CN115783233B - 一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，涉及空气动力学技术领域，可以由外蒙皮自身形成筒状的夹层，也可以由内蒙皮和外蒙皮配合围成夹层；外蒙皮的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面；微孔隙设置于波纹壁面，外界的气流经过微孔隙进入夹层，并沿夹层流动排到外界。物体表面附近通过波纹壁面的结构可以有效抑制第二模态波某些特定频率的增长，但会使得较低频率的波被激发；由于激波的存在，外蒙皮的外侧压力高于内侧压力，气流从高压区流向低压区，这种流动对边界层产生的修正作用可以同时作用于边界层内对速度型面变化敏感的所有模态波，从而实现对转捩过程更好的抑制作用，延迟边界层转捩这一过程的发生。

Description

一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，更进一步涉及一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置。

背景技术

转捩是流动从有序状态（层流）到无序状态（湍流）的过程。在高超声速情况下，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四倍左右，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两倍。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。

现有的手段往往是选择性的来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。对于本领域的技术人员来说，如何延迟转捩过程的发生，是目前需要解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，采用“波纹壁面+边界层吸气”的方法来延迟边界层转捩过程的发生，具体方案如下：

一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，包括自身呈筒状围成夹层的外蒙皮、或者相互配合形成夹层的内蒙皮和外蒙皮；

所述外蒙皮的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面；

所述外蒙皮的表面贯通设置微孔隙，所述微孔隙设置于所述波纹壁面，外界的气流经过所述微孔隙进入夹层，并沿夹层流动排到外界。

可选地，所述夹层内设置抽吸装置，所述抽吸装置主动向夹层内抽吸气体。

可选地，所述波纹壁面的截面外表面线为正弦函数或余弦函数。

可选地，所述波纹壁面的截面外表面线为若干外凸的圆弧线拼接形成。

可选地，所述波纹壁面设置在当地快声波与慢声波相速度同步位置或同步位置之后。

可选地，所述波纹壁面的边缘延伸到所述外蒙皮的边缘。

可选地，所述波纹壁面的最深处尺寸为所述外蒙皮厚度的1/3-1/2。

可选地，所述微孔隙垂直贯通所述外蒙皮的表面。

可选地，所述微孔隙为圆柱形通孔。

可选地，所述微孔隙呈横纵阵列布置在所述波纹壁面平缓过渡的表面位置。

本发明提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，可以由外蒙皮自身形成筒状的夹层，也可以由内蒙皮和外蒙皮配合围成夹层；外蒙皮的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面，相当于外蒙皮的外表面设置若干凹槽形成起伏交替的波浪结构；外蒙皮的表面贯通设置微孔隙，微孔隙设置于波纹壁面，外界的气流经过微孔隙进入夹层，并沿夹层流动排到外界。物体表面附近通过波纹壁面的结构可以有效抑制第二模态波某些特定频率的增长，但会使得较低频率的波（比如：第一模态波）被激发；由于激波的存在，外蒙皮的外侧压力高于内侧压力，气流从高压区流向低压区，这种流动对边界层产生的修正作用可以同时作用于边界层内对速度型面变化敏感的所有模态波（第一、二模态波、横流模态波等），从而实现对转捩过程更好的抑制作用。本发明采用“波纹壁面+边界层吸气”的方法来延迟边界层转捩这一过程的发生。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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的附图。

图1为本发明的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置一种具体实施例的截面示意图；

图2为外蒙皮的轴测示意图；

图3为外蒙皮的工作原理示意图；

图4为升力体模型的轴测示意图；

图5为升力体模型的正视示意图。

图中包括：

内蒙皮1、外蒙皮2、波纹壁面3、微孔隙4。

具体实施方式

本发明的核心在于提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，采用“波纹壁面+边界层吸气”的方法来延迟边界层转捩过程的发生。

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图及具体的实施方式，对本发明的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置做进一步详细的介绍说明。

本发明提供一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，可以采用两种设置形式，第一种形式：自身呈筒状围成夹层的外蒙皮2，这种形式包括外蒙皮2，由外蒙皮2自身形成夹层空间，如图4、图5所示的结构。第二种形式：相互配合形成夹层的内蒙皮1和外蒙皮2，这种形式包括内蒙皮1和外蒙皮2，由内蒙皮1和外蒙皮2相互配合形成夹层空间，如图1至图3所示的结构。

结合图2、图3，本发明在外蒙皮2的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面3，通常情况下波纹壁面3的最高处不高于外蒙皮2的外表面，波纹壁面3相当于在外蒙皮2的外表面设置若干凹陷的凹槽结构，形成了波纹壁面3。

外蒙皮2的表面贯通设置微孔隙4，微孔隙4设置于波纹壁面3的区域范围之内，外界的气流经过微孔隙4进入夹层，并沿夹层流动排到外界。

波纹壁作为转捩控制的手段，主要是通过改变壁面形状来实现对平均流的修正，并不直接作用于第二模态波。第二模态波具有声学特性，其增长率与平均流的速度型面相关。高超声速飞行过程中，由于飞行器的冷壁效应，主导转捩的Mack模态以第二模态为主，因此波纹壁可以用于高超声速边界层转捩控制。边界层抽吸也可实现对高超声速流动平均流动的修正，可以实现对边界层型面的调控。

结合图3对本发明的原理进行介绍说明，图3中的A为小振幅不稳定波，B为大振幅不稳定波，C表示气流穿过微孔隙4的气流，箭头D表示来流，E表示边界层，F区域表示背风侧。来流D在边界层E内产生的小振幅不稳定波A，随着边界层的发展，小振幅不稳定波A变为大振幅不稳定波B，进而发生转捩现象。在物体表面附近通过波纹壁面的方式可以有效抑制第二模态波某些特定频率的增长，但会使得较低频率的波（比如：第一模态波）被激发；由于激波的存在，小振幅不稳定波A处的压力高于背风侧F处的压力，气流方向从高压区流向低压区。这种流动对边界层产生的修正作用可以同时作用于边界层内对速度型面变化敏感的所有模态波（第一、二模态波、横流模态波等），从而实现对转捩过程更好的抑制作用。

图4和图5表示升力体结构，升力体是根据下一代高超声速飞行器而设计的一个用于科学研究的模型，相当于仅由外蒙皮2形成一个筒形的结构，在外蒙皮2的外壁沿周向设置若干微孔隙4，图4展示的微孔隙4为细长的开孔。图5当中的截面处设置七个微孔隙4，分别对应于Ⅰ-Ⅶ共七个区域。升力体底部Ⅱ区域同时存在有第二模态波和横流波的作用。此时就可以采用此种组合被动控制方案，延迟该区域转捩现象的发生。在升力体内部布置抽吸装置，就可以在升力体外表面实现边界层的平均流修正，延迟转捩。

在上述方案的基础上，本发明的夹层内设置抽吸装置，抽吸装置主动向夹层内抽吸气体，抽吸装置并未在附图中展示，抽吸装置的具体形式不限，只要能够实现抽吸的效果即可。上文已经结合图3对该装置的原理进行介绍说明，继续结合图3，由于激波的存在，小振幅不稳定波A处的压力高于背风侧F处的压力，在背风面布置主动抽吸装置可以使用较小的能量实现微孔隙4位置处的C所示的流动，气流方向从高压区流向低压区。这种流动对边界层产生的修正作用可以同时作用于边界层内对速度型面变化敏感的所有模态波（第一、二模态波、横流模态波等），从而实现对转捩过程更好的抑制作用。

结合图1、图3，波纹壁面3的上表面朝向外侧，为外表面，图1、图3所示的截面结构中，波纹壁面3的外表面为一段波浪线，在一种优选的实施例中，波纹壁面3的截面外表面线为正弦函数或余弦函数。

结合图1、图3，波纹壁面3的上表面朝向外侧，为外表面，图1、图3所示的截面结构中，波纹壁面3的外表面为一段波浪线，在另一种具体的实施例中，波纹壁面3的截面外表面线为若干外凸的圆弧线拼接形成，圆弧外凸的一侧朝向外侧。

更进一步，本发明的波纹壁面3设置在当地快声波与慢声波相速度同步位置或同步位置之后。

结合图2，波纹壁面3的边缘延伸到外蒙皮2的边缘，本发明中波纹壁面3布置的位置与蒙皮边缘保持一致，即蒙皮展向多宽波纹的展向就阵列多宽，波纹壁面3的长度小于整个外蒙皮2的长度，波纹壁面3是在外蒙皮2的表面设置的局部区域。

具体地，本发明中波纹壁面3的最深处尺寸为外蒙皮2厚度的1/3-1/2，包含两个端点值，即波纹壁面3凹陷的最大深度为外蒙皮2厚度的1/3-1/2。

结合图1、图3，本发明中微孔隙4垂直贯通外蒙皮2的表面，微孔隙4的贯通方向与外蒙皮2的表面相互垂直，微孔隙4的贯通方向不受波纹壁面3的外表面形状限制。微孔隙4的贯通方向还可以与外蒙皮2的表面形成非直角的夹角。

具体地，本发明中的微孔隙4为圆柱形通孔。

结合图2，本发明的微孔隙4呈横纵阵列布置，微孔隙4按照横纵交错的布局方式均匀地设置于波纹壁面3。

微孔隙4开设在波纹壁面3平缓过渡的表面位置，结合图2，在一些特定的具体实施方式中，波纹壁面3存在非平滑的缝隙，本发明所设置的微孔隙4均设置在波纹壁面3平缓过渡的表面，保证气流可以顺畅地流过微孔隙4。

如图1所示，气流吹向外蒙皮2的外表面，在波纹壁面3处由于孔隙吸气的存在，气流会在外蒙皮2与内蒙皮1（飞行器外表面）间的夹层流动，这样，在外蒙皮2处的流动就会因为平均流修正而延迟转捩。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理，可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述组合式转捩控制装置包括自身呈筒状围成夹层的外蒙皮（2）或者所述组合式转捩控制装置包括相互配合形成夹层的内蒙皮（1）和外蒙皮（2）；

所述外蒙皮（2）的外表面设置凹凸起伏的波纹壁面（3）；

所述外蒙皮（2）的表面贯通设置微孔隙（4），所述微孔隙（4）设置于所述波纹壁面（3），外界的气流经过所述微孔隙（4）进入夹层，并沿夹层流动排到外界；

所述夹层内设置抽吸装置，所述抽吸装置主动向夹层内抽吸气体。

2.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述波纹壁面（3）的截面外表面线为正弦函数或余弦函数。

3.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述波纹壁面（3）的截面外表面线为若干外凸的圆弧线拼接形成。

4.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述波纹壁面（3）设置在当地快声波与慢声波相速度同步位置或同步位置之后。

5.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述波纹壁面（3）的边缘延伸到所述外蒙皮（2）的边缘。

6.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述波纹壁面（3）的最深处尺寸为所述外蒙皮（2）厚度的1/3-1/2。

7.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述微孔隙（4）垂直贯通所述外蒙皮（2）的表面。

8.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述微孔隙（4）为圆柱形通孔。

9.根据权利要求1所述的基于波纹壁及边界层抽吸的组合式转捩控制装置，其特征在于，所述微孔隙（4）呈横纵阵列布置在所述波纹壁面（3）平缓过渡的表面位置。

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