[發明專利]一種超高速湍流邊界層減阻控制方法

有效

• 申請號: 202011393831.1
• 申請日: 2020-12-03
• 公開（公告）號: CN112395694B
• 公開（公告）日: 2023-05-02
• 發明（設計）人: 羅振兵;劉強;鄧雄;王林;周巖;程盼;彭文強
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/08;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

1.一種超高速湍流邊界層減阻控制方法，其特征在于，所述方法包括：

在超高速飛行器形成湍流邊界層的壁面局部沿流向方向設置陣列式條紋孔，在超高速飛行器超高速飛行時，通過設置在超高速飛行器表面的壁面吹熱氣裝置由條紋孔向壁面上吹熱氣，對所述超高速飛行器的湍流邊界層進行減阻控制；其中，超高速飛行時流體相對于飛行器的來流馬赫數大于等于5；所述條紋孔的流向長度根據飛行器的湍流區長度決定，展向寬度為50個邊界層壁面尺度，與湍流邊界層近壁區高低速條帶之間的間距相等，相鄰條紋孔之間的間距為50個邊界層壁面尺度，吹熱氣控制中熱氣的速度為來流速度的0.1％；吹熱氣控制中熱氣溫度為壁溫的1.01倍。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，在超高速飛行器形成湍流邊界層的壁面局部沿流向方向設置陣列式條紋孔，在超高速飛行器超高速飛行時，通過設置在超高速飛行器表面的壁面吹熱氣裝置由所述條紋孔向壁面上吹熱氣，對所述超高速飛行器的湍流邊界層進行減阻控制，包括：

在超高速飛行器形成湍流邊界層的壁面局部沿流向方向設置陣列式等間距條紋孔，在超高速飛行器超高速飛行時，通過設置在超高速飛行器表面的壁面吹熱氣裝置由所述等間距條紋孔向壁面上吹熱氣，對所述超高速飛行器的湍流邊界層進行減阻控制。

3.一種超高速湍流邊界層減阻控制仿真方法，其特征在于，所述方法包括：

構建超高速邊界層流體的數值仿真模型，在所述數值仿真模型中設置所述超高速邊界層流體的壁面的來流條件并形成超高速來流；其中，所述超高速來流的來流馬赫數大于等于5；

通過隨機壁面吹吸擾動的方式在所述來流上誘導轉捩的發生，生成超高速湍流邊界層；

在所述壁面上沿流向方向設置多個等間距條紋孔，通過所述等間距條紋孔向所述壁面施加吹熱氣控制，對所述超高速湍流邊界層進行減阻；所述條紋孔的流向長度根據飛行器的湍流區長度決定，展向寬度為50個邊界層壁面尺度，與湍流邊界層近壁區高低速條帶之間的間距相等，相鄰條紋孔之間的間距為50個邊界層壁面尺度；吹熱氣控制中熱氣的速度為來流速度的0.1％；吹熱氣控制中熱氣溫度為壁溫的1.01倍；

在所述超高速邊界層流體的數值仿真模型上設置計算域范圍和網格信息；

根據所述計算域范圍和所述網格信息對所述超高速邊界層流體的數值仿真模型進行仿真計算。

4.根據權利要求3所述的方法，其特征在于，所述構建超高速邊界層流體的數值仿真模型，在所述數值仿真模型中設置所述超高速邊界層流體的壁面的來流條件并形成超高速來流，包括：

構建超高速邊界層流體的數值仿真模型，在所述數值仿真模型中設置所述超高速邊界層流體的壁面的來流條件為：

Ma＝6；

T_∞＝54.9K

T_w＝405.9K

δ_in＝1.73mm

Re/mm＝20000

Re_θin＝1810.8

其中，Ma表示來流馬赫數；T_∞表示靜溫；T_w表示壁溫；δ_in表示入口處邊界層厚度；Re/mm表示單位毫米雷諾數；Re_θin表示入口邊界層動量雷諾數；K表示溫度單位開爾文；mm表示長度單位毫米。

5.根據權利要求4所述的方法，其特征在于，在所述超高速邊界層流體的數值仿真模型上設置計算域范圍和網格信息，包括：

在所述超高速邊界層流體的數值仿真模型上設置計算域范圍和網格信息為：

Lx×Ly×Lz＝1310mm×36mm×30mm

Nx×Ny×Nz＝4482×155×256

Δx⁺×Δy⁺×Δz⁺＝6.3×0.47×3.7

其中，Lx,Ly,Lz表示x,y,z方向上的計算域范圍；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上對應的網格點數；Δx⁺,Δy⁺,Δz⁺分別表示在湍流邊界層充分發展段的網格進行加密時的流向間距、法向方向第一層網格和展向間距。