CN115081109A - 基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法 - Google Patents

基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，属于航空航天领域。本发明基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制。本发明通过微吹吸控制边界层厚度，抑制主导频率外的其他频率的扰动增长，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长，实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制。本发明在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，通过对壁面脉动压力进行频域分析得到被激发的主导频率范围；通过优化超表面孔隙参数，使主导频率下的扰动波对应的反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。

Description

基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法
技术领域
本发明涉及基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，尤其涉及抑制高超声速边界层内宽频不稳定模态的转捩控制方法，属于航空航天领域。
背景技术
高超声速飞行器具备全球快速达到、探测难度大、突防能力强、作战效能高等特点，已成为国际竞争的主要焦点之一。高超声速飞行器在发展过程中屡受挫折，如美国HTV-2项目两次飞行实验失败，美国和澳大利亚联合实施的HIFiRE-5首飞失败等，其主要原因是高超声速技术存在众多未知领域，边界层转捩是其中一个十分重要且不可避免的不确定因素。高超声速飞行器在其飞行高度、速度和雷诺数范围内恰恰非常容易出现边界层转捩，且转捩后摩阻和热流一般可增大3-5倍，严重影响气动性能和热防护系统。因此，高超声速飞行器对如何有效抑制转捩有着迫切的需求，是目前国内外高超声速领域的研究热点。
对高超声速飞行器转捩抑制的研究，主要集中在如何更为有效地抑制边界层内宽频的第一与第二模态的发展。声学超表面是指在壁面加工一系列远小于扰动波波长的缝/孔，已在高超风洞实验中被证实能够显著抑制第二模态的发展，但同时会激发第一模态。壁面微吹吸会造成边界层厚度的改变，从而导致扰动的频率偏移，但无法显著降低主导频率的扰动增长率。由于转捩问题的复杂性，采用单一扰动控制方法，往往只能对其中一种不稳定模态进行抑制，存在明显的局限性。
发明内容
为了解决现有转捩抑制方法难以有效地抑制高超声速边界层内宽频第一与第二模态扰动增长的问题，本发明的主要目的是提供基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，通过利用壁面微吹吸造成扰动频率的偏移抑制非主导频率的扰动增长，使用经过参数优化的声学超表面抑制主导频率的扰动增长，进而实现高超声速边界层转捩抑制，延长层流覆盖区域。
本发明目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，包括如下步骤：
步骤一：过高超声速飞行器壁面微吹吸，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长。
当扰动波长接近边界层厚度的两倍时，扰动增长率最大。通过壁面定常吹吸气使边界层厚度延流向位置保持基本不变，会使波长接近边界层厚度两倍的第二模态扰动被激发，并且抑制其他所有非主导频率的扰动增长，被激发的频率范围称为主导频率。通过质量流率给出定常微吹吸的壁面边界条件：
Figure BDA0003662187250000021
其中：
Figure BDA0003662187250000022
为质量流率，ρw为壁面处密度，vw为壁面法向速度，ρ为来流密度，u为来流速度。
根据如公式(1)所示的质量流率给出定常微吹吸的壁面边界条件，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率对应扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长。
步骤二：在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，得到被激发的主导频率范围。
在壁面前端引入宽频的高斯扰动：
Figure BDA0003662187250000023
其中：(ρv)'w为壁面处质量流扰动，lb是扰动范围；xb是高斯扰动中心点位置；ε是扰动幅值；μb为偏移高斯分量以避免时间为负数；σb为光谱含量，x、t分别为当前的位置和时间。
基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，得到被激发的主导频率范围。
步骤三：在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面，对声学超表面孔隙参数进行遍历寻优，使主导频率对应的声学超表面反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。
为了抑制主导频率的扰动增长，从而抑制高超声速边界层转捩，在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面。
声学超表面反射系数R＝反射波压强/入射波压强，构建声学超表面反射系数R的表达式为：
Figure BDA0003662187250000024
其中
Figure BDA0003662187250000025
ρ为来流密度，ρh为孔内流体密度，波数k0＝ω/c0；ω为角频率，声波传播速度为c0；kh为孔内波波数，表达式如下：
Figure BDA0003662187250000031
其中
Figure BDA0003662187250000032
气体绝热指数
Figure BDA0003662187250000033
Cp为定压比热，Cv为定容比热；
Figure BDA0003662187250000034
其中μ为动力粘度，κ为导热系数。
由反射波压强＝入射波压强×反射系数得知，当反射系数最小时，反射波强度最低。由式(3)得知，反射系数R的相位角是由声学超表面的孔隙参数所决定的函数。根据步骤二所得主导频率范围对声学超表面主导频率，通过对孔深Ha、间隙s和孔隙率φ遍历寻优，使主导频率对应的声学超表面反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。
步骤四：基于步骤一所述高超声速飞行器壁面微吹吸实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制，基于步骤二至步骤三实现高频第二模态的转捩抑制，即基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制，进而有效抑制高超声速飞行器边界层转捩，扩大层流覆盖区域。
有益效果：
1.本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，通过微吹吸控制边界层厚度，抑制主导频率外的其他频率的扰动增长，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长，实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制。
2.本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，通过对壁面脉动压力进行频域分析得到被激发的主导频率范围；通过优化超表面孔隙参数，使主导频率下的扰动波对应的反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。
3.相较于传统的单一控制方式，本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，在实现有益效果1和有益效果2的基础上，结合声学超表面与微吹吸对不稳定模态影响的特点，基于高超声速飞行器壁面微吹吸实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制，基于声学超表面优化实现高频第二模态的转捩抑制，即基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制，进而有效抑制高超声速飞行器边界层转捩，扩大层流覆盖区域。
附图说明
图1是本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法的流程图；
图2为施加定常微吹吸得到的流场的边界层厚度随流向位置变化图；
图3为定常微吹吸对宽频扰动频谱分析图；
图4为声学超表面反射系数随频率变化曲线图；
图5为光滑壁面与声学超表面与微吹吸协同控制壁面最大脉动压力对比图(a)第一模态；(b)低频第二模态；(c)高频第二模态。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
如图1所示，本实施例公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，具体实现步骤如下：
步骤一：通过高超声速飞行器壁面微吹吸，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长。
本实例研究对象为长度L＝1的平板(通过L*＝0.2m无量纲化)，来流马赫数Ma∞＝6.0，来流单位雷诺数Re＝10.5×106m-1，来流温度T＝43.18K。当扰动波长约为边界层厚度的两倍时，扰动增长率最大。所述基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法利用微吹吸的这一特点，通过壁面定常吹吸气使边界层厚度延流向位置保持基本不变，会使波长接近边界层厚度两倍的第二模态扰动被激发，并且抑制其他所有非主导频率的扰动增长，被激发的频率范围称为主导频率。通过质量流率给出定常微吹吸的壁面边界条件：
Figure BDA0003662187250000041
其中：
Figure BDA0003662187250000042
为质量流率，ρw为壁面处密度，vw为壁面法向速度，ρ为来流密度，u为来流速度。
布置壁面定常吸气，使边界层厚度基本保持不变。具体吹吸位置及强度见表1。平板边界层厚度解析解
Figure BDA0003662187250000043
故而选择此处壁面吸气强度
Figure BDA0003662187250000044
系数由多组仿真结果拟合得出。如图2所示，按照来流速度的99％确定边界层外缘位置，得到布置壁面微吹吸之后的边界层厚度。
表1壁面吹吸参数
Figure BDA0003662187250000051
步骤二：在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，得到被激发的主导频率范围。
在壁面前端引入宽频的高斯扰动：
在壁面前端引入宽频的高斯扰动：
Figure BDA0003662187250000052
其中，各参数取值见表2。
表2高斯扰动参数
Figure BDA0003662187250000053
基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，结果如图3所示,得到主导频率范围为190～210kHz。
步骤三：在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面，对声学超表面孔隙参数进行遍历寻优，使主导频率对应的声学超表面反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。
为了抑制主导频率的扰动增长，从而抑制高超声速边界层转捩，在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面。
声学超表面反射系数R＝反射波压强/入射波压强，构建声学超表面反射系数R的表达式为：
Figure BDA0003662187250000054
由反射波压强＝入射波压强×反射系数得知，反射系数越小，反射波强度越小。在孔深Ha(0.2～3)mm,间隙s(0.1～1)mm和孔隙率φ(0.2～0.8)的参数域中遍历寻优，最终所得最优孔隙参数为Ha＝1.92mm,s＝0.49mm,φ＝0.8，由该孔隙参数计算得到反射系数R随频率变化曲线如图4，该声学超表面在被激发的频率范围反射系数小，抑制了主导频率的扰动增长，进而抑制了高超声速边界层转捩，延长了层流覆盖区域。
步骤四：基于步骤一所述高超声速飞行器壁面微吹吸实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制，基于步骤二至步骤三实现高频第二模态的转捩抑制，即基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制，进而有效抑制高超声速飞行器边界层转捩，扩大层流覆盖区域。
步骤五：验证步骤四声学超表面与微吹吸协同控制方法抑制了高超声速宽频不稳定模态的扰动增长。
图5为声学超表面与微吹吸协同控制与光滑壁面的最大脉动压力对比，低频第一模态与低频、高频第二模态的壁面最大脉动压力均小于光滑壁面，在宽频范围内抑制了不稳定模态的扰动增长，达到良好的转捩抑制效果。综上所述，声学超表面与微吹吸协同抑制，能够显著延迟高超声速边界层转捩，延长层流覆盖区域。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一：过高超声速飞行器壁面微吹吸，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长；
步骤二：在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，得到被激发的主导频率范围；
步骤三：在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面，对声学超表面孔隙参数进行遍历寻优，使主导频率对应的声学超表面反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩；
步骤四：基于步骤一所述高超声速飞行器壁面微吹吸实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制，基于步骤二至步骤三实现高频第二模态的转捩抑制，即基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制，进而有效抑制高超声速飞行器边界层转捩，扩大层流覆盖区域。
2.如权利要求1所述的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，其特征在于：步骤一实现方法为，
当扰动波长接近边界层厚度的两倍时，扰动增长率最大；通过壁面定常吹吸气使边界层厚度延流向位置保持基本不变，会使波长接近边界层厚度两倍的第二模态扰动被激发，并且抑制其他所有非主导频率的扰动增长，被激发的频率范围称为主导频率；通过质量流率给出定常微吹吸的壁面边界条件：
Figure FDA0003662187240000011
其中：
Figure FDA0003662187240000012
为质量流率，ρw为壁面处密度，vw为壁面法向速度，ρ为来流密度，u为来流速度；
根据如公式(1)所示的质量流率给出定常微吹吸的壁面边界条件，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率对应扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长。
3.如权利要求2所述的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，其特征在于：步骤二实现方法为，
在壁面前端引入宽频的高斯扰动：
Figure FDA0003662187240000013
其中：(ρv)'w为壁面处质量流扰动，lb是扰动范围；xb是高斯扰动中心点位置；ε是扰动幅值；μb为偏移高斯分量以避免时间为负数；σb为光谱含量，x、t分别为当前的位置和时间；
基于快速傅里叶变换对壁面脉动压力进行频域分析，得到被激发的主导频率范围。
4.如权利要求3所述的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，其特征在于：步骤三实现方法为，
为了抑制主导频率的扰动增长，从而抑制高超声速边界层转捩，在高超声速飞行器表面涂覆声学超表面；
声学超表面反射系数R＝反射波压强/入射波压强，构建声学超表面反射系数R的表达式为：
Figure FDA0003662187240000021
其中
Figure FDA0003662187240000022
ρ为来流密度，ρh为孔内流体密度，波数k0＝ω/c0；ω为角频率，声波传播速度为c0；kh为孔内波波数，表达式如下：
Figure FDA0003662187240000023
其中
Figure FDA0003662187240000024
气体绝热指数
Figure FDA0003662187240000025
Cp为定压比热，Cv为定容比热；
Figure FDA0003662187240000026
其中μ为动力粘度，κ为导热系数；
由反射波压强＝入射波压强×反射系数得知，当反射系数最小时，反射波强度最低；由式(3)得知，反射系数R的相位角是由声学超表面的孔隙参数所决定的函数；根据步骤二所得主导频率范围对声学超表面主导频率，通过对孔深Ha、间隙s和孔隙率φ遍历寻优，使主导频率对应的声学超表面反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩。
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