[发明专利]一种超高速湍流边界层减阻控制方法

权利要求书

1.一种超高速湍流边界层减阻控制方法，其特征在于，所述方法包括：

在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制；其中，超高速飞行时流体相对于飞行器的来流马赫数大于等于5；所述条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等，相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度，吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制，包括：

在超高速飞行器形成湍流边界层的壁面局部沿流向方向设置阵列式等间距条纹孔，在超高速飞行器超高速飞行时，通过设置在超高速飞行器表面的壁面吹热气装置由所述等间距条纹孔向壁面上吹热气，对所述超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。

3.一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，其特征在于，所述方法包括：

构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流；其中，所述超高速来流的来流马赫数大于等于5；

通过随机壁面吹吸扰动的方式在所述来流上诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；

在所述壁面上沿流向方向设置多个等间距条纹孔，通过所述等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制，对所述超高速湍流边界层进行减阻；所述条纹孔的流向长度根据飞行器的湍流区长度决定，展向宽度为50个边界层壁面尺度，与湍流边界层近壁区高低速条带之间的间距相等，相邻条纹孔之间的间距为50个边界层壁面尺度；吹热气控制中热气的速度为来流速度的0.1％；吹热气控制中热气温度为壁温的1.01倍；

在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息；

根据所述计算域范围和所述网格信息对所述超高速边界层流体的数值仿真模型进行仿真计算。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件并形成超高速来流，包括：

构建超高速边界层流体的数值仿真模型，在所述数值仿真模型中设置所述超高速边界层流体的壁面的来流条件为：

Ma＝6；

T_∞＝54.9K

T_w＝405.9K

δ_in＝1.73mm

Re/mm＝20000

Re_θin＝1810.8

其中，Ma表示来流马赫数；T_∞表示静温；T_w表示壁温；δ_in表示入口处边界层厚度；Re/mm表示单位毫米雷诺数；Re_θin表示入口边界层动量雷诺数；K表示温度单位开尔文；mm表示长度单位毫米。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息，包括：

在所述超高速边界层流体的数值仿真模型上设置计算域范围和网格信息为：

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方向上的计算域范围；Nx,Ny,Nz表示x,y,z方向上对应的网格点数；Δx⁺,Δy⁺,Δz⁺分别表示在湍流边界层充分发展段的网格进行加密时的流向间距、法向方向第一层网格和展向间距。