[发明专利]一种边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构

说明书

本发明公开一种边界层推迟转捩控制方法及边界层推迟转捩结构，获取飞行器外形，确定飞行器的工况，计算扰动频率，针对扰动频率，计算扰动频率下快模态和慢模态同步点位置；按照气流的流动方向，在同步点位置的下游设置波纹壁。飞行器表面安装波纹壁后，会改变未受扰动的层流边界层状态，同时会影响转捩的感受性阶段和扰动线性增长阶段，合理的布置波纹壁的位置和高度将使影响为推迟边界层转捩。布置波纹壁是被动控制方法，无需额外提供能量，并且不会降低飞行器表面的结构强度，能够更低成本地推迟边界层转捩。本发明的边界层推迟转捩结构可以实现相同的技术效果。

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，更进一步涉及一种边界层推迟转捩控制方法。此外，本发明还涉及一种边界层推迟转捩结构。

背景技术

当流体流过物体表面时，由于粘性的作用物体壁面处的流体会保持和物体相对静止，远离物体壁面处流体的速度则基本不会受物体影响被减速，于是物体壁面附近会存在一个减速区，该区域内的流体离壁面越近速度越小。对于高雷诺数，这一区域会变得很薄，称为边界层。

边界层根据流动状态分为层流边界层和湍流边界层，而从层流到湍流的过渡称为边界层转捩。研究表明湍流边界层产生的摩擦阻力和和表面热流会比层流边界层增加3-5倍，于是推迟高超声速边界层转捩的方法是提升高超声速飞行器性能的关键技术。

现有边界层转捩控制方法按是否需要能量输入可分为主动控制方法和被动控制方法。其中主动控制方法包括在边界层上游引入吹吸装置和加热装置，被动控制方法包括使用多孔壁面，或壁面使用多孔介质、超声波吸声材料等。

对于主动控制方法需要额外的装置输入能量，势必增加结构的复杂性，降低可靠性。对于被动控制方法，因为高超声速飞行器本身面临气动热较大，对壁面材料有热防护的需求，而壁面处使用多孔介质材料等也将对壁面材料选取提出了额外要求，将使材料选择难度加大，提高成本。而多孔壁面的方法其在壁面上打孔将占据一部分内部空间，而孔洞处的应力集中效应也会降低表面蒙皮强度。现有控制方法普遍存在结构复杂，成本较高的问题。

对于本领域的技术人员来说，如何低成本地推迟边界层转捩，是目前需要解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种边界层推迟转捩控制方法，在飞行器表面相应的位置设置波纹壁，在不降低结构强度的情况下推迟边界层转捩，具体方案如下：

一种边界层推迟转捩控制方法，包括：

获取飞行器外形，确定所述飞行器的工况，获取扰动频率；

计算所述扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置；

按照气流的流动方向，在所述同步点位置的下游设置波纹壁。

可选地，所述扰动频率选取为扰动N值的最大的频率。

可选地，设定所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。

可选地，设定所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。

可选地，设定所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。

本发明还提供一种边界层推迟转捩结构，包括在飞行器的外表面设置波纹壁，所述波纹壁设置于最大扰动频率对应的快模态和慢模态同步点位置的下游。

可选地，所述波纹壁的前缘距离所述同步点位置的间距为1-2倍边界层名义厚度。

可选地，所述波纹壁的高度为0.1-0.2倍当地边界层名义厚度。

可选地，所述波纹壁的断面为三角函数曲线或锯齿线。

可选地，所述波纹壁焊接或粘贴于飞行器的外表面。