[发明专利]同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构

说明书

本发明提供一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，包括：在高超声速飞行器上开设微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面。本发明采用“微槽道+压差抽吸”的组合被动式控制结构，通过利用气流在迎风面和背风面之间存在的压力差，将迎风面边界层内的气体通过微槽道压入锥体内部并从背风面排出，实现对基本流的被动控制，进而推迟转捩的发生。与“多孔壁面+气体注入”这种主被动混合控制手段存在理论上的不同，其气体注入是通过注入重气体比如二氧化碳来推迟转捩，而本发明采用压差抽吸对实现对基本流的修正，变主动控制为被动控制，简化结构、更易于操作。

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，具体而言，涉及一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构。

背景技术

高超声速情况下，湍流边界层的壁面摩阻与壁面热流通常3～5倍于层流边界层，这对飞行器的气动性能与热防护均提出了较高的要求。有研究表明，全层流与全湍流的热防护系统的重量可相差4倍左右，全层流的总阻力可比全湍流降低30%左右，全层流有效载荷是全湍流的2倍。因此，控制边界层延迟转捩有助于飞行器减轻重量、提升航程，具有非常重要的理论意义与工程价值。

目前，对于高超声速边界层转捩的机理问题仍存在有很多争议，但一个较为普遍的共识是在高超声速环境下，三维边界层内部的流动存在有多种模态，比如Mack模态和横流模态。对于不稳定的Mack第二模态而言，其本质是在边界层内来回反射的声模态波。一般来说，能够抑制声波增长的方法也都适用于第二模态。对于横流失稳，其本质是因为压力梯度与离心力失去平衡导致在边界层内出现的二次流动，基本流随着饱和涡而逐渐扭曲形成速度拐点并最终发生转捩。因此，实现对三维边界层内多种模态扰动的同时抑制，对延迟高超声速边界层转捩具有重要效果，是延长飞行器层流覆盖区域，实现飞行器降热减阻的关键之一，也是国内外转捩控制研究的热点。

对于微槽道而言，其主要是通过粘性耗散和热传导来将第二模态波的能量转换为热能，进而达到稳定第二模态波的效果。对于抽吸而言主要是通过平均流修正来减小边界层厚度从而起到抑制横流不稳定性的作用。

现有的手段往往是选择性的去控制多种模态中最不稳定的那一种，因此在面对复杂流动环境时常常存在很大的局限性，采用多种手段组合的方式在这方面上就存在有天然的优势。目前这方面的研究更多的是采用“多孔壁面+气体注入”这种方法进行流动控制，这种方式存在有一些不足，比如需要采用气体注入设备、控制效果不太理想等。

发明内容

本发明旨在提供一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，以解决上述存在的问题。

本发明提供的一种同时抑制Mack模态和横流失稳的组合被动式控制结构，包括：

开设在高超声速飞行器上的微槽道；所述微槽道连通高超声速飞行器的迎风面和背风面。

在一个实施例中，当高超声速飞行器为锥体试验件时，所述锥体试验件包括相连接且外形匹配的锥尖和中空圆台；所述微槽道为开设在中空圆台上的若干镂空的微槽道，所述镂空的微槽道连通中空圆台的外部和内部。

可选的，所述若干镂空的微槽道开设在中空圆台上靠近锥体试验件体的位置。

可选的，所述若干镂空的微槽道设置为若干列，每列镂空的微槽道沿锥体母线设置。

可选的，每列镂空的微槽道的数量及间距相等。

可选的，每列镂空的微槽道之间的间距相等。

在一个实施例中，对于高超声速条件下的有攻角锥体试验件，在有攻角锥体试验件外侧设置一层蒙皮，且有攻角锥体试验件与蒙皮之间存在间隙；所述微槽道为分别开设在迎风面和背风面的蒙皮上的微槽道，并且迎风面的微槽道经有攻角锥体试验件与蒙皮之间的间隙与背风面的微槽道连通。

可选的，迎风面的微槽道与背风面的微槽道对称设置。