[发明专利]一种超高速湍流边界层减阻控制方法

说明书

本申请涉及一种超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法、仿真装置、计算机设备和存储介质。超高速湍流边界层减阻控制方法包括：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，对超高速飞行器的湍流边界层进行减阻控制。所述仿真方法包括：构建超高速边界层流体的数值仿真模型，设置来流条件并诱导转捩的发生，生成超高速湍流边界层；通过等间距条纹孔向所述壁面施加吹热气控制；根据设置的网格信息对数值仿真模型进行仿真计算，分析了基于速度‑温度耦合的超高速湍流边界层减阻控制方法的有效性和优越性。

技术领域

本申请涉及减阻技术领域，特别是涉及一种超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法、仿真装置、计算机设备和存储介质。

背景技术

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点，也是国家重大战略需求之一。高超声速飞行器可以在临近空间大范围高速机动，能够绕开导弹防御系统的拦截，对全球范围内的重要目标实施远程快速打击。

经过几十年的发展，高超声速技术已经取得重大突破，但当前依然存在众多关键待解问题，湍流减阻即是其亟需破解的难题之一。湍流状态的高超声速摩擦阻力是层流的3～5倍，而高超声速飞行器在飞行过程中其壁面边界层或自然转捩、或强制转捩至湍流流动，湍流阻力约占高超声速飞行器总阻力的30％。为了维持高超声速飞行器在大气层内长时间的高超声速飞行，高升阻比要求和严酷的气动热环境使得高超声速飞行器设计面临着严峻的挑战。单纯从气动设计寻求升阻比的优化必然导致飞行器其它作战效能的损失和对热防护系统过分苛刻的要求，探索高超声速飞行器湍流减阻新方法，已经成为高超声速飞行器发展的必然需求。

国内外对湍流减阻控制开展了大量的研究，尤其是对各种流动控制技术对湍流边界层的作用机理和控制规律进行了非常多的探索。基于能量消耗和控制环路方式，流动控制技术可以分为被动控制和主动控制。在湍流边界层的减阻控制研究中，常见的被动控制手段包括沟槽、波纹壁、高分子聚合物等，常见的主动流动控制手段有壁面反向控制、壁面吸吹气控制、压电陶瓷振动片(PZT)、介质阻挡放电(DBD)等。

当前针对湍流边界层减阻的研究，主要集中于低雷诺数、低速流动中，但是在超声速/高超声速流动中湍流摩阻的研究还十分有限。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够大幅减小超高速湍流边界层壁面摩阻的超高速湍流边界层减阻控制方法、仿真方法和仿真装置、计算机设备和存储介质。

一种超高速湍流边界层减阻控制方法，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。

在其中一个实施例中，还包括：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。

一种超高速湍流边界层减阻控制仿真方法，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；

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；

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；