘项采用七阶WENO-SYMBO格式进行离散，相对于七阶WENO格式，该格式耗散小，时间项采用三阶Runge-Kutta法进行求解。采用Bogey等人提出的激波捕捉滤波方法进行滤波，提高计算的鲁棒性。(C.Bogey and C.Bailly.(2004)A Family of low dispersive and low dissipativeexplicit schemes for flow and noise computations,194(1),194-214.)
在一个具体实施例中，在对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算时引入减阻率，其定义式为：
Figure BDA0002813816300000111
其中，DR表示减阻率；
Figure BDA0002813816300000112
是对控制区域流向方向上流体摩阻值进行积分平均得到的超高速湍流边界层摩阻系数，Lctr表示控制区域的流向长度；cf(x)表示单位距离上流体的摩阻值；Cf,nc表示不施加控制时超高速湍流边界层摩阻系数；Cf.ctr表示施加控制时超高速湍流边界层摩阻系数；
对以下四种情况进行超高速湍流边界层摩阻系数值的仿真：
1)不做控制，作为参考算例，表示为NC；
2)只进行壁面吹气控制，吹气速度相对于来流速度的增幅设置为0.1％，表示为B1；
3)只进行壁面局部加热控制，壁面局部加热的温度相对于壁温的增幅设置为1％，表示为H1；
4)进行壁面吹热气控制，吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；来流速度可根据来流马赫数计算得到；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍，表示为B1H1。
仿真结果如图3所示，为不同控制方式下的超声速湍流边界层摩阻变化曲线示意图。计算得到三种情况对应的减阻率分别为4.2％，6.5％和10.4％，如表1所示。
仿真情形 NC B1 H1 B1H1
DR 0 4.2％ 6.5％ 10.4％
结果表明速度边界层-温度边界层的耦合控制对超高速湍流边界层具有较好的减阻效果。
应该理解的是，虽然图2的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图2中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
在一个实施例中，如图4所示，提供了一种超高速湍流边界层减阻控制仿真装置，包括：来流条件设置模块402、超高速湍流边界层生成模块404、吹热气减阻控制模块406、网格信息设置模块408和仿真计算模块410，其中：
来流条件设置模块402，用于构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；
超高速湍流边界层生成模块404，用于通过随机壁面吹吸扰动的方式在来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
吹热气减阻控制模块406，用于在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制，对超高速湍流边界层进行减阻；
网格信息设置模块408，用于在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
仿真计算模块410，用于根据计算域范围和网格信息对超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
来流条件设置模块402还用于构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在数值仿真模型中设置超高速边界层流体的壁面的来流条件为：
Ma＝6；
T∞＝54.9K
Tw＝405.9K
δin＝1.73mm
Re/mm＝20000
Reθin＝1810.8
其中，Ma表示来流马赫数；T∞表示静温；Tw表示壁温；δin表示入口边界层厚度；Re/mm表示雷诺数；Reθin表示入口边界层动量雷诺数；K表示温度单位开尔文；mm表示长度单位毫米。
吹热气减阻控制模块406还用于在壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过等间距条纹孔向壁面施加吹热气控制，对超高速湍流边界层进行减阻时，吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；来流速度可根据来流马赫数计算得到；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍。
网格信息设置模块408还用于在超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息为：
Lx×Ly×Lz＝1310mm×36mm×30mm
Nx×Ny×Nz＝4482×155×256
Δx+×Δy+×Δz+＝6.3×0.47×3.7
其中，Lx,Ly,Lz表示x,y,z方向上的计算域范围；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上对应的网格点数；Δx+,Δy+,Δz+分别表示在湍流边界层充分发展段的网格进行加密时的流向间距、法向方向第一层网格和展向间距。
仿真计算模块410还用于采用Steger-Warming矢通量分裂方法对网格信息所对应的数值仿真模型的差分方程中的通量进行分裂，其中通量中的粘性项采用八阶中心差分进行离散，无粘项采用七阶WENO-SYMBO格式进行离散，时间项采用三阶Runge-Kutta法进行求解，采用Bogey等人提出的激波捕捉滤波方法进行滤波。
关于超高速湍流边界层减阻控制仿真装置的具体限定可以参见上文中对于超高速湍流边界层减阻控制仿真方法的限定，在此不再赘述。上述超高速湍流边界层减阻控制仿真装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图5所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图5中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述方法实施例中的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述方法实施例中的步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (9)

1.一种超高速湍流边界层减阻控制方法，其特征在于，所述方法包括：
在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制；其中，超高速飞行时流体相对于飞行器的来流马赫数大于等于5；所述条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等，相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度，吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制，包括：
在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式等间距条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述等间距条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。
3.一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，其特征在于，所述方法包括：
构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；其中，所述超高速来流的来流马赫数大于等于5；
通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；所述条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等，相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度；吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍；
在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流，包括：
构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件为：
Ma＝6；
T∞＝54.9K
Tw＝405.9K
δin＝1.73mm
Re/mm＝20000
Reθin＝1810.8
其中，Ma表示来流马赫数；T∞表示静温；Tw表示壁温；δin表示入口处边界层厚度；Re/mm表示单位毫米雷诺数；Reθin表示入口边界层动量雷诺数；K表示温度单位开尔文；mm表示长度单位毫米。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息，包括：
在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息为：
Lx×Ly×Lz＝1310mm×36mm×30mm
Nx×Ny×Nz＝4482×155×256
Δx+×Δy+×Δz+＝6.3×0.47×3.7
其中，Lx,Ly,Lz表示x,y,z方向上的计算域范围；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上对应的网格点数；Δx+,Δy+,Δz+分别表示在湍流边界层充分发展段的网格进行加密时的流向间距、法向方向第一层网格和展向间距。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算，包括：
根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算时，还包括：
采用Steger-Warming矢通量分裂方法对网格信息所对应的数值仿真模型的差分方程中的通量进行分裂，其中通量中的粘性项采用八阶中心差分进行离散，无粘项采用七阶WENO-SYMBO格式进行离散，时间项采用三阶Runge-Kutta法进行求解，采用激波捕捉滤波方法进行滤波。
7.一种超高速湍流边界层减阻控制仿真装置，其特征在于，所述装置包括：
来流条件设置模块，用于构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；其中，所述超高速来流的来流马赫数大于等于5；
超高速湍流边界层生成模块，用于通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；
吹热气减阻控制模块，用于在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；所述条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等，相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度；吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍；
网格信息设置模块，用于在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；
仿真计算模块，用于根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。
8.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求3至6中任一项所述方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求3至6中任一项所述的方法的步骤。
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