[发明专利]亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天技术技术领域，特别涉及一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，可直接应用于类腔体结构的流激振荡与声波模态预估。

背景技术

绕空腔流动普遍存在于航空航天领域，如物体表面的切口、凹槽、燃烧室、飞机起落架腔及武器舱等。当高速气流流过开式空腔，满足一定的空气动力学条件和几何条件时，由于腔外剪切流与腔内流动的相互作用,流动可能出现自激振荡,出现压力、速度等剧烈脉动,并诱发具有规律性的声波模态。

当前空腔流激振荡与声波模态预估较为人们接受的是1964年Rossiter关于开式空腔内流激振荡与声波模态的产生和发展过程提出的一个理论模型，即空腔上方的自由剪切层内包含了由腔前缘分离产生的涡，此涡从前缘脱落后以一定的速度流向下游，到达空腔后缘处与腔后壁碰撞后诱发一系列向前传播的压力波，当这些压力波撞击空腔前壁时又会诱发前缘产生新的涡，此涡又脱落、流向下游，与腔后壁相撞产生新的声波再反馈到腔前缘，这样就形成了一个声波与流动相互作用的反馈回路。描述空腔流激振荡与声波模态的特性参数有：

U_∞为自由来流速度；

L为开式空腔长度；

D为开式空腔深度；

t₁为剪切层中脱落涡从前缘运动到后缘时间；

t₂为反馈声波从后缘传播到前缘的时间；

t₃为声波传播至前缘与新涡产生的滞后时间。

设定相关参数如下：

U_c为剪切层中脱落涡运动速度；

T为腔内流激振荡周期；

λ_v为涡周期脱落的波长；

f_v为涡周期脱落的频率；

λ_c为反馈声波的波长；

f_c为反馈声波的频率；

a为反馈声波传播速度。

其中：

                    t₁=L/U_c                          （1）

                    t₂=L/a                           （2）

                    f_v=U_v/λ_v                        （3）

                    f_c=a/λ_c                        （4）

当开式空腔剪切层中的涡脱落频率与反馈声波频率相等，且满足一定的相位条件时，腔内流动将形成频率为f的自激振荡。涡运流时间t₁、声波反馈时间t₂、声波传播与涡生成滞后时间t₃与腔内流激振荡周期满足下式：

          t₁+t₂+t₃=nT,(n＝1,2,3,4...)                （5）

有：

  L/U_c+L/a+t₃=nT=n·(1/f_n),(n=1,2,3,4...)            （6）

将公式（6）中的参数无量纲化后为：