[发明专利]一种高超声速流动控制结构

说明书

本申请公开了一种高超声速流动控制结构，包括：平行设置的若干小肋单元阵列结构，所述小肋单元阵列结构的特征高度小于0.1δ，δ为边界层厚度，每个小肋单元阵列结构的中心沿长度方向设置有与试验流动方向平行的发散线，每个小肋单元阵列结构的表面在所述发散线长度方向的两侧均对称地设置有若干相互平行且与所述试验流动方向成设定夹角的微沟槽结构，相邻小肋单元阵列结构之间设置有形成与试验流动方向平行的汇聚槽。本实施例的特征高度远远小于边界层厚度，在高超声速流动条件下带来的附加阻力基本可以忽略；本实施例结构简单、可靠性高，并且不需要外界能量输入；本实施例可以有效延迟或消除高超声速飞行器表面边界层流动的分离。

技术领域

本申请涉及高超声速飞行器技术领域，特别地，涉及一种高超声速流动控制结构。

背景技术

高超声速飞行器表面边界层流动的分离往往会导致阻力增加，分离引起的非定常运动也可能会引起高极值热流载荷和脉动压力载荷，给飞行器的结构和飞行安全带来严重后果。为了延迟或消除高超声速飞行器表面边界层流动的分离，需采取一定的方式对流动进行控制。

传统的流动控制方法包含主动和被动控制两类，主动控制一般包括壁面加热/冷却、边界层抽吸、声学激发、射流、等离子体等方式，被动控制一般包括通气壁、流动鼓包、涡流发生器、合成射流等方式。在众多的流动控制方法当中，涡流发生器由于其出色的鲁棒性和控制的有效性受到了最多的青睐，但是一方面，涡流发生器的特征高度通常和边界层的厚度在同一个量级，其对主流的阻挡效应会带来很高的附加阻力，另一方面，当马赫数升至超声速以上时，涡流发生器对流动分离的控制效率会大幅度降低。这是因为涡流发生器诱导产生的反向旋转涡对在高超声速边界层中会很快衰退。因而，对于高超声速飞行器的发展需要一种新的控制方法来同时满足以下两方面要求：(1)在高超声速条件下能有效延迟或者消除流动分离；(2)用于高超声速流动控制的结构产生尽可能少的附加阻力。

发明内容

本申请提供了一种高超声速流动控制结构，以解决现有的涡流发生器附加阻力很高、马赫数升至超声速以上时控制效率会大幅度降低的技术问题。

本申请采用的技术方案如下：

一种高超声速流动控制结构，包括：

平行设置的若干小肋单元阵列结构，所述小肋单元阵列结构的特征高度小于0.1δ，δ为边界层厚度，每个小肋单元阵列结构的中心沿长度方向设置有与试验流动方向平行的发散线，每个小肋单元阵列结构的表面在所述发散线长度方向的两侧均对称地设置有若干相互平行且与所述试验流动方向成设定夹角的微沟槽结构，相邻小肋单元阵列结构之间设置有形成与试验流动方向平行的汇聚槽。

进一步地，每个所述小肋单元阵列结构的宽度w＝1δ～3δ，其中，δ为边界层厚度。

进一步地，每个所述小肋单元阵列结构的长度l＝3δ～9δ，其中，δ为边界层厚度。

进一步地，所述小肋单元阵列结构的总厚度为小于0.2δ。

进一步地，所述微沟槽结构与所述试验流动方向的设定夹角α＝30°～60°。

进一步地，所述微沟槽结构的横截面为梯形，且沟槽深度h＝0.02δ～0.1δ，沟槽宽度s＝1.5h。

进一步地，所述微沟槽结构的横截面为三角形，且沟槽深度h＝0.02～0.1δ，沟槽宽度s＝h。

进一步地，所述微沟槽结构的横截面为矩形，且沟槽深度h＝0.02δ～0.1δ，沟槽宽度s＝h。

进一步地，位于所述发散线两侧的微沟槽结构的间距g＝1.5h，h为微沟槽结构的沟槽深度。

进一步地，所述汇聚槽的宽度为2h～3h，h为微沟槽结构的沟槽深度。

相比现有技术，本申请具有以下有益效果：