一种采用定常横流涡抑制Mack模态的方法与流程

一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法
技术领域
1.本发明涉及高超声速飞行器中的层流控制技术领域，具体而言，涉及一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法。


背景技术：

2.层流到湍流的转捩对高超声速飞行器摩阻、热载荷具有很大影响。因此，了解层流到湍流的转捩现象和机理对飞行器设计很重要。对于高超声速边界层的稳定性以及转捩特征，如平板和圆锥流动，已经通过实验和理论分析进行了大量研究，获得了较为清晰的认识。如图1所示，湍流转捩发生之后，高超声速圆锥表面摩擦系数急剧抬升，圆锥表面的热流剧烈增加。
3.对于高超声速飞行器而言，圆锥是典型的标模外形，而带攻角圆锥是典型的高超声速三维边界层流动。在大攻角情况下，风洞实验发现，在圆锥的侧面大面积区域主要是由饱和定常横流涡和mack模态主导湍流转捩，图1表示壁面的热流分布，从中可以看出在前部分的热流是条带状分布，即为定常横流涡产生。同时，风洞实验和数值计算结果发现饱和定常横流涡将增强mack模态的发展，使得mack模态扰动能量迅速增加而触发湍流转捩。
4.对于高超声速三维边界层流动来讲，数值计算和风洞实验发现风洞中的来流噪声激发mack扰动，而模型表面的粗糙度激发定常横流涡模态。同时，目前的风洞实验已经证明在模型表面周向布置微尺度粗糙单元则可以相应激发展向波长的定常横流涡。然而，对于高超声速大攻角圆锥侧面区域而言，其扰动由mack模态和定常横流涡共同主导，目前的研究结果也表明定常横流涡会使得mack模态增长更快，促使转捩位置提前。


技术实现要素：

5.本发明旨在提供一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法，以解决高超声速大攻角圆锥侧面区域流动湍流转捩的问题。
6.本发明提供了一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法，所述方法为：
7.对于高超声速飞行器的大攻角圆锥的标模外形，在圆锥前缘附近布置若干粗糙单元。
8.进一步的，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向布置1圈。
9.进一步的，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈。
10.进一步的，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的4倍。
11.进一步的，所述粗糙单元的高度为10μm量级。
12.进一步的，所述采用定常横流涡抑制mack模态的方法还包括：
13.采用数值模拟对所述方法进行验证的过程
14.综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
15.本发明通过在大攻角圆锥前缘附近布置若干粗糙单元实现了一种采用定常横流
涡抑制mack模态的方法，该采用定常横流涡抑制mack模态的方法是一种被动延迟湍流转捩技术，即可以削弱mack模态的增长，起到延迟湍流转捩而减小阻力的作用，又不需要主动消耗能量。
附图说明
16.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
17.图1为高超声速圆锥表面转捩过程导致的整个圆锥表面热流分布图。
18.图2为本发明实施例采用定常横流涡抑制mack模态的方法的流程图。
19.图3为本发明实施例中粗糙单元在圆锥前缘附近的周向间距分别为48mm、64mm时定常横流涡对16mm扰动波长的mack模态的影响效果图。
具体实施方式
20.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
21.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
22.实施例
23.如图1所示，本实施例提出一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法，所述方法为：
24.对于高超声速飞行器的大攻角圆锥的标模外形，在圆锥前缘附近布置若干粗糙单元。该方法为一种被动延迟湍流转捩技术，即可以削弱mack模态的增长，起到延迟湍流转捩而减小阻力的作用，又不需要主动消耗能量。
25.以下通过具体实施例对上述采用定常横流涡抑制mack模态的方法进行详述。
26.首先，将所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向布置1圈，优选为所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈。具体限定：
27.(1)所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的4倍。
28.(2)所述粗糙单元的高度为10μm量级。
29.然后采用数值模拟对所述方法进行验证。具体地，针对高超声速mach6条件下的高超声速三维边界层流动，采用数值模拟验证上述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法。以高超声速三维边界层流动中扰动波长为16mm的mack模态为例，分别采用若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的3倍(即
48mm)，以及若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的4倍(即64mm)时，来抑制mack模态，图3示出了三种情况下的mack模态扰动幅值曲线，其中横坐标为流向位置，纵坐标为不同展向波长mack模态对定常横流涡幅值的影响。从图3中可以看出，若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的3倍(即48mm)时的定常横流涡在前期抑制mack模态，而在后期起到了增强mack模态的作用；而若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的4倍(即64mm)时，可以有效抑制mack模态的发展。
30.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。


技术特征：
1.一种采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述方法为：对于高超声速飞行器的大攻角圆锥的标模外形，在圆锥前缘附近布置若干粗糙单元。2.根据权利要求1所述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向布置1圈。3.根据权利要求2所述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈。4.根据权利要求3所述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述若干粗糙单元在圆锥前缘附近的周向等间距布置1圈的周向间距为要抑制的mack模态的扰动波长的4倍。5.根据权利要求4所述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述粗糙单元的高度为10μm量级。6.根据权利要求1所述的采用定常横流涡抑制mack模态的方法，其特征在于，所述方法还包括：采用数值模拟对所述方法进行验证的过程。

技术总结
本发明提供一种采用定常横流涡抑制Mack模态的方法，所述方法为：对于高超声速飞行器的大攻角圆锥的标模外形，在圆锥前缘附近布置若干粗糙单元。本发明通过在圆锥前缘附近布置若干粗糙单元实现了一种采用定常横流涡抑制Mack模态的方法，该采用定常横流涡抑制Mack模态的方法是一种被动延迟湍流转捩技术，即可以削弱Mack模态的增长，起到延迟湍流转捩而减小阻力的作用，又不需要主动消耗能量。又不需要主动消耗能量。又不需要主动消耗能量。


技术研发人员：徐国亮 李根 陈坚强
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
技术研发日：2022.01.07
技术公布日：2022/5/6