一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的制作方法

1.本发明涉及控制装置领域，尤其是涉及一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置。


背景技术：

2.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。其诱导的流动分离现象会带来大的能量损失，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/湍流边界层干扰流动分离进行有效控制，对提高飞行器的性能指标至关重要。
3.激波/湍流边界层干扰诱导流动分离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。因此改善边界层内能量分布，增强湍流边界层抵抗逆压梯度的能力，是控制激波/湍流边界层干扰流动分离的关键技术。当前在低速情形下各类主、被动控制技术如边界层吹吸、微射流涡流发生器、磁流体动力及等离子体控制等，通过调节边界层内能量分布、注入额外能量等方式达到流动分离控制的目的，具有一定应用。然而在激波/湍流边界层干扰这类高速流场中研究及应用较少。由于高速流场对飞行器外形极度敏感，直接套用常规低速的控制技术往往失效，甚至控制装置自身会诱发新的不利干扰。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置，旨在解决抑制边界层干扰流动分离。
5.一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置，包括：
6.多个流动控制单元构成的阵列，所述流动控制单元用于产生流向涡来抑制边界层干扰流动分离，所述阵列设置在飞行器表面激波湍流边界层干扰流动分离区前方。
7.优选的，所述装置后缘与分离区边线的距离小于等于15δ，δ为当地边界层厚度。
8.优选的，所述阵列中包括至少2排流动控制单元，所述阵列在展向等间距分布。
9.优选的，所述至少2排流动控制单元沿流向均匀设置在飞行器表面。
10.优选的，所述流动控制单元展向分布间距小于等于4δ。
11.优选的，展向流动控制单元的个数为分离区展向长度与单个流动控制单元展向跨度的比值向上取整。
12.优选的，所述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为所述单个流动控制单元展向跨度。
13.优选的，所述阵列沿流向相邻的两排流动控制单元呈交错分布。
14.优选的，所述流动控制单元为微型被动式，形状为三角楔形。
15.优选的，所述流动控制单元最大高度h≤0.5δ，流向长度l≤4δ，三角形半顶角α为
14
°
。
16.采用本发明实施例，通过在分离区上游布置微型被动式流动控制单元，产生性态稳定的流向涡。流向涡在展向相互作用，从而对边界层中的能量和流动结构进行调整，实现流动分离的控制。
17.本发明的微型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。
18.本发明通过布放多排流动控制单元对装置产生的流向涡进行加强，强化了流向涡对湍流边界层内能量和流动结构的调整能力，实现了高速流场激波/湍流边界层干扰流动分离的有效控制。
19.本发明通过控制单元的交错分布，有效提高了装置产生的流向涡沿展向(即垂直于流动方向)的分布密度，并使得所述的微型被动式流动控制单元的展向间距能够进一步增大。
20.上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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的附图。
22.图1是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的安装位置示意图。
23.图2是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的单个流动控制单元立体结构示意图。
24.图3是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的单个流动控制单元尺寸参数示意图。
25.图4是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的控制单元的阵列方式示意图。
26.图5是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的抑制激波边界层干扰流动分离的数值仿真结果示意图。
27.图6是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的抑制湍流边界层干扰流动分离的数值仿真结果示意图。
28.图7是本发明实施例的控制装置与单个控制单元及单排控制单元的三个控制效果示意图。
29.图8是本发明实施例的控制装置与顺排控制单元阵列的控制效果示意图。
30.附图标记说明：
31.101：控制装置；102：分离线；103：分离区。
具体实施方式
32.下面将结合实施例对本发明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。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。
33.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
34.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
35.装置实施例
36.根据本发明实施例，提供了一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置，图1是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的安装位置示意图，如图1所示，具体包括：
37.多个用于产生流向涡的流动控制单元构成的阵列，所述阵列设置在飞行器表面激波湍流边界层干扰流动分离区前方。装置后缘与分离区边线的距离小于等于15δ，δ为当地边界层厚度。阵列中包括至少2排流动控制单元，所述阵列在展向等间距分布。
38.至少2排流动控制单元沿流向均匀设置在飞行器表面。流动控制单元展向分布间距小于等于4δ。展向流动控制单元的个数为分离区展向长度与单个流动控制单元展向跨度的比值向上取整。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为所述单个流动控制单元展向跨度。阵列沿流向相邻的两排流动控制单元呈交错分布。流动控制单元为微型被动式，形状为三角楔形。流动控制单元最大高度h≤0.5δ，流向长度l≤4δ，三角形半顶角α为14
°
。
39.如图1所示，本发明所述的控制装置安装在激波/湍流边界层干扰分离点上游，装置后缘距离分离线102不超过15δ，δ为当地湍流边界层厚度。通过在分离区103上游设置控制装置101,可以使得气流在控制装置下游形成稳定的流向涡,且在下游流动的过程中与湍流边界层互相影响,对边界层内的能量分布及流场结构进行调整,从而起到抑制流动分离的作用。
40.图2是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的单个流动控制单元立体结构示意图，如图2所示，组成本发明控制装置阵列的单个流动控制单元为微三角楔形结构。顺流动方向前低后高、前宽后窄。
41.图3是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的单个流动控制
单元尺寸参数示意图，如图3所示，分别给出了单个流动控制单元的三视图及等轴测视图。单个流动控制单元的关键尺寸参数包括最大高度h，流向长度l以及三角形半顶角α。其中最大高度h不超过0.5δ；流向长度l不超过4δ，三角形半顶角α为14
°
。
42.图4是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的控制单元的阵列方式示意图，如图4所示：关键参数包括控制单元的展向间距δz及流向间距δx，以及流向布置排数n。其中，展向间距δz≤4δ。单排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。流向间距δx≤4δ。流向布置排数n由仿真模拟结果根据欲达到的流动控制指标决定。
43.示例地，将本发明应用于抑制超声速压缩拐角干扰区流动分离，通过cfd数值仿真的形式对本发明控制装置的实际效果进行验证。超声速压缩拐角流动是一种典型的带有激波/湍流边界层干扰流动特征的情形，在本例条件下，拐角干扰区内出现了激波/湍流边界层干扰导致的流动分离。
44.图5是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的抑制激波边界层干扰流动分离的数值仿真结果示意图，如图5所示：
45.图6是本发明实施例的用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置的抑制湍流边界层干扰流动分离的数值仿真结果示意图，如图6所示：
46.安装控制装置后分离点由坐标由-27.3mm推迟到了-10.5mm，再附点则由21.2mm提前到了6.8mm。分离区整体减小。
47.在本例中，通过将本发明装置与单个控制单元及单排控制单元进行的数值仿真对比。
48.图7是本发明实施例的控制装置与单个控制单元及单排控制单元的三个控制效果示意图，如图7所示：
49.其中单个控制单元的分离点为-19.5mm,再附点为13.1mm；单排控制单元作用下的分离点为-16.4mm，再附点为10.2mm。本发明的控制装置能够进一步对分离区进行抑制。
50.图8是本发明实施例的控制装置与顺排控制单元阵列的控制效果示意图，如图8所示：将本发明的控制装置与顺排控制单元阵列的控制效果进行了对比。相比之下，本发明沿流向的交错排列阵列能够有效地进一步对分离区进行抑制。
51.采用本发明实施例，通过在分离区上游布置微型被动式流动控制单元，产生性态稳定的流向涡。流向涡在展向相互作用，从而对边界层中的能量和流动结构进行调整，实现流动分离的控制。
52.本发明的微型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。
53.本发明通过布放多排流动控制单元对装置产生的流向涡进行加强，强化了流向涡对湍流边界层内能量和流动结构的调整能力，实现了高速流场激波/湍流边界层干扰流动分离的有效控制。
54.本发明通过控制单元的交错分布，有效提高了装置产生的流向涡沿展向(即垂直
于流动方向)的分布密度，并使得所述的微型被动式流动控制单元的展向间距能够进一步增大。
55.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替本发明各实施例技术方案，并不使相应技术方案的本质脱离本方案的范围。

技术特征：
1.一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置，其特征在于，包括：多个流动控制单元构成的阵列，所述流动控制单元用于产生流向涡来抑制边界层干扰流动分离，所述阵列设置在飞行器表面激波湍流边界层干扰流动分离区的前方。2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置后缘与分离区的边线的距离小于等于15δ，δ为当地边界层厚度。3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述阵列中包括至少2排流动控制单元，所述阵列在展向等间距分布。4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述至少2排流动控制单元沿流向均匀设置在飞行器表面。5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述流动控制单元展向分布间距小于等于4δ。6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，展向流动控制单元的个数为分离区展向长度与单个流动控制单元展向跨度的比值向上取整。7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述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为所述单个流动控制单元展向跨度。8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述阵列沿流向相邻的两排流动控制单元呈交错分布。9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，所述流动控制单元为微型被动式，形状为三角楔形。10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述流动控制单元最大高度h≤0.5δ，流向长度l≤4δ，三角形半顶角α为14
°
。

技术总结
本发明公开了一种用于抑制边界层干扰流动分离的控制装置，包括：多个流动控制单元构成的阵列，所述流动控制单元用于产生流向涡来抑制边界层干扰流动分离，所述阵列设置在飞行器表面激波湍流边界层干扰流动分离区前方。本发明可以抑制边界层干扰流动分离。发明可以抑制边界层干扰流动分离。发明可以抑制边界层干扰流动分离。


技术研发人员：赵渊 时晓天 袁湘江
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2021.12.28
技术公布日：2022/3/8