CN114117648B - 同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，包括：在高超声速飞行器上开设微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面。本发明采用“微槽道+压差抽吸”的组合被动式控制结构，通过利用气流在迎风面和背风面之间存在的压力差，将迎风面边界层内的气体通过微槽道压入锥体内部并从背风面排出，实现对基本流的被动控制，进而推迟转捩的发生。与“多孔壁面+气体注入”这种主被动混合控制手段存在理论上的不同，其气体注入是通过注入重气体比如二氧化碳来推迟转捩，而本发明采用压差抽吸对实现对基本流的修正，变主动控制为被动控制，简化结构、更易于操作。

Description

同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构
技术领域
本发明涉及空气动力学技术领域，具体而言，涉及一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构。
背景技术
高超声速情况下，湍流边界层的壁面摩阻与壁面热流通常3～5倍于层流边界层，这对飞行器的气动性能与热防护均提出了较高的要求。有研究表明，全层流与全湍流的热防护系统的重量可相差4倍左右，全层流的总阻力可比全湍流降低30%左右，全层流有效载荷是全湍流的2倍。因此，控制边界层延迟转捩有助于飞行器减轻重量、提升航程，具有非常重要的理论意义与工程价值。
目前，对于高超声速边界层转捩的机理问题仍存在有很多争议，但一个较为普遍的共识是在高超声速环境下，三维边界层内部的流动存在有多种模态，比如Mack模态和横流模态。对于不稳定的Mack第二模态而言，其本质是在边界层内来回反射的声模态波。一般来说，能够抑制声波增长的方法也都适用于第二模态。对于横流失稳，其本质是因为压力梯度与离心力失去平衡导致在边界层内出现的二次流动，基本流随着饱和涡而逐渐扭曲形成速度拐点并最终发生转捩。因此，实现对三维边界层内多种模态扰动的同时抑制，对延迟高超声速边界层转捩具有重要效果，是延长飞行器层流覆盖区域，实现飞行器降热减阻的关键之一，也是国内外转捩控制研究的热点。
对于微槽道而言，其主要是通过粘性耗散和热传导来将第二模态波的能量转换为热能，进而达到稳定第二模态波的效果。对于抽吸而言主要是通过平均流修正来减小边界层厚度从而起到抑制横流不稳定性的作用。
现有的手段往往是选择性的去控制多种模态中最不稳定的那一种，因此在面对复杂流动环境时常常存在很大的局限性，采用多种手段组合的方式在这方面上就存在有天然的优势。目前这方面的研究更多的是采用“多孔壁面+气体注入”这种方法进行流动控制，这种方式存在有一些不足，比如需要采用气体注入设备、控制效果不太理想等。
发明内容
本发明旨在提供一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，以解决上述存在的问题。
本发明提供的一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，包括：
开设在高超声速飞行器上的微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面。
在一个实施例中，当高超声速飞行器为锥体试验件时，所述锥体试验件包括相连接且外形匹配的锥尖和中空圆台；所述微槽道为开设在中空圆台上的若干镂空的微槽道，所述镂空的微槽道连通中空圆台的外部和内部。
可选的，所述若干镂空的微槽道开设在中空圆台上靠近锥体试验件体的位置。
可选的，所述若干镂空的微槽道设置为若干列，每列镂空的微槽道沿锥体母线设置。
可选的，每列镂空的微槽道的数量及间距相等。
可选的，每列镂空的微槽道之间的间距相等。
在一个实施例中，对于高超声速条件下的有攻角锥体试验件，在有攻角锥体试验件外侧设置一层蒙皮，且有攻角锥体试验件与蒙皮之间存在间隙；所述微槽道为分别开设在迎风面和背风面的蒙皮上的微槽道，并且迎风面的微槽道经有攻角锥体试验件与蒙皮之间的间隙与背风面的微槽道连通。
可选的，迎风面的微槽道与背风面的微槽道对称设置。
作为优选，所述微槽道为截面是方形的方形槽道。
作为优选，所述方形槽道的槽宽为100μm～500μm。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明采用“微槽道+压差抽吸”的组合被动式控制结构，通过利用气流在迎风面和背风面之间存在的压力差，将迎风面边界层内的气体通过微槽道压入锥体内部并从背风面排出，实现对基本流的被动控制，进而推迟转捩的发生。与“多孔壁面+气体注入”这种主被动混合控制手段存在理论上的不同，其气体注入是通过注入重气体比如二氧化碳来推迟转捩，而本发明采用压差抽吸对实现对基本流的修正，变主动控制为被动控制，简化结构、更易于操作。具体可以应用于在飞行器设计中，为抑制第二模态失稳、横流失稳提供了一种新的方案。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明实施例的组合被动式控制结构的原理图。
图2a为本发明实施例的实现组合被动式控制结构的“镂空式”锥体试验件的结构示意图。
图2b为图2a的A-A剖视图。
图3为本发明实施例的实现组合被动式控制结构的“蒙皮式”锥体试验件的结构示意图。
图4为示例的升力体表面流动结构分布和坐标系示意图；该升力体具有底部具有区域①、区域②、区域③、区域④、区域⑤、区域⑥、区域⑦。
图5为图4示例的升力体采用组合被动式控制结构的示意图。
图标：101-来流、102-小振幅不稳定波、103-边界层、104-大振幅不稳定波、105-背风面、106-微槽道、107-高压区流向低压区的流动、201-锥尖、202-镂空的微槽道、203-中空圆台、301-迎风面的微槽道、302-蒙皮、303-有攻角锥体试验件、304-背风面的微槽道。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例
由前述可知，高超声速中边界层转捩主要是由Mack模态和横流失稳引起的。由此本发明通过采用“微槽道+压差吹吸”的方法来抑制多模态失稳过程进而延迟边界层转捩。微槽道延迟边界层转捩的主要原理是通过槽道内的黏性来耗散第二模态波的能量，进而延缓第二模态波的增长。高超声速飞行时飞行器前方会形成激波，流体经过激波会因强烈的压缩作用而在飞行器的迎风面产生高压区，而在飞行器的背风面会形成压力相对较低的低压区。因此若可以直接连通高压区与低压区，则气流会形成旁路，产生被动吸气现象。根据这一原理，本实施例提出一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，包括：
开设在高超声速飞行器上的微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面。
如图1所示，来流101在迎风面与边界层103之间产生的小振幅不稳定波102会随着边界层103的发展变为大振幅不稳定波104进而发生转捩现象。在高超声速飞行器上通过开设微槽道106的方式可以有效抑制第二模态波的增长，但会使得第一模态波被激发。由于激波的存在，迎风面的压力高于背风面105，因此微槽道中会产生高压区流向低压区的流动107，这种流动对边界层产生的修正作用可以减小第一模态波的增长，从而实现对转捩过程更好的抑制作用。可选的，所述微槽道106为截面形状可以是方形、圆形、椭圆形等，优选为方形槽道，所述方形槽道的槽宽为100μm～500μm；槽宽是指方形槽道在高超声速飞行器流向方向上的长度。
本实施例采用“镂空式”和“蒙皮式”这两种方式来实现在高超声速飞行器上开设微槽道。具体地：
如图2a、2b所示的“镂空式”锥体试验件，当高超声速飞行器为锥体试验件时，所述锥体试验件包括相连接且外形匹配的锥尖201和中空圆台203；所述微槽道为开设在中空圆台203上的若干镂空的微槽道202，所述镂空的微槽道202连通中空圆台203的外部和内部。锥体试验件的外部即锥尖以及中空圆台203的外部为迎风面，中空圆台203的内部为背风面。当来流101经过锥尖201后进入若干镂空的微槽道202所在区域，再经过镂空的微槽道202进入中空圆台203内部并从中空圆台203的尾部流出，从而实现对转捩过程更好的抑制作用。
可选地，所述若干镂空的微槽道202开设在中空圆台上靠近锥体试验件体的位置。
可选地，所述若干镂空的微槽道202设置为若干列，每列镂空的微槽道202沿锥体母线设置。
可选地，每列镂空的微槽道202的数量及间距相等。
可选地，每列镂空的微槽道202之间的间距相等。
如图3所示的“蒙皮式”锥体试验件，当高超声速飞行器为有攻角锥体试验件303时，在有攻角锥体试验件303外侧设置一层蒙皮302，且有攻角锥体试验件303与蒙皮302之间存在间隙；所述微槽道为分别开设在迎风面和背风面的蒙皮302上的微槽道，并且迎风面的微槽道301经有攻角锥体试验件303与蒙皮302之间的间隙与背风面的微槽道304连通。
由于攻角的存在，有攻角锥体试验件303的迎风面和背风面之间存在一定的压力差，此时气流通过迎风面301的微槽道经过蒙皮302与有攻角锥体试验件303之间的间隙并从背风面的微槽道304排出，实现在迎风面上的转捩延迟。可选的，迎风面的微槽道301与背风面的微槽道304对称设置。
如图4所示的升力体，该升力体底部具有区域①、区域②、区域③、区域④、区域⑤、区域⑥、区域⑦，在区域②同时存在有第二模态波和横流波的作用。此时就可以采用本发明的组合被动式控制结构，延迟该区域②转捩现象的发生。如图5所示，本发明的组合被动式控制结构由于是采用飞行器飞行时自身产生的压差进行吸气，而并未使用复杂的主动控制装置，因此本身并没有为升力体带来额外的负荷，具有一定的实用价值。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，所述组合被动式控制结构包括：
开设在高超声速飞行器上的微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面；
当高超声速飞行器为锥体试验件时，所述锥体试验件包括相连接且外形匹配的锥尖和中空圆台；所述微槽道为开设在中空圆台上的若干镂空的微槽道，所述镂空的微槽道连通中空圆台的外部和内部。
2.根据权利要求1所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，所述若干镂空的微槽道开设在中空圆台上靠近锥体试验件体的位置。
3.根据权利要求2所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，所述若干镂空的微槽道设置为若干列，每列镂空的微槽道沿锥体母线设置。
4.根据权利要求3所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，每列镂空的微槽道的数量及间距相等。
5.根据权利要求4所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，每列镂空的微槽道之间的间距相等。
6.根据权利要求1所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，对于高超声速条件下的有攻角锥体试验件，在有攻角锥体试验件外侧设置一层蒙皮，且有攻角锥体试验件与蒙皮之间存在间隙；所述微槽道为分别开设在迎风面和背风面的蒙皮上的微槽道，并且迎风面的微槽道经有攻角锥体试验件与蒙皮之间的间隙与背风面的微槽道连通。
7.根据权利要求6所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，迎风面的微槽道与背风面的微槽道对称设置。
8.根据权利要求1-7任一项所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，所述微槽道为截面是方形的方形槽道。
9.根据权利要求8所述的同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，其特征在于，所述方形槽道的槽宽为100μm～500μm。
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