一种用于抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，安装在飞行器表面激波湍流边界层干扰区内部，为由多个具有曲率型面的被动控制单元构成的控制阵列，多个被动控制单元沿展向均匀设置在飞行器表面；单个被动控制单元前缘曲率型面与飞行器表面相切，后缘曲率型面高出飞行器表面，从而在后缘形成台阶。来流经过控制单元后，由于单元的曲率型面的作用而被逐渐压缩，相比未布放控制单元的间断物面，壁面压力上升平缓，从而避免了当地的流动分离及再附激波的生成，有效抑制了激波边界层干扰的强度，减小了激波/湍流边界层干扰导致的高热流峰值。值。值。
【技术实现步骤摘要】
一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置
[0001]本专利技术涉及一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，适用于受激波/湍流边界层干扰影响的各类超声速及高超声速飞行器。
技术介绍
[0002]激波/湍流边界层干扰广泛存在于各类超声速及高超声速飞行器内外流场中。其引发气动阻力、表面热流以及压力载荷的高频脉动，产生难以预料的气动力和气动力矩，使对飞行器的控制难以有效实施，并可能引发机体结构疲劳。因此针对各类超声速及高超声速飞行器飞行中面临的复杂飞行环境中激波/湍流边界层干扰进行有效控制，对提高飞行器的性能指标至关重要。
技术实现思路
[0003]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，提供新型的被动式控制装置构型及布局方式，利用曲率过渡的方式改善干扰区压力升高的急剧程度，同时利用台阶尾流中的低速区改善高速气流对壁面的控制作用，实现抑制激波/湍流边界层干扰强度的作用，有效减小激波/湍流边界层干扰导致的高热流峰值。
[0004]本专利技术的技术解决方案是：
[0005]一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，所述控制装置安装在飞行器表面激波湍流边界层干扰区内部，为由多个具有曲率型面的被动控制单元构成的控制阵列，多个被动控制单元沿展向均匀设置在飞行器表面；单个被动控制单元前缘曲率型面与飞行器表面相切，后缘曲率型面高出飞行器表面，从而在后缘形成台阶。
[0006]优选的，多个被动控制单元在展向沿飞行器表面等间距分布，展向分布间距不超过4倍当地边界层厚度。
[0007]优选的，被动控制单元个数为飞行器分离区展向长度与单个被动控制单元展向跨度的比值向上取整。
[0008]优选的，优选的，
[0009]优选的，被动控制单元与飞行器表面形成的台阶高度h≤0.5δ；δ为当地边界层厚度。
[0010]优选的，被动控制单元后缘展向宽度不超过前缘展向宽度。
[0011]优选的，被动控制单元的个数大于等于1。
[0012]优选的，被动控制单元前缘展向宽度由控制单元半角及流向长度确定。
[0013]优选的，被动控制单元曲率型面侧视图截面为三次样条曲线。
[0014]优选的，被动控制单元俯视图外形为梯形或矩形，其高度方向上的切面形式为斜切，侧视图呈四边形。
[0015]本专利技术与现有技术相比有益效果为：
[0016](1)本专利技术利用曲率过渡的方式改善干扰区压力升高的急剧程度，同时利用台阶尾流中的低速区改善高速气流对壁面的控制作用，实现抑制激波/湍流边界层干扰强度的作用。有效减小激波/湍流边界层干扰导致的高热流峰值。
[0017](2)本专利技术所述的流动控制单元高度不超过当地边界层高度，结构附加阻力较小，不会在超声速及高超声速流场中诱发新的干扰等不利影响。
[0018](3)本专利技术通过在展向布放多个离散的控制单元，减小了装置体积、重量，对结构的流通能力影响较小。
[0019](4)本专利技术为被动控制装置，结构简单，无需额外能量注入。
附图说明
[0020]图1为本专利技术的由多个控制单元阵列组成的控制装置安装位置示意图；
[0021]图2为本专利技术的被动控制单元结构图；
[0022]图3为本专利技术的安装示意图；
[0023]图4为本专利技术一个实施例的控制效果对比图；
具体实施方式
[0024]下面结合附图及实例对本专利技术作详细说明。
[0025]激波/湍流边界层干扰诱导高热热流的产生机理是强激波前后压强差导致边界层内产生强逆压梯度，并进一步导致流动分离。在分离泡后缘产生的流动再附对飞行器壁面产生较大冲击，导致再附激波生成。与此同时，在再附激波根部下游产生了高的热流密度载荷。因此，改善干扰区型面，使得激波/湍流边界层干扰强度得到抑制，是控制激波/湍流边界层干扰诱导高热流峰值的关键技术。
[0026]本专利技术根据微型被动式流动控制单元在超声速及高超声速湍流边界层中流动的特点，利用曲率过渡的方式改善干扰区压力升高的急剧程度，同时利用台阶尾流中的低速区改善高速气流对壁面的控制作用，实现抑制激波/湍流边界层干扰强度的作用。有效减小激波/湍流边界层干扰导致的高热流峰值。
[0027]一种用于抑制激波/湍流边界层干扰强度的控制装置，为由多个具有曲率型面的被动控制单元构成的控制阵列，多个被动控制单元沿展向均匀设置在飞行器表面；单个被动控制单元前缘曲率型面与飞行器表面相切，后缘曲率型面高出飞行器表面，从而在后缘形成台阶。来流经过控制单元后，由于单元的曲率型面的作用而被逐渐压缩，相比未布放控制单元的间断物面，壁面压力上升平缓，从而避免了当地的流动分离及再附激波的生成，有效抑制了激波边界层干扰的强度。被动流动控制单元具有曲率过渡的型面。被动控制单元曲率型面侧视图截面为三次样条曲线。被动控制单元是指俯视图外形为梯形或矩形，其高度方向上的切面形式为斜切，侧视图呈四边形，其中上边界为与飞行器表面相切的曲线，右边界与飞行器表面垂直，形成后缘台阶。微型被动控制单元阵列的合理布置为：沿展向共布置N个控制单元，N≥1；各个单元沿展向等间距分布，单元间距ΔZ≤4δ；δ为当地边界层厚度。
[0028]微型被动控制单元阵列在展向的分布个数由展向间距ΔZ及待控制的分离区展向覆盖范围共同确定，具体的，M为分离区展向长度与单个单元展向跨度的比值向上取整，所
述的单个单元展向跨度为所述的展向分布间距的二分之一与所述控制单元前缘展向宽度之和，所述的单个控制单元前缘展向宽度由控制单元半角及流向长度通过简单的几何关系唯一确定。
[0029]如图1所示，本专利技术所述的控制装置安装在激波/湍流边界层干扰区内部，装置前缘处于分离线102上游。通过在分离区103内部设置控制装置101,可以使得气流在经过控制装置上沿曲率型面后被连续的缓慢压缩，改善干扰区压力升高的急剧程度。同时在装置尾缘的台阶后方会形成低速的死水区，从而避免了原始结构中高速气流对壁面的冲击作用。综合作用下实现抑制激波/湍流边界层干扰强度的作用。有效减小激波/湍流边界层干扰导致的高热流峰值。
[0030]如图2所示，组成本专利技术控制装置阵列的单个流动控制单元的上视图及侧视图如图所示。其型面与飞行器表面相切，尾缘形成台阶结构。台阶高度不超过0.5δ，δ为当地边界层厚度。
[0031]控制单元的阵列方式如图3所示。关键参数包括控制单元的展向间距ΔZ以及展向布置个数N。其中，展向间距ΔZ≤4δ。展向布置个数由展向间距ΔZ及待控制的分离区展向覆盖范围共同确定，具体的，展向单元个数M为分离区展向长度与单个单元展向跨度的比值向上取整，所述的单个单元展向跨度为所述的展向分布间距的二分之一与所述控制单元前缘展向宽度之和，所述的单个控制单元前缘展向宽度由控制单元半角及流向长度通过简单的几何关系唯一确定。
[0032]本专利技术中，来流经过控制单元后，由于单元的曲率型面的作用而被逐渐压缩，相比未布放控制单元的间断物面本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，其特征在于：所述控制装置安装在飞行器表面激波湍流边界层干扰区内部，为由多个具有曲率型面的被动控制单元构成的控制阵列，多个被动控制单元沿展向均匀设置在飞行器表面；单个被动控制单元前缘曲率型面与飞行器表面相切，后缘曲率型面高出飞行器表面，从而在后缘形成台阶。2.根据权利要求1所述的一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，其特征在于：多个被动控制单元在展向沿飞行器表面等间距分布，展向分布间距不超过4倍当地边界层厚度。3.根据权利要求2所述的一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，其特征在于：被动控制单元个数为飞行器分离区展向长度与单个被动控制单元展向跨度的比值向上取整。4.根据权利要求3所述的一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，其特征在于：4.根据权利要求3所述的一种抑制激波边界层干扰强度的流动控制装置，其特征在于：5.根据权利要求1...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵渊，时晓天，袁湘江，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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