亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法技术

本发明专利技术公开了一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，针对典型开式空腔绕流流激振荡与声波模态预估公式中常数取值预测不准等关键难题，基于Rossiter和Heller半经验理论模型与公式，采用描述空腔流激振荡与声波模态无量纲频率的斯托罗哈数（Strouhalnumber）的分析方法，通过分析亚跨超声速下空腔流激振荡与声学反馈回路形成的物理机制，提出预测半经验理论模型中相关常数的预测方法，使得描述开式空腔流激振荡与声波模态的预估值较为准确。本发明专利技术方法经过典型开式空腔风洞试验结果和国外文献结果验证，是正确的和可行的。

【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空航天技术
，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。
技术介绍
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；tl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。为剪切层中脱落涡运动速度；T为腔内流激振荡周期；λ 涡周期脱落的波长；仁为涡周期脱落的频率；λ。为反馈声波的波长；fc为反馈声波的频率；a为反馈声波传播速度。其中t!=L/Uc(I)t2=L/a(2)fV=UV/ λ ν(3)fc=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ti、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i^+i^+tfnT，(η = I, 2, 3, 4. . . )(5)有L/Uc+L/a+t3=nT=n · (l/fn), (n=l, 2, 3, 4. . . )(6)将公式(6)中的参数无量纲化后为__*--|—— + (L * f )— = η—— = η---,(n = 1,2,3,4...)(7)Uc a X3 Jn Stn fnL St11’ 设定相关参数如下uUc=SU00, M = —χ =t3 · fn(8) a公式(7)可变换为 II- + M = (η— χ) ·—，(η = 1,2，354…)(9) ε Stnγ%— γ Qf _ ^ (η — I 2 A \.....ι4 5 \ * ·I，5I · · /νΠ , . I(10) M + — ε公式(10)就是Rossiter关于开式空腔流激振荡与声波模态给出的半经验预测公式的理论模型。1975年Heller提出在空腔后壁处向上游传播的声波速度应为当地声速，不应是远场声速，修正了 Rossiter的半经验公式，得出了开式空腔流激振荡与声波模态预估修正公式,如式(11)。 IIJ*! .■■■■■■■■O 4, 一 Jn —n Um Μ ι + ΤζΣ)Μ2^υ2 +1CU)L I 2 Jε其中fn为空腔流激振荡与声波模态预估的各阶激振频率；Stn为描述空腔流激振荡与声波模态频率的无量纲参数；η为流激振荡预估模态阶数(一般取正整数，如1，2，3，4…)；Y为空气的比热比，一般取值为I. 4 ;ε和χ为由试验测量结果决定的经验常数，ε与剪切层中的脱落涡迁移速度与自由流速度的比值有关；X与声波到达空腔上游前端面时刻相对随后的涡脱落之间的时间滞后有关。虽然Rossiter和Heller用公式(10)和(11)根据空腔流激振荡与声波模态产生的物理机制很好地诠释了空腔流激振荡与声波模态预估方法。公式中的大多参数取值都可以根据研究与试验条件确定，但ε和χ两个无量纲参数却无法利用一个方程给出准确的取值，从而较准确地预测空腔流激振荡与声波模态预估的各阶流激振荡频率。针对上述问题，Rossiter和Heller分别于1964年和1975年提出了一个预测开式空腔(一般2 < L/D ( 10)的理论模型和半经验公式，并利用他们在小型亚声速风洞中的试验测量结果指出了半经验公式中常数ε和χ的取值一般为O. 57和O. 25，给出了半经验预测结果。当前国际上，Rossiter和Heller提出的开式空腔流激振荡和声波模态形成的物理机制和理论模型已被普遍接受。但Rossiter和Heller依据小型亚声速风洞试验结果指出的半经验公式中ε和χ这两个参数的取值存在几个关键问题并未考虑第一，亚声速开式空腔流动未能完全展现亚跨超声速开式空腔流场结构和特性，亚跨超声速开式空腔流动存在可压缩性，流场存在膨胀波/压缩波/激波与剪切层的相互干扰等；第二，小尺寸空腔试验结果未能完全模拟试验雷诺数，并不能考虑来流边界层结构对空腔流激振荡与声波模态形成机制的影响；第三，单纯的依据风洞试验结果和一个数学公式预测两个未知数的取值，本身就不能获得数学概念上的严格解析解，存在工程实践经验估计。因此，Rossiter和Heller的预估方法在预测开式空腔流激振荡与声波模态各阶激振频率与实际情况存在一 定偏差，且利用小型亚声速风洞试验结果获得的ε和χ常数的取值并不能满足大尺寸空腔、亚跨超声速条件下流激振荡与声波模态预估的普适性。
技术实现思路
为了克服现有技术的上述缺点，本专利技术提供了一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，针对典型开式空腔绕流流激振荡与声波模态预估公式中常数取值预测不准等关键难题，基于Rossiter和Heller半经验理论模型与公式，采用描述空腔流激振荡与声波模态无量纲频率的斯托罗哈数(Strouhal number,简称St)的分析方法,通过分析亚跨超声速下空腔流激振荡与声学反馈回路形成的物理机制，对预测半经验理论模型中相关常数进行了准确地预测法，使得描述开式空腔流激振荡与声波模态的预估值较为准确。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，包括如下步骤步骤一、建立亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型；步骤二、采用无量纲分析方法获得描述空腔流激振荡和声波模态的无量纲频率参数St的关系表达式；步骤三、确定描述涡运动速度因子常数ε的取值；步骤四、确定描述声波到达空腔上游前壁面和随后涡脱落之间的时间滞后因子常数X的取值。所述建立亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型的步骤为(I)依据影响空腔流动特性的典型结构参数和拓扑关系，建立描述亚跨超声速流动条件下开式空腔结构外形的几何参数化数据模型；(2)根据飞行工况和条件，确定影响定空腔流动特性的典型的来流参数；(3)基于亚跨超声速流动条件下开式空腔流激振荡和声波模态形成的物理机制，建立空腔结构几何参数、来流参数和声波模态参数间的影响关系，完成亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型的创建。所述采用无量纲分析方法获得描述空腔流激振荡和声波模态的无量纲频率参数St的关系表达式的方法为(I)基于Rossiter和Heller理论模型和半经验公式对St的求解关系表达式进行分解；(2)依据空腔流激振荡的周期性，求得描述空腔流激振本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、建立亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型；步骤二、采用无量纲分析方法获得描述空腔流激振荡和声波模态的无量纲频率参数St的关系表达式；步骤三、确定描述涡运动速度因子常数ε的取值；步骤四、确定描述声波到达空腔上游前壁面和随后涡脱落之间的时间滞后因子常数χ的取值。

【技术特征摘要】
1.一种亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，其特征在于包括如下步骤 步骤一、建立亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型； 步骤二、采用无量纲分析方法获得描述空腔流激振荡和声波模态的无量纲频率参数St的关系表达式； 步骤三、确定描述涡运动速度因子常数ε的取值； 步骤四、确定描述声波到达空腔上游前壁面和随后涡脱落之间的时间滞后因子常数X的取值。2.根据权利要求I所述的亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，其特征在于所述建立亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型的步骤为 (1)依据影响空腔流动特性的典型结构参数和拓扑关系，建立描述亚跨超声速流动条件下开式空腔结构外形的几何参数化数据模型； (2)根据飞行工况和条件，确定影响定空腔流动特性的典型的来流参数； (3)基于亚跨超声速流动条件下开式空腔流激振荡和声波模态形成的物理机制，建立空腔结构几何参数、来流参数和声波模态参数间的影响关系，完成亚跨超声速流动条件下开式空腔流动物理概念模型的创建。3.根据权利要求I所述的亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法，其特征在于所述采用无量纲分析方法获得描述空腔流激振荡和声波模态的无量纲频率参数St的关系表达式的方法为 (1)基于Rossiter和Heller理论模型和半经验公式对St的求解关系表达式进行分解； (2)依据空腔流激振荡的周期性，求得描述空腔流激振荡和声波模态各阶激振频率Stn间的关系； (3)设定一个基本的开式空腔流激振荡与声波模态无量纲频率参数StMf，用空腔流激振荡与声波模...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨党国，李建强，蒋卫民，李耀华，刘俊，梁锦敏，张诣，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：