CN116305592A - 一种边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构，获取飞行器外形，确定飞行器的工况，计算扰动频率，针对扰动频率，计算扰动频率下快模态和慢模态同步点位置；按照气流的流动方向，在同步点位置的下游设置波纹壁。飞行器表面安装波纹壁后，会改变未受扰动的层流边界层状态，同时会影响转捩的感受性阶段和扰动线性增长阶段，合理的布置波纹壁的位置和高度将使影响为推迟边界层转捩。布置波纹壁是被动控制方法，无需额外提供能量，并且不会降低飞行器表面的结构强度，能够更低成本地推迟边界层转捩。本发明的边界层推迟转捩结构可以实现相同的技术效果。

Description

一种边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构
技术领域
本发明涉及空气动力学技术领域，更进一步涉及一种边界层推迟转捩控制方法。此外，本发明还涉及一种边界层推迟转捩结构。
背景技术
当流体流过物体表面时，由于粘性的作用物体壁面处的流体会保持和物体相对静止，远离物体壁面处流体的速度则基本不会受物体影响被减速，于是物体壁面附近会存在一个减速区，该区域内的流体离壁面越近速度越小。对于高雷诺数，这一区域会变得很薄，称为边界层。
边界层根据流动状态分为层流边界层和湍流边界层，而从层流到湍流的过渡称为边界层转捩。研究表明湍流边界层产生的摩擦阻力和和表面热流会比层流边界层增加3-5倍，于是推迟高超声速边界层转捩的方法是提升高超声速飞行器性能的关键技术。
现有边界层转捩控制方法按是否需要能量输入可分为主动控制方法和被动控制方法。其中主动控制方法包括在边界层上游引入吹吸装置和加热装置，被动控制方法包括使用多孔壁面，或壁面使用多孔介质、超声波吸声材料等。
对于主动控制方法需要额外的装置输入能量，势必增加结构的复杂性，降低可靠性。对于被动控制方法，因为高超声速飞行器本身面临气动热较大，对壁面材料有热防护的需求，而壁面处使用多孔介质材料等也将对壁面材料选取提出了额外要求，将使材料选择难度加大，提高成本。而多孔壁面的方法其在壁面上打孔将占据一部分内部空间，而孔洞处的应力集中效应也会降低表面蒙皮强度。现有控制方法普遍存在结构复杂，成本较高的问题。
对于本领域的技术人员来说，如何低成本地推迟边界层转捩，是目前需要解决的技术问题。
发明内容
本发明提供一种边界层推迟转捩控制方法，在飞行器表面相应的位置设置波纹壁，在不降低结构强度的情况下推迟边界层转捩，具体方案如下：
一种边界层推迟转捩控制方法，包括：
获取飞行器外形，确定所述飞行器的工况，获取扰动频率；
计算所述扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置；
按照气流的流动方向，在所述同步点位置的下游设置波纹壁。
可选地，所述扰动频率选取为扰动N值的最大的频率。
可选地，设定所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。
可选地，设定所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。
可选地，设定所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。
本发明还提供一种边界层推迟转捩结构，包括在飞行器的外表面设置波纹壁，所述波纹壁设置于最大扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置的下游。
可选地，所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。
可选地，所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。
可选地，所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。
可选地，所述波纹壁焊接或粘贴于飞行器的外表面。
本发明提供一种边界层推迟转捩控制方法，获取飞行器外形，确定飞行器的工况，计算扰动频率，针对扰动频率，计算扰动频率下快模态和慢模态同步点位置；按照气流的流动方向，在同步点位置的下游设置波纹壁。飞行器表面安装波纹壁后，会改变未受扰动的层流边界层状态，同时会影响转捩的感受性阶段和扰动线性增长阶段，合理的布置波纹壁的位置和高度将使影响为推迟边界层转捩。布置波纹壁是被动控制方法，无需额外提供能量，并且不会降低飞行器表面的结构强度，能够更低成本地推迟边界层转捩。本发明的边界层推迟转捩结构可以实现相同的技术效果。
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为设置一段波纹壁的飞行局部断面示意图；
图2为上游处高0.4的波纹壁附近流场云图；
图3为三种高度的波纹壁在波纹壁波谷处流向速度剖面；
图4(a)为上游处波纹壁对同步点位于波纹壁上游的扰动影响曲线图；
图4(b)为中游处波纹壁对同步点位于波纹壁上游的扰动影响曲线图；
图4(c)为下游处波纹壁对同步点位于波纹壁上游的扰动影响曲线图；
图5(a)为频率f为140kHz状态下的扰动幅值示意图；
图5(b)为频率f为150kHz状态下的扰动幅值示意图；
图5(c)为频率f为155kHz状态下的扰动幅值示意图；
图5(d)为频率f为160kHz状态下的扰动幅值示意图；
图5(e)为频率f为170kHz状态下的扰动幅值示意图；
图5(f)为频率f为180kHz状态下的扰动幅值示意图。
具体实施方式
本发明的核心在于提供一种边界层推迟转捩控制方法，在飞行器表面相应的位置设置波纹壁，在不降低结构强度的情况下推迟边界层转捩。
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，对本发明的边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构进行详细的介绍说明。
本发明提供一种边界层推迟转捩控制方法，包括如下步骤：
S1、获取飞行器外形，确定飞行器的工况，获取扰动频率。根据各个飞行器外形的具体情况进行相应的分析和计算，每种飞行器的外形会得到不同的推迟转捩结构。对于一种外形确定的飞行器来说，其可能工作在不同的工况条件下，根据飞行器正常工作的工况设计相应的推迟转捩结构。不同的飞行器外形在相同的工况下具有不同的扰动频率，同一飞行器在不同的工况下具有不同的扰动频率，根据飞行器外形和飞行器的工况获取相应的扰动频率。
S2、计算扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置。对于高超声速边界层，来流扰动中存在相对流体速度为声速的扰动，其中与流体速度同向传播的扰动称为快声波，反之为慢声波；快慢声波进入边界层后会转换为快慢模态，扰动向下游传播时快模态相速度变慢而慢模态相速度变快，快慢模态的相速度相等的地方称为同步点。飞行器表面的同步点位置为一段空间曲线。
S3、按照气流的流动方向，在同步点位置的下游设置波纹壁。当飞行器前进运动时，与空气之间产生速度差，气流从飞行器表面流过，气流相对于飞行器的表面相对运动，按照气流的运动方向，气流先流过的位置为上游、气流后流过的位置为下游。在飞行器的表面设置波纹壁后，气流先流经同步点位置，再流经波纹壁。但同步点位置和波纹壁前缘之间的间距不要过远。波纹壁的起伏延伸方向沿气流的流动方向。
本发明所提供的边界层推迟转捩控制方法根据飞行器所处的工况，确定出扰动频率，针对扰动频率确定对应的快模态和慢模态同步点位置，以同步点位置为基准，在同步点的下游布置波纹壁；飞行器表面安装波纹壁后，会改变未受扰动的层流边界层状态，同时会影响转捩的感受性阶段和扰动线性增长阶段，合理的布置波纹壁的位置和高度将使影响为推迟边界层转捩。布置波纹壁是被动控制方法，无需额外提供能量，并且不会降低飞行器表面的结构强度，能够更低成本地推迟边界层转捩。
在上述方案的基础上，本发明的扰动频率选取为扰动N值的最大的频率。扰动N值的最大的频率为最危险的频率，在此频率最容易受到扰动，因此设置波纹壁时以此扰动N值的最大的频率作为依据。扰动频率的获取使用流动稳定性理论中的线性稳定性理论（LST）计算不同频率扰动的空间增长率，沿流向积分空间增长率得到扰动N值（即eN方法），N值最大的频率即为最“危险”扰动频率。
需要注意的是，每个扰动对应一个同步点位置，扰动N值的最大的频率对应其中一个同步点位置，在此同步点位置的下游设置一段波纹壁。除了在此同步点的下游附近设置波纹壁，还可在其他位置设置波纹壁，也即在一个以上的频率对应的同步点位置下游设置波纹壁，这些具体的实施方式都应包含在本发明的保护范围之内。
具体的，设定波纹壁的前缘距离同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度，当地流向速度等于0.99倍的来流速度的位置为边界层外缘，其到壁面垂直距离为边界层名义厚度。波纹壁的前缘也即靠近上游的边缘，波纹壁的前缘距离同步点位置的间距不能过远，间距为1-2倍边界层名义厚度。
更进一步，设定波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。波纹壁的高度是凸出于飞行器表面最大位置的间距。
结合图1，其中O点表示同步点，d表示波纹壁的前缘距离同步点位置的间距，h表示波纹壁的高度。
设定波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。沿气流相对于飞行器表面的流动方向、并垂直于飞行器表面做垂直截面，波纹壁上表面的截面形状采用三角函数曲线或锯齿线。
本发明还提供一种边界层推迟转捩结构，包括在飞行器的外表面设置波纹壁，波纹壁设置于最大扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置的下游。结合图1，该边界层推迟转捩结构通过设置波纹壁的形式推迟边界层转捩。飞行器表面安装波纹壁后，会改变未受扰动的层流边界层状态，同时会影响转捩的感受性阶段和扰动线性增长阶段，合理的布置波纹壁的位置和高度将使影响为推迟边界层转捩。布置波纹壁是被动控制方法，无需额外提供能量，并且不会降低飞行器表面的结构强度，能够更低成本地推迟边界层转捩。
具体地，边界层推迟转捩结构中，波纹壁的前缘距离同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。
边界层推迟转捩结构中，波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。
边界层推迟转捩结构中，波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。
波纹壁焊接或粘贴于飞行器的外表面。焊接或粘贴均为后加工形式，除此之外，也可以在加工飞行器表面时直接加工出波纹壁。
下面以马赫数为6.5，单位雷诺数为9000/mm的平板边界层为例阐明三角函数形式波纹壁对扰动的影响及相关技术的可行性：
波纹壁选取为上中下游三种位置，中游、下游波纹壁无量纲高度固定0.4，上游波纹壁则选取了0.2、0.4、0.8三种无量纲高度，分别为当地边界层厚度的1/6、1/3和1/12。使用直接数值模拟计算了未受扰动的层流场以及在上游施加特定频率壁面吹吸扰动后扰动的幅值演化曲线。
结合图2，展示了上游处高0.4的波纹壁对层流边界层的影响，可以看到波纹壁处会出现斜激波，边界层厚度也发生变化。
图3展示了三种高度的波纹壁在波纹壁波谷处流向速度剖面对比，可以看到高度较高的两个波纹壁使流场产生回流区。
对于高超声速边界层，来流扰动中存在相对流体速度为声速的扰动，其中与流体速度同向传播的扰动称为快声波，反之为慢声波。快慢声波进入边界层后会转换为快慢模态，扰动向下游传播时快模态相速度变慢而慢模态相速度变快，快慢模态的相速度相等的地方称为同步点。对单一频率的扰动，其同步点与波纹壁的相对位置会直接影响波纹壁的作用结果。直接数值模拟表明三种位置高0.4的波纹壁均会明显抑制位于同步点下游的扰动，图4(a)、图4(b)、图4(c)分别展示了上游、中游、下游三处波纹壁条件下同步点位于波纹壁上游的扰动幅值演化曲线。其中频率越高的扰动发展越快，其同步点越靠近上游，可以看到随着波纹壁远离同步点抑制作用会变弱。对同步点位于波纹壁范围内的扰动，波纹壁则通常起到促进作用。
图5(a)至图5(f)展示了位于上游位置三种不同高度的波纹壁对扰动的影响对比，图5(a)至图5(f)分别表示频率f为140kHz、150kHz、155kHz、160kHz、170kHz、180kHz状态下的扰动幅值；可以看到不同高度的波纹壁对扰动抑制或促进效果是一致的，但是影响的强弱会产生较大的差别。高0.4的波纹壁对扰动的影响基本都强于高0.2的波纹壁，但是高0.8的波纹壁的影响不一定会强于高0.4的波纹壁，比如对160kHz和170kHz的扰动作用最强的波纹壁高度是0.4。可知当波纹壁高度相对边界层较小时，波纹壁影响强弱与高度成正相关，但是进一步增大波纹壁高度可能会减小波纹壁影响强度，对不同频率扰动存在一个最优高度使波纹壁影响最强。
由上述波纹壁对不稳定扰动的作用特性可知，为了抑制边界层转捩，首先要计算对于特定问题下最不稳定模态的快慢模态同步点位置。波纹壁的前缘要位于最不稳定模态的快慢模态同步点下游，但是不应该离同步点位置过远。波纹壁的厚度可以以1/6倍当地边界层厚度为宜，或者针对最不稳定模态进行数值模拟寻找更准确的最优波纹壁高度。
本发明采用了安装波纹壁这样一种简单可靠成本低廉的高超声速边界层转捩控制方案，其实用性相对以往控制方法更高。同时提供了推迟转捩的最优波纹壁参数选取，使得转捩控制的效率提升。本发明最大的优点是结构简单成本低廉、易于实现；相比需要能量输入的主动控制方法，只需改变壁面形状即可，无需复杂的吹吸、局部加热等结构。相对多孔壁面控制转捩方法，波纹壁也无需占用飞行器过多内部空间。相对使用多孔介质或超声波吸声材料的控制方法，波纹壁则对材料选取无特殊要求。
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 (10)

1.一种边界层推迟转捩控制方法，其特征在于，包括：
获取飞行器外形，确定所述飞行器的工况，获取扰动频率；
计算所述扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置；
按照气流的流动方向，在所述同步点位置的下游设置波纹壁。
2.根据权利要求1所述的边界层推迟转捩控制方法，其特征在于，所述扰动频率选取为扰动N值的最大的频率。
3.根据权利要求2所述的边界层推迟转捩控制方法，其特征在于，设定所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。
4.根据权利要求2所述的边界层推迟转捩控制方法，其特征在于，设定所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。
5.根据权利要求2所述的边界层推迟转捩控制方法，其特征在于，设定所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。
6.一种边界层推迟转捩结构，其特征在于，包括在飞行器的外表面设置波纹壁，所述波纹壁设置于最大扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置的下游。
7.根据权利要求6所述的边界层推迟转捩结构，其特征在于，所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。
8.根据权利要求6所述的边界层推迟转捩结构，其特征在于，所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。
9.根据权利要求6所述的边界层推迟转捩结构，其特征在于，所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。
10.根据权利要求6所述的边界层推迟转捩结构，其特征在于，所述波纹壁焊接或粘贴于飞行器的外表面。
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