[发明专利]控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种在高超声速飞行器技术领域中，控制激波与附面层干扰流动分离的装置，具体是一种分流式、带有复合涡流发生器的控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置。

背景技术

高超声速飞行器是实现军事快速打击、快速反应的战略装备之一，近年来颇受国内外研究人员的关注。激波与附面层干扰广泛存在于高超声飞行器的内流和外流中，当飞行器在高马赫数飞行时，强激波与附面层干扰常常导致附面层的大尺度流动分离，伴随产生较强的附加阻力与总压损失，同时激波后的湍流强度和导热系数剧增，并具有低频振荡特性，诱发的动态气动力/热载荷可能导致飞行器的结构破坏或热防护系统的实效。由此可见，高马赫数下的激波/附面层干扰引发的流动分离现象是高超声速飞行器的安全隐患，是影响飞行器整体及其关键部件安全性的重要因素，并给飞行器的材料选择、结构装配和热防护设计带来困难和挑战。

涡流发生器是一种延缓或抑制激波/附面层干扰流动分离的被控控制方法，但在高马赫数下（4<M<10），由于激波强度的增加，传统的涡流发生器难以发挥很好的控制效果，其主要原因是传统涡流发生器产生的涡扰动难以克服强激波导致的逆压梯度。因此提出一种简单可靠、易实现的控制高马赫数条件下的激波/附面层干扰流动分离的装置与方法是亟待解决的问题。

经过对现有技术的检索发现，中国专利文献号CN201210319468，公开日2013-01-09，记载了一种用于使流体流过表面期间的流动分离衰减的涡流发生器，所述涡流发生器被构造成用于邻近表面产生至少两个涡旋。但该技术与本发明相比的缺陷在于：不适用于高超声速流体，其涡流发生器的结构可产生较强的激波阻力；不能加强涡流发生器后缘的剪切层混合，难以较好的控制激波与附面层干扰的流动分析现象。

中国专利文献号CN201110322560，公开日2012-05-16，记载了一种包含涡流发生器的风力涡轮机叶片，所述涡流发生器的构造和布置为对所述叶片的空气动力特性有贡献，所述涡流发生器包括平台和延伸部，平台固定在所述凹陷中。但在高马赫数条件下，该涡流发生器不能产生较好的涡扰动，不能起到控制激波流动分离的作用。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置，能够控制高超音速激波/附面层干扰导致的流动分离，实现马赫数在4～10条件下的分离流动控制，具有结构简单、性能稳定等特点。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明包括：基部分流楔与尾缘微型涡流发生器，其中：基部分流楔为后仰楔形结构，设置于激波与附面层干扰区的前端，其尾缘与激波入射点的距离小于等于3个附面层的厚度，尾缘微型涡流发生器设置于基部分流楔尾缘的上表面。

所述的基部分流楔的前、后缘高度H₂、H₁以及宽度D和长度L分别满足的条件为：

0≤H₂≤H₁≤δ；2H₁≤D≤5H₁；4H₁≤L≤10H₁；其中：δ为来流附面层的厚度。

所述的尾缘微型涡流发生器采用一个涡流发生单元或多个涡流发生单元排列构成，其中：每个涡流发生单元的水平最大高度h和轴向最大长度l满足：0≤h≤0.3H₁；0≤l≤0.5H₁；并可根据具体尾缘涡流发生器不同结构进行调节。

所述的尾缘涡流发生单元的形状采用但不限于圆柱形、锯齿形、后仰型楔形、前倾型楔形结构。

所述的尾缘涡流发生单元的排列形式采用中心轴对称的方式，进一步优选为轴向垂直的单排多个方式、双排对齐方式、双排交错等排列方式。

技术效果

相对于传统的涡流发生器，本发明涉及的分流式、复合涡流发生器的技术效果包括：

1）由于分流效应，在基部分流楔的侧缘形成非稳态涡旋结构，可周期性的与激波/附面层干扰引发的分离涡发生相互作用，卷走干扰区附近的低能流体，增大激波/附面层干扰区的抗逆压强度；

2）由于尾缘涡流发生器的作用，来流经过分流楔的尾缘后，形成三维、强混合的湍流剪切层，湍流剪切层起到很好的“缓解带”作用，用于减弱激波直接入射到壁面上的强逆压梯度，同时分流楔尾缘形成的膨胀波系，有利于加速湍流剪切层，克服激波前后的动量差。

相对于传统的涡流发生器，本发明具有三种优点：