CN116477045B - 飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法 - Google Patents

飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，该方法通过在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在其下方设置气体驻室，在向气体驻室内注入气流后，气流流经孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜，通过对孔隙参数进行优化设计和控制气体驻室内的气体压力，可以在飞行器壁面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动，且整个材料表面都渗透出微纳尺度气膜，可以对飞行器壁面进行有效包裹，覆盖面积大，并且微纳尺度气膜速度小、流量小，所需工质更小，可以对飞行器壁面实现大面积区域、长时间的降热减阻，具有更大的工程应用价值和应用前景。

Description

飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法
技术领域
本发明涉及飞行器的边界层流动控制技术领域，特别地，涉及一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法。
背景技术
飞行器在飞行时，特别是当处于速度大于声速的超声速或者高超声速飞行状态时，由于飞行器表面与周围空气的剧烈摩擦，导致飞行器壁面高温，且摩擦阻力大。为了进一步提高飞行器性能，飞行器的降热减阻是飞行器研制过程中面临的关键问题。而气膜冷却是一种常见的主动冷却方式，目前已经广泛应用于飞行器关键部件的防隔热，气膜冷却是通过在飞行器特定位置上生成一层冷气膜，将飞行器与外界高温流场隔离，从而实现对飞行器特定部位的冷却。目前主要有两类气膜：一类是基于离散小孔，通过从孔中喷出冷气体，从而对飞行器部件进行冷却，这类气膜运用较多的是发动机叶片冷却等；另外一类气膜是基于喷缝产生一层气膜，相比小孔喷出气膜，这种气膜可以对飞行器局部进行更大面积的覆盖，一般针对飞行器成像窗口等局部部件进行冷却。
但是，对于离散孔喷气膜而言，只能够对离散的局部空间区域进行冷却，无法对大面积空间内的连续区域进行冷却，其冷却范围十分有限。而对于基于喷缝产生的超声速气膜，其冷却范围相比于离散孔喷气膜更大，但同时喷缝气膜厚度一般都是毫米级，导致它的冷却工质流量大，对冷却工质需求量大，无法对飞行器表面实现大面积区域长时间进行防隔热，从而限制了该类气膜在飞行器大面积长时间防隔热中的应用。
发明内容
本发明提供了一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，以解决现有产生冷却气膜的方式存在的上述缺陷。
根据本发明的一个方面，提供一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，包括以下内容：
在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室；
向气体驻室内注入气流，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜；
通过优化设计梯度孔隙结构材料的孔隙参数和控制气体驻室内的气体压力，以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜。
进一步地，基于下式控制气体驻室内的气体压力：
其中，P0表示气体驻室内的气体总压，k表示压比系数，P∞表示飞行器当地环境压力，dp和ε分别表示梯度孔隙结构材料的颗粒直径和孔隙率，μf表示气体粘性系数，u表示气流表观速度，h表示梯度孔隙结构材料的厚度，ρ表示气体密度。
进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径在微米量级，并由内至外按梯度均匀增大。
进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径增大梯度为：沿壁面法向方向按法向尺度的0.01倍速率增加。
进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局方向与壁面法向方向呈夹角设置。
进一步地，所述孔隙整体布局方向与壁面法向方向之间的夹角在45°～75°范围内。
进一步地，还包括以下内容：
测量飞行器壁面的冷却气膜厚度，并根据气膜厚度检测结果调节气体驻室内的气体压力，从而控制冷却气膜的厚度大小。
进一步地，所述测量飞行器壁面的冷却气膜厚度的过程具体为：
在飞行器壁面布置若干个压力传感器，采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息；
基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息；
获取所述特征扰动波的特征信息与当地边界层厚度之间的关联关系；
分别获取飞行器壁面渗透出冷却气膜前后的边界层中所述特征扰动波的特征信息，并基于所述特征信息和所述关联关系得到冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度，以及，基于冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到冷却气膜的厚度。
进一步地，若干个压力传感器在飞行器壁面各个母线方向采用交错布局的方式设置。
进一步地，所述基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息的过程具体为：
选定用于进行带通滤波的滤波频段，此滤波频段的中心频率作为特征扰动波的频率；
基于滤波频段和时序压力信号的功率谱密度分布对时序压力信号进行带通滤波，获取处于滤波频段的时序压力信号作为特征扰动波信号；
基于互相关算法计算特征扰动波信号途径各个测点时的时间间隔；
根据时间间隔和测点间的空间位置，测算扰动波传播方向；
基于时间间隔和扰动波传播方向，以及测点间的空间间隔获得特征扰动波的传播速度；
基于特征扰动波的频率和传播速度计算得到扰动波的波长。
本发明具有以下效果：
本发明的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，通过在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室，在向气体驻室内注入气流后，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜，通过对梯度孔隙结构材料的孔隙参数进行优化设计和控制气体驻室内的气体压力，可以在飞行器壁面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该微纳尺度气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动，同时，整个孔隙材料表面都渗透出微纳尺度气膜，可以对飞行器壁面进行有效包裹，覆盖面积大，并且，由于微纳尺度气膜速度小、流量小，所需工质更小，从而可以对飞行器壁面实现大面积区域、长时间的降热减阻，具有更大的工程应用价值和应用前景。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法的流程示意图。
图2是本发明优选实施例中在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料的示意图。
图3是本发明另一实施例的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法的流程示意图。
图4是图3中步骤S4的子流程示意图。
图5是本发明另一实施例中在飞行器壁面布置压力传感器的示意图。
图6是图4中步骤S41的子流程示意图。
图7是图4中步骤S42的子流程示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图1所示，本发明的优选实施例提供一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，包括以下内容：
步骤S1：在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室；
步骤S2：向气体驻室内注入气流，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜；
步骤S3：通过优化设计梯度孔隙结构材料的孔隙参数和控制气体驻室内的气体压力，以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜。
可以理解，本实施例的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，通过在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室，在向气体驻室内注入气流后，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜，通过对梯度孔隙结构材料的孔隙参数进行优化设计和控制气体驻室内的气体压力，可以在飞行器壁面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该微纳尺度气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动，同时，整个孔隙材料表面都渗透出微纳尺度气膜，可以对飞行器壁面进行有效包裹，覆盖面积大，并且，由于微纳尺度气膜速度小、流量小，所需工质更小，从而可以对飞行器壁面实现大面积区域、长时间的降热减阻，具有更大的工程应用价值和应用前景。
可以理解，在所述步骤S1和步骤S2中，如图2所示，在飞行器上待冷却的局部部件上游安装梯度孔隙结构材料，例如在飞行器成像窗口上游安装梯度孔隙结构材料，并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室。另外，还设置有微型气源，通过微型气源向气体驻室内注入气流，当然，在本发明的其它实施例中，也可以利用飞行器上的现有气源向气体驻室注入气流。所述梯度孔隙结构材料具有特定孔隙结构分布，通过梯度孔隙结构材料内部的孔隙形成内部气流流道，气流在注入气体驻室后流经梯度孔隙结构材料的内部气流流动后在飞行器壁面产生冷却气膜，从而起到降热减阻的效果。
可以理解，在所述步骤S3中，如何保证产生的冷却气膜在微纳尺度量级以及控制气膜厚度主要在于两点，分别是梯度孔隙结构材料的孔隙参数和气体驻室内的气体压力，其中，孔隙参数主要影响气膜的注入速度，气体压力主要调控气流注入率。因此，通过对梯度孔隙结构材料的孔隙参数进行优化设计，并对气体驻室内的气体压力进行调控，从而可以在飞行器表面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该微纳尺度气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动。
具体地，梯度孔隙结构材料的孔隙参数设计的主要目标是减小气膜注入速度，即垂直于飞行器壁面的法向速度υn，而υn＝u·sinθ，其中，u表示气流表观速度，θ表示气流表观速度与壁面切平面之间的夹角。因此，如果需要减小气流的法向速度υn，则可以通过减小气流表观速度u和夹角θ来实现。其中，对于气流表观速度u，将梯度孔隙结构材料内的微通道流动简化为一维变截面流动，可以得到流动满足：其中，ρ表示气体密度，v表示气体速度，φ表示梯度孔隙结构材料内的孔隙直径。由于本发明中的气流流动为极低速孔隙流动，不考虑气体压缩性，即认为气体密度ρ不变。因此，根据上式可以得出，气体速度变化dv与孔隙直径变化dφ的符号需相反，若要达到速度减小的目的，即dv为负，则dφ应当为正，则梯度孔隙结构材料内部需要一个逐渐扩张的流动，即梯度孔隙结构材料的孔隙直径逐渐增大。因此，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径在微米量级，并由内至外按梯度均匀增大。作为优选的，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径增大梯度为：沿壁面法向方向按法向尺度的0.01倍速率增加，即沿壁面法向方向，随着材料厚度增加1mm，孔隙直径对应增加0.01mm，即增加10μm。例如，对于5mm厚度的梯度孔隙结构材料，厚度每增加1mm，则孔隙直径对应增加10μm，则所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径由内至外从10μm逐渐增大至60μm。当然，在本发明的其它实施例中，如果气膜需要达到纳米量级，则对应的孔隙直径也需要设计为纳米量级，例如，梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径由内至外按梯度从10nm均匀增大至60nm。而对于夹角θ，理论上夹角越小越好，可以使得法向速度υn尽可能小，但是夹角越小会导致材料在壁面法向方向的力学性能变差，特别是拉压强度大大降低。因此，为了让气膜出口速度沿着壁面法向方向的分量尽可能小，不会对壁面边界层流动带来额外的扰动，导致边界层转捩而明显增厚，同时也考虑了材料的力学性能，保证材料在法向方向上具备一定的抗压强度，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局需要具有一定的方向性，即所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局方向与壁面法向方向呈夹角设置。作为优选的，所述孔隙整体布局方向与壁面法向方向之间的夹角在45°～75°范围内。
另外，气体驻室内的气体压力控制的目标是调控气流注入率，气流在注入气体驻室后，气体流经梯度孔隙结构材料会产生压降ΔP，而梯度孔隙结构材料的表面压力需要尽量与飞行器当地环境压力P∞满足一定压比，即气体驻室内的气体总压P0＝k(P∞+△P)，其中，k表示压比系数，一般取值在1.05～1.1之间，具体取值需要结合材料和环境压力定性标定。而压降ΔP代表的是气体流经梯度孔隙结构材料的压力损失，具体的压力损失计算公式为：
其中，μf表示气体粘性系数，K表示渗透率，F表示惯性系数，ρ表示气体密度，h表示梯度孔隙结构材料的厚度，u表示气流表观速度。气体表观速度u可以通过流量计测得的流量除以梯度孔隙结构材料的横截面积得到，而渗透率/>惯性系数dp和ε分别表示梯度孔隙结构材料的颗粒直径和孔隙率，可实现通过实验测量得到。
因此，基于下式控制气体驻室内的气体压力：
可以理解，本发明的驻室压力计算算法，在基于达西定律的基础上，融合了流动粘性和流动惯性对流阻的影响，提出了一种全新的驻室压力计算算法，可以准确地调控气流注入率。
可选地，如图3所示，在本发明的另一实施例中，所述飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法还包括以下内容：
步骤S4：测量飞行器壁面的冷却气膜厚度，并根据气膜厚度检测结果调节气体驻室内的气体压力，从而控制冷却气膜的厚度大小。
可以理解，通过测量飞行器表面的冷却气膜厚度，从而便于根据气膜厚度检测结果优化梯度孔隙结构材料的孔隙参数(包括孔隙直径和孔隙倾角)和/或驻室压力，从而实现微纳尺度气膜的反馈调节，有利于精准控制微纳尺度冷却气膜的厚度。
具体地，如图4所示，所述步骤S4中测量飞行器壁面的冷却气膜厚度的过程具体为：
步骤S41：在飞行器壁面布置若干个压力传感器，采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息；
步骤S42：基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息；
步骤S43：获取所述特征扰动波的特征信息与当地边界层厚度之间的关联关系；
步骤S44：分别获取飞行器壁面渗透出冷却气膜前后的边界层中所述特征扰动波的特征信息，并基于所述特征信息和所述关联关系得到冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度，以及，基于冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到冷却气膜的厚度。
可以理解，对于薄膜厚度的测量，目前可以根据测量方式的不同，大体分为接触式和非接触式两类。其中，接触式测量通常采用膜厚仪进行，它是利用从测头经过非铁磁覆层而流入铁磁基体的磁通的大小，来测定覆层厚度。这种接触式方法一般可应用来精确测量钢铁表面的油漆层，瓷、搪瓷防护层，塑料、橡胶覆层，包括镍铬在内的各种有色金属电镀层，以及化工石油待业的各种防腐涂层。而对于非接触式测量，典型的例子是采用光学干涉方法进行气膜厚度的测量，光线穿过气膜，分别在气膜的上表面和下表面发生反射，两种反射光线会产生干涉现象，而干涉光的光强会随着气膜厚度的改变而改变，通过干涉光光强的测量，从而可以得到气膜的厚度信息。但是，这两种测量方式都无法在风洞实验中用于对高速飞行器壁面微纳尺度气膜的厚度进行测量，主要是因为以下原因：传统接触式膜厚测量仪器无法对气体薄膜的厚度开展测量，特别是当气膜厚度小到微纳尺度的时候，气膜对磁通等物理量的改变很小，很难进行有效测量。另外，基于以光学干涉法为代表的非接触式测量也无法实现，因为在风洞实验时，飞行器通常是缩比模型，实验模型内部空间狭小，通常无法安装相应的光学仪器设备，而若安装在外部则又会对风洞流场产生额外的影响，导致风洞流场不能和飞行器真实飞行环境相匹配，从而导致无法获得准确的测量结果。
而在本发明中，通过在飞行器壁面安装压力传感器，从而测量飞行器壁面边界层中的压力脉动信息，然后将压力脉动信息转化为与当地边界层厚度相关的信息。再通过将微纳尺度气膜覆盖条件下的信号与无气膜覆盖的信号进行对比，从而就可以定量计算得到微纳尺度气膜的厚度信息，有效实现非接触式测量，并且不会对风洞流场带来额外的干扰，有效保证了测量的准确度。本发明能够实现高速，特别是高超声速风洞流场中，飞行器壁面微纳尺度气体薄膜厚度的精确测量，可为进一步控制气膜厚度和调控飞行器壁面边界层流动稳定性与转捩提供关键数据支撑。
可以理解，在所述步骤S41中，若干个压力传感器在飞行器壁面各个母线方向采用交错布局的方式设置，例如，如图5所示，采用三个压力传感器以三角形测点布置的方式依次设置，其中一个压力传感器位于上游，另外两个压力传感器位于该传感器两侧靠下游的位置，三个压力传感器之间间距相同，传感器之间间距取扰动波波长的4～6倍。又如，沿飞行器的轴向方向，相邻压力传感器分别在飞行器壁面的不同母线上设置，以实现压力传感器的错位设置，其中，相邻压力传感器的错位间隔是相同的，也可以是不同的；又如，沿飞行器的轴向方向，压力传感器沿螺旋前进方式或波浪形式前进方式在飞行器壁面的不同母线上设置，以实现压力传感器的错位设置，其中，相邻压力传感器的错位间隔是相同的。本发明通过对压力传感器的布置方式进行了优化，有效消除了扰动波传播方向不定所带来的测量误差，极大地提高了本发明的测量准确性。尤其是，通过所获取的扰动波传播方向使其传播速度的计算更加精确，使得本发明更加适用于扰动波传播方向未知的更加复杂的应用环境。其中，所述压力传感器优选采用高频响压力传感器，高频响压力传感器与测点的位置一一对应的设置，其采用与壁面平齐的方式安装，并沿气流流动方向布置。
另外，如图6所示，在所述步骤S41中，所述采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息的过程包括以下内容：
步骤S411：采集飞行器壁面各个测点的时序压力信号，并对得到的时序压力信号进行傅里叶变换，获得时序压力信号的功率谱密度分布。其中，测点在飞行器壁面上沿气流流动方向间隔的设置有多个，且第i个测点和第j个测点之间的间隔为Δsij。对于第i个测点测量得到的时序压力信号标记为Pi(t)，进而，基于所获得的时序压力信号Pi(t)进行傅里叶变换(FFT)运算，得到该时序压力信号Pi(t)的功率谱密度分布PSDi(f)，即信号能量随频域的分布情况；其中，压力传感器在各个母线方向采用交错布局的方式使得各个测点空间坐标为(xi，yi)。
步骤S412：基于各个时序压力信号的功率谱密度分布进行频谱分析获得扰动波频域分布信息。
可以理解，在所述步骤S42中，特征扰动波的特征信息包括：所述特征扰动波的传播方向、传播速度、频率和波长。如图7所示，所述基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息的过程具体为：
步骤S421：选定用于进行带通滤波的滤波频段，此滤波频段的中心频率作为特征扰动波的频率。在本实施方式中，选择的滤波频段为[f1，f2]，该滤波频段用于筛选在其范围内出现能量峰值的信号，即该滤波频段作为扰动波的频段分布范围，其中，取该频率分布范围的中心频率fc＝(f1+f2)/2作为特征扰动波的频率。
步骤S422：基于滤波频段和时序压力信号的功率谱密度分布对时序压力信号进行带通滤波，获取处于滤波频段的时序压力信号作为特征扰动波信号。在本实施方式中，以选定的滤波频段作为通带，对所有测点得到的时序压力信号Pi(t)进行带通滤波，从而得到处理之后的时序压力信号Pi′(t)，即特征扰动波信号。
步骤S423：基于互相关算法计算特征扰动波信号途径各个测点时的时间间隔。在本实施方式中，对于第i个测点和第j个测点，基于互相关算法计算特征扰动波信号传播经过两个测点时所用的时间间隔ΔT。具体方法可以通过下式进行计算：
对于在不同测点位置上测量得到的特征扰动波信号：P′i(t)和P′j(t)，可以算出任一时间间隔Δt所对应的互相关系数Coeij(Δt)，其表示为：
其中，△t表示时间间隔，即为扰动波途径两个传感器时的延时。
进一步的，依次算出某个时间范围内所不同时间间隔对应的互相关系数值Coeij(Δt)，则其中所获得的最大相关系数Coeij-max(Δt)所对应的时间差Δt即为扰动波传播经过两个测点时所用的时间间隔ΔTij，即当Coeij(Δt)最大时Δt＝ΔTij。
步骤S424：根据时间间隔和测点间的空间位置，测算扰动波传播方向。例如，如图5中的测点1、2、3对应的传感器为例，采用下式可以解算出扰动波的传播方向：
步骤S425：基于时间间隔和扰动波传播方向，以及测点间的空间间隔获得特征扰动波的传播速度。在本实施方式中，基于下式可以计算得到扰动波信号在测点之间传播的速度为：v扰＝Δsij/Δt，
步骤S426：基于特征扰动波的频率和传播速度计算得到扰动波的波长。基于步骤S421中得到的特征扰动波频率fc＝(f1+f2)/2，在特征频率和传播速度都已知的条件下，可以进一步求出扰动波信号的波长：λ＝v/fc。
可以理解，本发明的特征扰动波计算算法进行了优化改进，充分考虑了扰动波的传播方向，使得到的扰动波的速度信息更加准确，因此测量得到的气膜厚度结果也更加准确。
可以理解，飞行器壁面特征扰动波的特征信号，特别是波长λ与当地边界层厚度δ密切相关，进而，步骤S43中，获取特征信息与当地边界层厚度相关的关联关系的步骤中，基于扰动波信号的具体种类获取关联关系，其中，关联关系表示为：δ＝f(λ)，δ表示当地边界层厚度，λ表示扰动波信号的特征信息，即特征扰动波信号的波长。在本实施方式中，需要根据特征扰动波的具体种类进行判别后，以获得相应的关联关系，例如，对于高超声速边界层中最常见的Mack模态扰动波：第二模态扰动波，几乎可以近似认为扰动波的波长与边界层厚度之间为二倍关系，即δ＝0.5λ。
可以理解，在所述步骤S44中，基于前述步骤，可以分别测量得到在渗透出微纳尺度气膜前后，边界层内扰动波信号的波长λ1和λ2，进一步通过前述的关联关系可分别获得渗透出微纳尺度气膜前后的边界层厚度δ1和δ2。由于微纳尺度气膜覆盖在飞行器壁面表面，导致飞行器壁面边界层的厚度发生变化，因此，在步骤S44中，基于微纳尺度气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到微纳尺度气膜的厚度的步骤中，微纳尺度气膜的厚度可表示为：h气膜＝δ2-δ1，δ1表示微纳尺度气膜喷出前的当地边界层厚度，δ2表示微纳尺度气膜喷出后的当地边界层厚度。
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 (6)

1.一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，包括以下内容：
在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室；所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径在微米量级，并由内至外按梯度均匀增大，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局方向与壁面法向方向之间的夹角在45°～75°范围内；
向气体驻室内注入气流，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜；
通过优化设计梯度孔隙结构材料的孔隙参数和控制气体驻室内的气体压力，以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜，其中，基于下式控制气体驻室内的气体压力：
其中，P0表示气体驻室内的气体总压，k表示压比系数，P∞表示飞行器当地环境压力，dp和ε分别表示梯度孔隙结构材料的颗粒直径和孔隙率，μf表示气体粘性系数，u表示气流表观速度，h表示梯度孔隙结构材料的厚度，ρ表示气体密度。
2.如权利要求1所述的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径增大梯度为：沿壁面法向方向按法向尺度的0.01倍速率增加。
3.如权利要求1所述的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，还包括以下内容：
测量飞行器壁面的冷却气膜厚度，并根据气膜厚度检测结果调节气体驻室内的气体压力，从而控制冷却气膜的厚度大小。
4.如权利要求3所述的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，所述测量飞行器壁面的冷却气膜厚度的过程具体为：
在飞行器壁面布置若干个压力传感器，采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息；
基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息；
获取所述特征扰动波的特征信息与当地边界层厚度之间的关联关系；
分别获取飞行器壁面渗透出冷却气膜前后的边界层中所述特征扰动波的特征信息，并基于所述特征信息和所述关联关系得到冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度，以及，基于冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到冷却气膜的厚度。
5.如权利要求4所述的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，若干个压力传感器在飞行器壁面各个母线方向采用交错布局的方式设置。
6.如权利要求4所述的飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，其特征在于，所述基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息的过程具体为：
选定用于进行带通滤波的滤波频段，此滤波频段的中心频率作为特征扰动波的频率；
基于滤波频段和时序压力信号的功率谱密度分布对时序压力信号进行带通滤波，获取处于滤波频段的时序压力信号作为特征扰动波信号；
基于互相关算法计算特征扰动波信号途径各个测点时的时间间隔；
根据时间间隔和测点间的空间位置，测算扰动波传播方向；
基于时间间隔和扰动波传播方向，以及测点间的空间间隔获得特征扰动波的传播速度；
基于特征扰动波的频率和传播速度计算得到扰动波的波长。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10244199A1 (de) * 2002-09-23 2004-04-01 Alstom (Switzerland) Ltd. Einbringung eines Sekundärfluids in eine transsonische Primärströmung
CN204663588U (zh) * 2015-05-08 2015-09-23 中航商用航空发动机有限责任公司 一种凹槽气膜孔结构及燃气轮机
CN105366029A (zh) * 2015-12-14 2016-03-02 北京航空航天大学 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法
DE102018108729A1 (de) * 2018-04-12 2019-10-17 Karlsruher Institut für Technologie Strömungsleitfläche, strömungsführende Komponente einer Verbrennungskraftmaschine sowie eine Turbinenschaufel
CN115384759A (zh) * 2022-09-30 2022-11-25 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速飞行器降热减阻方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6536201B2 (en) * 2000-12-11 2003-03-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor turbine successive dual cooling

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10244199A1 (de) * 2002-09-23 2004-04-01 Alstom (Switzerland) Ltd. Einbringung eines Sekundärfluids in eine transsonische Primärströmung
CN204663588U (zh) * 2015-05-08 2015-09-23 中航商用航空发动机有限责任公司 一种凹槽气膜孔结构及燃气轮机
CN105366029A (zh) * 2015-12-14 2016-03-02 北京航空航天大学 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法
DE102018108729A1 (de) * 2018-04-12 2019-10-17 Karlsruher Institut für Technologie Strömungsleitfläche, strömungsführende Komponente einer Verbrennungskraftmaschine sowie eine Turbinenschaufel
CN115384759A (zh) * 2022-09-30 2022-11-25 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速飞行器降热减阻方法

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