CN116680817B - 一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构，所述微槽道开设在高超声速飞行器上并连通高超声速飞行器的迎风面和背风面，所述优化方法包括：通过在所述微槽道朝向背风面的一侧吸气，来优化微槽道抑制第二模态波。本发明在微槽道朝向背风面的一侧吸气，通过控制吸气流量来修正基本流，尽可能使不同来流工况下的“同步点”位置落于微槽道布置区域的中心，从而使得微槽道在原本不能生效的工况下仍能保持较好的效果。

Description

一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，具体而言，涉及一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构。

背景技术

边界层转捩会使高超声速飞行器壁面摩阻和热流显著增加，严重影响飞行器的气动力/热特性。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。

转捩是一个复杂的过程，具体是指流动从有序状态（层流）到无序状态（湍流）的过程。对于真实条件下高超速飞行器边界层的自然转捩过程，自由来流中的小扰动通过感受性机制在边界层内形成不稳定波，之后经过模态增长、非线性作用及破碎形成湍流。Mack将边界层中的不稳定波按照其频率高低命名为第一模态、第二模态等，当来流马赫数大于4时第二模态波最不稳定。因此，高超声速转捩控制技术大多聚焦于对第二模态波的控制。高超声速来流存在快声波与慢声波，一般情况下，快声波（相速度c=1+1/Ma，Ma为马赫数）会激发快模态、慢声波（相速度c=1-1/Ma，Ma为马赫数）会激发慢模态，快慢模态在向下游演化过程中，快模态相速度逐渐降低，慢模态相速度逐渐增加，最终会出现一个两者相速度相同的位置，这一位置被称为“同步点”，所对应的频率被称为“同步频率”。

微槽道是一种在高超声速边界层转捩控制中比较常见的一种结构。通过将微槽道布置于最不稳定扰动发展的区间，可以有效地抑制其发展，进而起到延迟转捩的作用。研究表明，微槽道的控制效果与“同步点”息息相关，一般认为微槽道在同步点之前对转捩起促进作用，位于同步点对转捩起抑制作用。然而一旦确定了安装位置，微槽道对于低于“同步频率”的来流扰动会起到明显的促进作用，这无疑会给工程使用带来一定的不便。简而言之，现有的微槽道控制手段对于来流中频率在“同步频率”附近的扰动可以起到较好的控制效果。然而，飞行器在航行过程中，来流条件往往变化很大，其中会诱导转捩的最不稳定波的频率往往是变化的，此时微槽道就不能起到很好的抑制效果，甚至会产生促进效果。

发明内容

本发明旨在提供一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法及优化结构，以解决上述现有的微槽道控制手段存在的问题。

本发明提供的一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法中，所述微槽道开设在高超声速飞行器上并连通高超声速飞行器的迎风面和背风面，所述优化方法包括：

通过在所述微槽道朝向背风面的一侧吸气，来优化微槽道抑制第二模态波。

本发明还提供一种表面微槽道抑制第二模态波的优化结构，所述表面微槽道抑制第二模态波的优化结构用于上述的表面微槽道抑制第二模态波的优化方法，所述优化结构包括：

吸气装置；

所述吸气装置的吸气口设置在所述微槽道朝向背风面的一侧。

进一步的，所述吸气装置的吸气口设置在所述微槽道朝向背风面的一侧的正下方。

进一步的，所述吸气装置的吸气口处设置有与吸气口匹配的密封层；所述密封层覆盖微槽道；所述微槽道与吸气口和密封层之间设置有网状介质。

进一步的，所述吸气装置的吸气口与微槽道之间的距离为0~15mm。

进一步的，所述吸气装置包括吸气泵和吸气管；所述吸气管的一端连接吸气泵，另一端作为吸气口。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明在微槽道朝向背风面的一侧吸气，通过控制吸气流量来修正基本流，尽可能使不同来流工况下的“同步点”位置落于微槽道布置区域的中心，从而使得微槽道在原本不能生效的工况下仍能保持较好的效果。

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为本发明实施例中表面微槽道抑制第二模态波的优化方法和优化结构的原理图。

图2为本发明实施例中吸气装置的布置示意图。

图3为本发明实施例中未施加控制手段、施加微槽道以及施加微槽道和吸气装置时的平板模型工况在同步频率的控制效果对比图。

图4为本发明实施例中未施加控制手段、施加微槽道以及施加微槽道和吸气装置时的平板模型工况在非同步频率的控制效果对比图。

图3和图4中，纵坐标p′为压力脉动幅值，横坐标x为流向位置。

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-吸气装置、108-局部低压区、109-向背风面的流动。

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

现有的微槽道控制手段对于来流中频率在“同步频率”附近的扰动可以起到较好的控制效果。然而，飞行器在航行过程中，来流条件往往变化很大，其中会诱导转捩的最不稳定波的频率往往是变化的，此时微槽道就不能起到很好的抑制效果，甚至会产生促进效果。针对该问题，本实施例提出一种表面微槽道抑制第二模态波的优化方法，所述微槽道开设在高超声速飞行器上并连通高超声速飞行器的迎风面和背风面，所述优化方法包括：

通过在所述微槽道朝向背风面的一侧吸气，来优化微槽道抑制第二模态波。

由此，通过控制吸气流量来修正基本流，尽可能使不同来流工况下的“同步点”位置落于微槽道布置区域的中心，从而使得微槽道在原本不能生效的工况下仍能保持较好的效果。具体的工作流程包括：

S1，针对特定模型和工况，得到入口最不稳定的扰动频率，也即同步频率；

S2，计算得到该同步频率下的同步点位置，并将微槽道布置于同步点附近；

S3，当来流扰动中单频成分较强时（即同步频率占主导地位），直接使用微槽道来抑制第二模态波；

S4，当来流扰动复杂时（来流宽频域扰动），开启吸气装置，从而在所述微槽道朝向背风面的一侧吸气，以使得微槽道抑制第二模态波仍能保持较好的效果。

下面以采用平板模型的高超声速飞行器对所述表面微槽道抑制第二模态波的优化方法的原理进行说明，如图1所示，用于实现所述表面微槽道抑制第二模态波的优化方法的优化结构包括：

吸气装置107；

所述吸气装置107的吸气口设置在所述微槽道106朝向背风面105的一侧。

图1中，来流101在边界层103内产生小振幅不稳定波102，随着边界层的发展，小振幅不稳定波102变为大振幅不稳定波104，进而发生转捩现象。布置在平板模型上的微槽道106可以有效抑制不稳定波中的第二模态波频率范围内的小扰动的增长，但会使得其余扰动（往往是较低频率成分）的波被激发。通过吸气装置107的作用，使得平板模型的背风面105处的压力低上表面边界层103处，因此在背风面105布置吸气装置107可以产生局部低压区108，此时由于压差作用就会出现从上表面边界层103经微槽道106向背风面的流动109。这时，局部低压区108内的边界层厚度就会下降，进而实现对不稳定波的抑制，起到优化作用。

需要指出的是，该上述表面微槽道抑制第二模态波的优化结构中，吸气装置107可以实现为包括吸气泵和吸气管；所述吸气管的一端连接吸气泵，另一端作为吸气口。实际应用中可以通过控制吸气泵的输出功率来改变吸气强度，进而实现对控制效果的主动控制。事实上，吸气装置107的布置位置并没有严格的要求，根据实际需要可以安放在微槽道106区域的上游或下游，但考虑到能效比，一般优选吸气装置107的吸气口布置位置控制在所述吸气装置107的吸气口与微槽道106之间的距离为0~15mm。

如图2所示，给出一种优选的吸气装置107的布置方案，为了提高能效比，所述吸气装置107的吸气口设置在所述微槽道106朝向背风面的一侧的正下方。进一步的，所述吸气口处设置有与吸气口匹配的密封层201；所述密封层201覆盖微槽道106；所述微槽道106与吸气口和密封层201之间设置有网状介质202。由此，在密封层201的作用下，吸气装置107的吸气泵通过网状介质202将微槽道106上表面边界层103的气流吸走，形成从上表面边界层103经微槽道106向背风面的流动109。在这种情况下，随着吸气装置107输入功率的提升，抽吸作用越强，从上表面边界层103经微槽道106向背风面的流动109相对于主流的速度也就越强，这意味着其产生的控制作用越强。考虑到现实中输入往往是有限的，因此往往存在一个最优的吸气强度。

为了证明上述优化方法和优化结构可以有效的强化控制效果，下面采用直接数值模拟手段来进行验证，其中，P0代表未施加任何控制手段的平板模型工况，G0则是仅施加微槽道106控制的平板模型工况，G5是施加了微槽道106和吸气装置107并且吸气装置107处于小吸气量情况下的平板模型工况，G10是施加了微槽道106和吸气装置107并且吸气装置107处于大吸气情况下的平板模型工况。首先，通过稳定性分析得到平板模型工况下入口150kHz扰动（属于第二模态频率范围）的“同步点”在174mm，因此设计微槽道106的范围为164~184mm，此时如图3所示，可以明显观察到扰动的压力脉动幅值在经过控制区域后出现了明显的下降，即说明微槽道展现出了一定的抑制效果。当开启吸气装置107后，可以看出第二模态波幅值进一步下降，这表明此时控制效果比仅采用微槽道更好，随着吸气装置107功率的增加，压力脉动进一步下降，这说明其控制效果进一步得到优化。

为了证明上述优化方法和优化结构可以有效的拓宽适用范围，下面采用直接数值模拟手段来进行验证，其中验证工况设置与上面相同，此时来流的扰动为130kHz不稳定波（第二模态波范围），此时其“同步点”为225mm。微槽道106由于已经设计完毕，其位置不能更改，仍为164~184mm。采用数值模拟研究其对来流扰动的影响，如图4所示，可以观察到在仅施加微槽道106时扰动的压力脉动在槽道区域内被抑制，但离开微槽道106后迅速增长并很快超过平板情况，这说明此时微槽道106非但不能抑制转捩甚至会起到促进的作用；当施加吸气时，发现不稳定波不仅在槽道区域被抑制，在下游扰动幅值也出现了明显的下降，这说明吸气装置107的引入可以拓宽微槽道106的适用范围，所采用的优化方法能够使微槽道106突破“同步点”规律的限制。当吸气装置107的功率提升时，大吸气量G10情况下，下游200mm后的不稳定波压力脉动甚至出现了衰减趋势，这表明了对该不稳定波的抑制是全面的。

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 (2)

1.一种表面微槽道抑制第二模态波的优化结构，其特征在于，所述优化结构包括：

吸气装置；

所述吸气装置的吸气口设置在所述微槽道朝向背风面的一侧，以优化微槽道抑制第二模态波；

所述吸气装置的吸气口设置在所述微槽道朝向背风面的一侧的正下方；所述吸气装置的吸气口处设置有与吸气口匹配的密封层；所述密封层覆盖微槽道；所述微槽道与吸气口和密封层之间设置有网状介质；所述吸气装置的吸气口与微槽道之间的距离为0~15mm。

2.根据权利要求1所述的表面微槽道抑制第二模态波的优化结构，其特征在于，所述吸气装置包括吸气泵和吸气管；所述吸气管的一端连接吸气泵，另一端作为吸气口。