[發(fā)明專利]一種超高速湍流邊界層減阻控制方法

有效

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• 申請日: 2020-12-03
• 公開（公告）號: CN112395694B
• 公開（公告）日: 2023-05-02
• 發(fā)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(quán)）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(chǎn)權(quán)代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

本申請涉及一種超高速湍流邊界層減阻控制方法、仿真方法、仿真裝置、計算機設備和存儲介質(zhì)。超高速湍流邊界層減阻控制方法包括：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，對超高速飛行器的湍流邊界層進行減阻控制。所述仿真方法包括：構(gòu)建超高速邊界層流體的數(shù)值仿真模型，設置來流條件并誘導轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，生成超高速湍流邊界層；通過等間距條紋孔向所述壁面施加吹熱氣控制；根據(jù)設置的網(wǎng)格信息對數(shù)值仿真模型進行仿真計算，分析了基于速度?溫度耦合的超高速湍流邊界層減阻控制方法的有效性和優(yōu)越性。

技術(shù)領域

本申請涉及減阻技術(shù)領域，特別是涉及一種超高速湍流邊界層減阻控制方法、仿真方法、仿真裝置、計算機設備和存儲介質(zhì)。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器技術(shù)是21世紀航空航天技術(shù)領域新的制高點，也是國家重大戰(zhàn)略需求之一。高超聲速飛行器可以在臨近空間大范圍高速機動，能夠繞開導彈防御系統(tǒng)的攔截，對全球范圍內(nèi)的重要目標實施遠程快速打擊。

經(jīng)過幾十年的發(fā)展，高超聲速技術(shù)已經(jīng)取得重大突破，但當前依然存在眾多關(guān)鍵待解問題，湍流減阻即是其亟需破解的難題之一。湍流狀態(tài)的高超聲速摩擦阻力是層流的3～5倍，而高超聲速飛行器在飛行過程中其壁面邊界層或自然轉(zhuǎn)捩、或強制轉(zhuǎn)捩至湍流流動，湍流阻力約占高超聲速飛行器總阻力的30％。為了維持高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)長時間的高超聲速飛行，高升阻比要求和嚴酷的氣動熱環(huán)境使得高超聲速飛行器設計面臨著嚴峻的挑戰(zhàn)。單純從氣動設計尋求升阻比的優(yōu)化必然導致飛行器其它作戰(zhàn)效能的損失和對熱防護系統(tǒng)過分苛刻的要求，探索高超聲速飛行器湍流減阻新方法，已經(jīng)成為高超聲速飛行器發(fā)展的必然需求。

國內(nèi)外對湍流減阻控制開展了大量的研究，尤其是對各種流動控制技術(shù)對湍流邊界層的作用機理和控制規(guī)律進行了非常多的探索。基于能量消耗和控制環(huán)路方式，流動控制技術(shù)可以分為被動控制和主動控制。在湍流邊界層的減阻控制研究中，常見的被動控制手段包括溝槽、波紋壁、高分子聚合物等，常見的主動流動控制手段有壁面反向控制、壁面吸吹氣控制、壓電陶瓷振動片(PZT)、介質(zhì)阻擋放電(DBD)等。

當前針對湍流邊界層減阻的研究，主要集中于低雷諾數(shù)、低速流動中，但是在超聲速/高超聲速流動中湍流摩阻的研究還十分有限。

發(fā)明內(nèi)容

基于此，有必要針對上述技術(shù)問題，提供一種能夠大幅減小超高速湍流邊界層壁面摩阻的超高速湍流邊界層減阻控制方法、仿真方法和仿真裝置、計算機設備和存儲介質(zhì)。

一種超高速湍流邊界層減阻控制方法，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。

在其中一個實施例中，還包括：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。

一種超高速湍流邊界層減阻控制仿真方法，所述方法包括：

構(gòu)建超高速邊界層流體的數(shù)值仿真模型，在所述數(shù)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；

通過隨機壁面吹吸擾動的方式在所述來流上誘導轉(zhuǎn)捩的發(fā)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；

在所述超高速邊界層流體的數(shù)值仿真模型上設置計算域范圍和網(wǎng)格信息；