基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法及装置

1.本发明涉及飞行器的边界层流动控制技术领域，特别地，涉及一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法及装置，另外，还涉及一种采用上述装置的飞行器。


背景技术：

2.飞行器壁面的边界层流动状态对飞行器的气动力和气动热具有决定性的影响，大量研究已经表明，当飞行器的表面流动状态从层流变为湍流后，飞行器受到的气动力和气动热会增加数倍以上，因此，研究飞行器壁面边界层的流动控制方法对飞行器的设计至关重要。目前，边界层流动控制可以分为两大类，分别为被动控制方式和主动控制方式。其中，被动控制方法主要是通过改变壁面的物理型面，从而对边界层流动产生影响，通常的被动控制方法包括在壁面安装特定形状的粗糙元、更改壁面为波纹状壁面、在局部区域采用具有微孔隙的声学超材料壁面等方式，被动控制方式能够有效地改变飞行器壁面边界层的流动状态。而边界层流动的主动控制方式通常包括通过加热或冷却装置改变飞行器壁面温度、向边界层内注入重气体(例如co2等)、在壁面对边界层进行抽吸等方式。但是，现有的边界层流动控制方式至少存在以下缺陷：
3.1、传统的流动控制方法一般都主要是促进边界层转捩，即促进边界层流动状态从层流变为湍流，例如壁面添加粗糙元等方法，这种控制方式使得边界层流动提前转捩为湍流状态，这类控制效果对飞行器降热减阻的意义不大；
4.2、实现边界层转捩抑制的条件苛刻，例如对于采用声学超材料等方式，在特定的飞行状态下，对边界层中某些特定的扰动波发展能够起到抑制的效果，但是当飞行条件改变时，例如飞行姿态变化、飞行速度变化时，扰动波类型发生变化，这种被动调控的方式不能随着外界环境参数的改变而进行调节，因此无法实现不同工况条件下对边界层流动的有效控制；
5.3、一些主动调控方式实现起来工程难度大，比如采用冷热壁面的方式进行调控，需要大功率致冷/致热器件，对能量需求大，而采用壁面吹气的方法则对工质需求很大。


技术实现要素：

6.本发明提供了一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法及装置、飞行器，以解决现有的边界层流动控制方式存在的上述缺陷的技术问题。
7.根据本发明的一个方面，提供一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，包括以下内容：
8.在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；
9.获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息；
10.基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；
11.调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。
12.进一步地，所述获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息的过程具体为：
13.测量飞行器壁面的脉动压力信息；
14.对脉动压力信息进行傅里叶变换运算，得到扰动波信号的功率谱密度分布；
15.基于功率谱密度分布获得飞行器壁面边界层内扰动波的频域分布。
16.进一步地，在产生特定频率的调制声波的过程中，还包括以下内容：
17.对调制声波的频率进行修正调整，以抵消调制声波在穿过透声材料过程中产生的衰减。
18.进一步地，所述对调制声波的频率进行修正调整过程具体为：
19.分别测量声波信号在穿过透声材料前后的频率和幅值，以标定得到特定透声材料的色散关系式，并基于色散关系式对调制声波的频率进行修正调整。
20.进一步地，当调制声波与扰动波之间的相位差为kπ时，扰动波发展受到最大程度抑制；当调制声波与扰动波之间的相位差为2kπ时，扰动波发展受到最大程度促进。
21.进一步地，在调整调制声波的相位和作用空间区域之后还包括以下内容：
22.再次获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息以反馈边界层流动调控效果。
23.进一步地，所述微纳尺度气膜的质量流率小于20g/(s*m2)、壁面法向速度小于0.02m/s。
24.另外，本发明还提供一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置，包括：
25.气源，用于在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；
26.压力测量模块，用于获取飞行器壁面边界层的扰动波信息；
27.调制声波生成模块，用于基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；
28.调整控制模块，用于调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。
29.进一步地，所述调制声波生成模块包括：
30.信号发生器，用于产生电信号；
31.换能器，用于将电信号转换为特定频率的声波信号。
32.另外，本发明还提供一种飞行器，采用如上所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置。
33.本发明具有以下效果：
34.本发明的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，通过在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜以对壁面进行覆盖，在通过压力测量的方式获取边界层中的扰动波信息后在驻室内产生特定频率的调制声波，使得调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，使调制声波与扰动波相互作用，可以促进或抑制扰动波发展，从而主动控制边界层的流动稳定性和转捩过程。其中，微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度很小，不会对扰动波发展造成额外影响，有利于提高控制精度。并且，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制，不仅可以实现促进边界层转捩，还可以实现抑制边界层转
捩，可以满足多场景条件下的不同边界层流动调控需求，适用范围更广。另外，不更改飞行器表面型面，维持了飞行器原有型面，气膜经过透声材料渗透进入边界层底层，所需工质较少，工程实现难度小。
35.另外，本发明的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置、飞行器同样具有上述优点。
36.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
37.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
38.图1是本发明优选实施例的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法的流程示意图。
39.图2是本发明优选实施例中向飞行器壁面边界层中注入搭载调制声波的微纳尺度气膜的原理示意图。
40.图3是图1中步骤s1的子流程示意图。
41.图4是图1中步骤s1的另一子流程示意图。
42.图5是图4中步骤s14的子流程示意图。
43.图6是本发明优选实施例中在飞行器壁面布置压力传感器进行气膜厚度测量的示意图。
44.图7是图5中步骤s141的子流程示意图。
45.图8是图5中步骤s142的子流程示意图。
46.图9是图1中步骤s2的子流程示意图。
具体实施方式
47.以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
48.如图1所示，本发明的优选实施例提供一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，包括以下内容：
49.步骤s1：在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；
50.步骤s2：获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息；
51.步骤s3：基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；
52.步骤s4：调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。
53.可以理解，本实施例的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，通过在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜以对壁面进行覆盖，在通过压力测量的方式获取边界层中的扰动波信息后在驻室内产生特定频率的调制声波，使得调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，使调制声波与扰
动波相互作用，可以促进或抑制扰动波发展，从而主动控制边界层的流动稳定性和转捩过程。其中，微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度很小，不会对扰动波发展造成额外影响，有利于提高控制精度。并且，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制，不仅可以实现促进边界层转捩，还可以实现抑制边界层转捩，可以满足多场景条件下的不同边界层流动调控需求，适用范围更广。另外，不更改飞行器表面型面，维持了飞行器原有型面，气膜经过透声材料渗透进入边界层底层，所需工质较少，工程实现难度小。
54.可以理解，在所述步骤s1中，如图2所示，在飞行器飞行状态下，在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜对飞行器壁面进行覆盖。其中，透声材料具有特定设计的微纳孔隙结构，透声材料所在驻室与气源连接，通过控制透声材料区域所在驻室内的压力和透声材料的孔隙参数可以产生一定厚度的微纳量级的气膜，微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度较小，不会对边界层中扰动波发展产生额外影响，有利于提高边界层流动控制精度。另外，可选地，所述微纳尺度气膜的质量流率小于20g/(s*m2)、壁面法向速度小于0.02m/s，进一步确保微纳尺度气膜不会对扰动波发展造成影响。进一步优选的，所述微纳尺度气膜的质量流率小于10g/(s*m2)、壁面法向速度小于0.01m/s。
55.目前，主要有两类冷却气膜：一类是基于离散小孔，通过从孔中喷出冷气体，从而对飞行器部件进行冷却，这类气膜运用较多的是发动机叶片冷却等；另外一类气膜是基于喷缝产生一层气膜，相比小孔喷出气膜，这种气膜可以对飞行器局部进行更大面积的覆盖，一般针对飞行器成像窗口等局部部件进行冷却。但是，对于离散孔喷气膜而言，只能够对离散的局部空间区域进行冷却，无法对大面积空间内的连续区域进行冷却，其冷却范围十分有限。而对于基于喷缝产生的超声速气膜，其冷却范围相比于离散孔喷气膜更大，但同时喷缝气膜厚度一般都是毫米级，导致它的冷却工质流量大，对冷却工质需求量大，无法对飞行器表面实现大面积区域长时间进行防隔热，从而限制了该类气膜在飞行器大面积长时间防隔热中的应用。因此，本发明还提出了一种在飞行器壁面产生微纳尺度气膜的方法，可以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜以实现大区域有效覆盖。具体地，如图3所示，所述步骤s1中在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜的过程包括以下内容：
56.步骤s11：在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室；
57.步骤s12：向气体驻室内注入气流，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜；
58.步骤s13：通过优化设计梯度孔隙结构材料的孔隙参数和控制气体驻室内的气体压力，以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜。
59.可以理解，本发明通过在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料(即透声材料)并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室，在向气体驻室内注入气流后，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜，通过对梯度孔隙结构材料的孔隙参数进行优化设计和控制气体驻室内的气体压力，可以在飞行器壁面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该微纳尺度气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动，同时，整个孔隙材料表面都渗透出微纳尺度
气膜，可以对飞行器壁面进行有效包裹，覆盖面积大，并且，由于微纳尺度气膜速度小、流量小，所需工质更小，从而可以对飞行器壁面实现大面积区域、长时间的降热减阻，具有更大的工程应用价值和应用前景。
60.可以理解，在所述步骤s11和步骤s12中，在飞行器上待冷却的局部部件上游安装梯度孔隙结构材料，例如在飞行器成像窗口上游安装梯度孔隙结构材料，并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室。另外，还设置有微型气源，通过微型气源向气体驻室内注入气流，当然，在本发明的其它实施例中，也可以利用飞行器上的现有气源向气体驻室注入气流。所述梯度孔隙结构材料具有特定孔隙结构分布，通过梯度孔隙结构材料内部的孔隙形成内部气流流道，气流在注入气体驻室后流经梯度孔隙结构材料的内部气流流动后在飞行器壁面产生冷却气膜，从而起到降热减阻的效果。
61.可以理解，在所述步骤s13中，如何保证产生的冷却气膜在微纳尺度量级以及控制气膜厚度主要在于两点，分别是梯度孔隙结构材料的孔隙参数和气体驻室内的气体压力，其中，孔隙参数主要影响气膜的注入速度，气体压力主要调控气流注入率。因此，通过对梯度孔隙结构材料的孔隙参数进行优化设计，并对气体驻室内的气体压力进行调控，从而可以在飞行器表面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该微纳尺度气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动。
62.具体地，梯度孔隙结构材料的孔隙参数设计的主要目标是减小气膜注入速度，即垂直于飞行器壁面的法向速度υn，而υn＝u
×
sinθ，其中，u表示气流表观速度，θ表示气流表观速度与壁面切平面之间的夹角。因此，如果需要减小气流的法向速度υn，则可以通过减小气流表观速度u和夹角θ来实现。其中，对于气流表观速度u，将梯度孔隙结构材料内的微通道流动简化为一维变截面流动，可以得到流动满足：其中，ρ表示气体密度，v表示气体速度，φ表示梯度孔隙结构材料内的孔隙直径。由于本发明中的气流流动为极低速孔隙流动，不考虑气体压缩性，即认为气体密度ρ不变。因此，根据上式可以得出，气体速度变化dv与孔隙直径变化dφ的符号需相反，若要达到速度减小的目的，即dv为负，则dφ应当为正，则梯度孔隙结构材料内部需要一个逐渐扩张的流动，即梯度孔隙结构材料的孔隙直径逐渐增大。因此，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径在微米量级，并由内至外按梯度均匀增大。作为优选的，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径增大梯度为：沿壁面法向方向按法向尺度的0.01倍速率增加，即沿壁面法向方向，随着材料厚度增加1mm，孔隙直径对应增加0.01mm，即增加10μm。例如，对于5mm厚度的梯度孔隙结构材料，厚度每增加1mm，则孔隙直径对应增加10μm，则所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径由内至外从10μm逐渐增大至60μm。当然，在本发明的其它实施例中，如果气膜需要达到纳米量级，则对应的孔隙直径也需要设计为纳米量级，例如，梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径由内至外按梯度从10nm均匀增大至60nm。而对于夹角θ，理论上夹角越小越好，可以使得法向速度υn尽可能小，但是夹角越小会导致材料在壁面法向方向的力学性能变差，特别是拉压强度大大降低。因此，为了让气膜出口速度沿着壁面法向方向的分量尽可能小，不会对壁面边界层流动带来额外的扰动，导致边界层转捩而明显增厚，同时也考虑了材料的力学性能，保证材料在法向方向上具备一定的抗压强度，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局需要具有一
定的方向性，即所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局方向与壁面法向方向呈夹角设置。作为优选的，所述孔隙整体布局方向与壁面法向方向之间的夹角在45
°
～75
°
范围内。
63.另外，气体驻室内的气体压力控制的目标是调控气流注入率，气流在注入气体驻室后，气体流经梯度孔隙结构材料会产生压降δp，而梯度孔隙结构材料的表面压力需要尽量与飞行器当地环境压力p
∞
满足一定压比，即气体驻室内的气体总压p0＝k(p
∞
+δp)，其中，k表示压比系数，一般取值在1.05～1.1之间，具体取值需要结合材料和环境压力定性标定。而压降δp代表的是气体流经梯度孔隙结构材料的压力损失，具体的压力损失计算公式为：
[0064][0065]
其中，uf表示气体粘性系数，k表示渗透率，f表示惯性系数，ρ表示气体密度，h表示梯度孔隙结构材料的厚度，u表示气流表观速度。气体表观速度u可以通过流量计测得的流量除以梯度孔隙结构材料的横截面积得到，而渗透率惯性系数d
p
和ε分别表示梯度孔隙结构材料的颗粒直径和孔隙率，可实现通过实验测量得到。
[0066]
因此，基于下式控制气体驻室内的气体压力：
[0067][0068]
可以理解，本发明的驻室压力计算算法，在基于达西定律的基础上，融合了流动粘性和流动惯性对流阻的影响，提出了一种全新的驻室压力计算算法，可以准确地调控气流注入率。
[0069]
可选地，如图4所示，所述步骤s1还包括以下内容：
[0070]
步骤s14：测量飞行器壁面的冷却气膜厚度，并根据气膜厚度检测结果调节气体驻室内的气体压力，从而控制冷却气膜的厚度大小。
[0071]
可以理解，通过测量飞行器表面的冷却气膜厚度，从而便于根据气膜厚度检测结果优化梯度孔隙结构材料的孔隙参数(包括孔隙直径和孔隙倾角)和/或驻室压力，从而实现微纳尺度气膜的反馈调节，有利于精准控制微纳尺度冷却气膜的厚度。
[0072]
具体地，如图5所示，所述步骤s14中测量飞行器壁面的冷却气膜厚度的过程具体为：
[0073]
步骤s141：在飞行器壁面布置若干个压力传感器，采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息；
[0074]
步骤s142：基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息；
[0075]
步骤s143：获取所述特征扰动波的特征信息与当地边界层厚度之间的关联关系；
[0076]
步骤s144：分别获取飞行器壁面渗透出冷却气膜前后的边界层中所述特征扰动波的特征信息，并基于所述特征信息和所述关联关系得到冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度，以及，基于冷却气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到冷却气膜的厚度。
[0077]
可以理解，对于薄膜厚度的测量，目前可以根据测量方式的不同，大体分为接触式和非接触式两类。其中，接触式测量通常采用膜厚仪进行，它是利用从测头经过非铁磁覆层而流入铁磁基体的磁通的大小，来测定覆层厚度。这种接触式方法一般可应用来精确测量钢铁表面的油漆层，瓷、搪瓷防护层，塑料、橡胶覆层，包括镍铬在内的各种有色金属电镀层，以及化工石油待业的各种防腐涂层。而对于非接触式测量，典型的例子是采用光学干涉方法进行气膜厚度的测量，光线穿过气膜，分别在气膜的上表面和下表面发生反射，两种反射光线会产生干涉现象，而干涉光的光强会随着气膜厚度的改变而改变，通过干涉光光强的测量，从而可以得到气膜的厚度信息。但是，这两种测量方式都无法在风洞实验中用于对高速飞行器壁面微纳尺度气膜的厚度进行测量，主要是因为以下原因：传统接触式膜厚测量仪器无法对气体薄膜的厚度开展测量，特别是当气膜厚度小到微纳尺度的时候，气膜对磁通等物理量的改变很小，很难进行有效测量。另外，基于以光学干涉法为代表的非接触式测量也无法实现，因为在风洞实验时，飞行器通常是缩比模型，实验模型内部空间狭小，通常无法安装相应的光学仪器设备，而若安装在外部则又会对风洞流场产生额外的影响，导致风洞流场不能和飞行器真实飞行环境相匹配，从而导致无法获得准确的测量结果。
[0078]
而在本发明中，通过在飞行器壁面安装压力传感器，从而测量飞行器壁面边界层中的压力脉动信息，然后将压力脉动信息转化为与当地边界层厚度相关的信息。再通过将微纳尺度气膜覆盖条件下的信号与无气膜覆盖的信号进行对比，从而就可以定量计算得到微纳尺度气膜的厚度信息，有效实现非接触式测量，并且不会对风洞流场带来额外的干扰，有效保证了测量的准确度。本发明能够实现高速，特别是高超声速风洞流场中，飞行器壁面微纳尺度气体薄膜厚度的精确测量，可为进一步控制气膜厚度和调控飞行器壁面边界层流动稳定性与转捩提供关键数据支撑。
[0079]
可以理解，在所述步骤s141中，若干个压力传感器在飞行器壁面各个母线方向采用交错布局的方式设置，例如，如图6所示，采用三个压力传感器以三角形测点布置的方式依次设置，其中一个压力传感器位于上游，另外两个压力传感器位于该传感器两侧靠下游的位置，三个压力传感器之间间距相同，传感器之间间距取扰动波波长的4～6倍。又如，沿飞行器的轴向方向，相邻压力传感器分别在飞行器壁面的不同母线上设置，以实现压力传感器的错位设置，其中，相邻压力传感器的错位间隔是相同的，也可以是不同的；又如，沿飞行器的轴向方向，压力传感器沿螺旋前进方式或波浪形式前进方式在飞行器壁面的不同母线上设置，以实现压力传感器的错位设置，其中，相邻压力传感器的错位间隔是相同的。本发明通过对压力传感器的布置方式进行了优化，有效消除了扰动波传播方向不定所带来的测量误差，极大地提高了本发明的测量准确性。尤其是，通过所获取的扰动波传播方向使其传播速度的计算更加精确，使得本发明更加适用于扰动波传播方向未知的更加复杂的应用环境。其中，所述压力传感器优选采用高频响压力传感器，高频响压力传感器与测点的位置一一对应的设置，其采用与壁面平齐的方式安装，并沿气流流动方向布置。
[0080]
另外，如图7所示，在所述步骤s141中，所述采集每个压力传感器的时序信号并进行频谱分析，以获取飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息的过程包括以下内容：
[0081]
步骤s1411：采集飞行器壁面各个测点的时序压力信号，并对得到的时序压力信号进行傅里叶变换，获得时序压力信号的功率谱密度分布。其中，测点在飞行器壁面上沿气流流动方向间隔的设置有多个，且第i个测点和第j个测点之间的间隔为δs
ij
。对于第i个测点测量得到的时序压力信号标记为pi(t)，进而，基于所获得的时序压力信号pi(t)进行傅里叶变换(fft)运算，得到该时序压力信号pi(t)的功率谱密度分布psdi(f)，即信号能量随频域的分布情况；其中，压力传感器在各个母线方向采用交错布局的方式使得各个测点空间坐标为(xi,yi)。
[0082]
步骤s1412：基于各个时序压力信号的功率谱密度分布进行频谱分析获得扰动波频域分布信息。
[0083]
可以理解，在所述步骤s142中，特征扰动波的特征信息包括：所述特征扰动波的传播方向、传播速度、频率和波长。如图8所示，所述步骤s142中基于扰动波频域分布信息获取飞行器壁面边界层中特征扰动波的特征信息的过程具体为：
[0084]
步骤s1421：选定用于进行带通滤波的滤波频段，此滤波频段的中心频率作为特征扰动波的频率。在本实施方式中，选择的滤波频段为[f1，f2]，该滤波频段用于筛选在其范围内出现能量峰值的信号，即该滤波频段作为扰动波的频段分布范围，其中，取该频率分布范围的中心频率fc＝(f1+f2)/2作为特征扰动波的频率。
[0085]
步骤s1422：基于滤波频段和时序压力信号的功率谱密度分布对时序压力信号进行带通滤波，获取处于滤波频段的时序压力信号作为特征扰动波信号。在本实施方式中，以选定的滤波频段作为通带，对所有测点得到的时序压力信号pi(t)进行带通滤波，从而得到处理之后的时序压力信号p
′i(t)，即特征扰动波信号。
[0086]
步骤s1423：基于互相关算法计算特征扰动波信号途径各个测点时的时间间隔。在本实施方式中，对于第i个测点和第j个测点，基于互相关算法计算特征扰动波信号传播经过两个测点时所用的时间间隔δt。具体方法可以通过下式进行计算：
[0087]
对于在不同测点位置上测量得到的特征扰动波信号：p
′i(t)和p
′j(t)，可以算出任一时间间隔δt所对应的互相关系数coe
ij
(δt)，其表示为：
[0088][0089]
其中，δt表示时间间隔，即为扰动波途径两个传感器时的延时。
[0090]
进一步的，依次算出某个时间范围内所不同时间间隔对应的互相关系数值coe
ij
(δt)，则其中所获得的最大相关系数coe
ij-max
(δt)所对应的时间差δt即为扰动波传播经过两个测点时所用的时间间隔δt
ij
，即当coe
ij
(δt)最大时δt＝δt
ij
。
[0091]
步骤s1424：根据时间间隔和测点间的空间位置，测算扰动波传播方向。例如，如图6中的测点1、2、3对应的传感器为例，采用下式可以解算出扰动波的传播方向：
[0092][0093]
步骤s1425：基于时间间隔和扰动波传播方向，以及测点间的空间间隔获得特征扰动波的传播速度。在本实施方式中，基于下式可以计算得到扰动波信号在测点之间传播的
速度为：v
扰
＝δs
ij
/δt，
[0094][0095]
步骤s1426：基于特征扰动波的频率和传播速度计算得到扰动波的波长。基于步骤s1421中得到的特征扰动波频率fc＝(f1+f2)/2，在特征频率和传播速度都已知的条件下，可以进一步求出扰动波信号的波长：λ＝v/fc。
[0096]
可以理解，本发明的特征扰动波计算算法进行了优化改进，充分考虑了扰动波的传播方向，使得到的扰动波的速度信息更加准确，因此测量得到的气膜厚度结果也更加准确。
[0097]
可以理解，飞行器壁面特征扰动波的特征信号，特别是波长λ与当地边界层厚度δ密切相关，进而，步骤s143中，获取特征信息与当地边界层厚度相关的关联关系的步骤中，基于扰动波信号的具体种类获取关联关系，其中，关联关系表示为：δ＝f(λ)，δ表示当地边界层厚度，λ表示扰动波信号的特征信息，即特征扰动波信号的波长。在本实施方式中，需要根据特征扰动波的具体种类进行判别后，以获得相应的关联关系，例如，对于高超声速边界层中最常见的mack模态扰动波：第二模态扰动波，几乎可以近似认为扰动波的波长与边界层厚度之间为二倍关系，即δ＝0.5λ。
[0098]
可以理解，在所述步骤s144中，基于前述步骤，可以分别测量得到在渗透出微纳尺度气膜前后，边界层内扰动波信号的波长λ1和λ2，进一步通过前述的关联关系可分别获得渗透出微纳尺度气膜前后的边界层厚度δ1和δ2。由于微纳尺度气膜覆盖在飞行器壁面表面，导致飞行器壁面边界层的厚度发生变化，因此，在步骤s144中，基于微纳尺度气膜喷出前后的当地边界层厚度计算得到微纳尺度气膜的厚度的步骤中，微纳尺度气膜的厚度可表示为：h
气膜
＝δ
2-δ1，δ1表示微纳尺度气膜喷出前的当地边界层厚度，δ2表示微纳尺度气膜喷出后的当地边界层厚度。
[0099]
可以理解，如图9所示，在所述步骤s2中，所述获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息的过程具体为：
[0100]
步骤s21：测量飞行器壁面的脉动压力信息；
[0101]
步骤s22：对脉动压力信息进行傅里叶变换运算，得到扰动波信号的功率谱密度分布；
[0102]
步骤s23：基于功率谱密度分布获得飞行器壁面边界层内扰动波的频域分布。
[0103]
具体地，先通过安装在透声材料区域下游的压力传感器对飞行器壁面脉动压力信息进行测量，测量得到的时序压力信号表示为p(t)。然后，对测量得到的时序压力信号p(t)进行傅里叶变换运算，得到扰动波信号的功率谱密度分布psd(f)，即得到扰动波的幅值a随扰动频率f的变化关系。再通过得到的功率谱密度分布结果对飞行器壁面边界层中扰动波的频域分布进行实时监测。可以理解，所述步骤s2的内容与步骤s141的内容基本相同，均是为了获取扰动波的频域分布，因此，当在步骤s141中获取了飞行器壁面边界层中的扰动波频域分布信息后，步骤s2可以省略。
[0104]
可以理解，在所述步骤s3中，基于扰动波的频域分布在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中与扰动
波相互作用，从而促进或抑制扰动波发展。其中，调制声波的频率根据需要控制的扰动波频率相同，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制，适用范围更广。例如，对于高超声速流动而言，在自然转捩过程中，第二模态波对转捩过程起到主导作用，基于扰动波信号的功率谱密度分布psd(f)可得到第二模态波的频域分布范围为[f
l
，fh]，则此时边界层中的第二模态波的中心频率可取为f1＝(fh+f
l
)/2，则产生的调制声波的频率设置为f1，通过同频率的调制声波与第二模态波之间相互作用，从而促进或抑制扰动波发展。并且，调制声波以微纳尺度气膜为载体经过透声材料渗透进入到边界层底层，所需要的工质较少，工程实现难度较小。
[0105]
其中，声波或者超声波的产生通常需要信号发生器和换能器，信号发生器主要用于产生相关电信号，换能器在对信号发生器输入的电信号进行调制后，将电能转换为膜片的机械能，机械能通过振动产生特定频率的压力扰动，即声波扰动，声波扰动以微纳尺度气膜为载体穿透具有微纳尺度孔隙的透声材料，从而进入到飞行器表面。通过换能器可以调节声波的频率，从而可以根据在边界层流动稳定性和转捩过程中起到主导作用的扰动波频率产生相同频率的调制声波，调节十分方便。换能器产生的声波扰动p是关于时间t和空间位置(x,y,z)的函数，具体可表示为：p＝f(x,y,z,t)，例如，对于均匀理想流体媒质中的小振幅声波扰动，在只考虑空间一维情况下，声波扰动函数关系可简化为：其中，co表示当地声波的传播速度。
[0106]
可以理解，声波在穿过透声材料的过程中，声波的频率和幅值都会有不同程度的衰减，具体衰减程度与透声材料的孔隙率θ、流阻δ、特征阻抗zc等性能参数相关，调制声波在穿过透声材料前后的幅值频率的色散关系式可表示为：(f1,a1)＝f(f0,a0,θ,δ,zc)，其中，f0、a0表示调制声波在穿过透声材料前的频率和幅值，f1、a1表示调制声波在穿过透声材料后的频率和幅值。为了保证边界层流动控制精度，可选地，在所述步骤s3中，在产生特定频率的调制声波的过程中，还包括以下内容：
[0107]
对调制声波的频率进行修正调整，以抵消调制声波在穿过透声材料过程中产生的衰减。
[0108]
其中，所述对调制声波的频率进行修正调整过程具体为：
[0109]
分别测量声波信号在穿过透声材料前后的频率和幅值，以标定得到特定透声材料的色散关系式，并基于色散关系式对调制声波的频率进行修正调整。
[0110]
具体地，对于选定的透声材料，孔隙率θ、流阻δ、特征阻抗zc等性能参数为固定值，可以采用驻波测量方法对透声材料的色散关系式进行标定，具体利用声压传感器分别测量调制声波在穿过透声材料前后的频率和幅值，从而建立特定透声材料的色散关系式：(f1,a1)＝f(f0,a0)。在基于扰动波的频域分布确定调制声波的频率f1后，结合上述色散关系式计算得到换能器产生的调制声波频率f0，从而确保调制声波能够产生与扰动波同频的扰动，实现对边界层中特定扰动波的有效控制，进一步提高了控制精度。
[0111]
可以理解，在所述步骤s4中，在控制过程中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，实现对扰动波的有效控制。其中，具体通过信号发生器实时调整信号相位，当调制声
波与扰动波之间的相位差为kπ时，扰动波的波峰与调制声波的波谷重合，扰动波的波谷与调制声波的波峰重合，扰动波被一定程度抵消，扰动波发展受到最大程度抑制；而当调制声波与扰动波之间的相位差为2kπ时，扰动波的波峰与调制声波的波峰重合，扰动波的波谷与调制声波的波谷重合，扰动波发展受到最大程度促进。当然，在本发明的其它实施例中，也可以根据实际促进效果或抑制效果的需要调整扰动波与调制声波之间的相位差。另外，关于调制声波的作用空间区域调整则是通过调整驻室内气体的压力，从而改变微纳尺度气膜的厚度，进而实现对调制声波作用空间区域的调整。
[0112]
另外，可选地，所述基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法在调整调制声波的相位和作用空间区域之后还包括以下内容：
[0113]
再次获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息以反馈边界层流动调控效果。
[0114]
可以理解，在控制过程中或者调控完成之后，可以通过压力传感器对飞行器壁面脉动压力信息进行再次测量，以反馈调制声波对边界层流动的调控效果，进而根据反馈信息再次微调调制声波的相位和作用空间区域。
[0115]
另外，本发明的另一实施例还提供一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置，优选采用上述的方法，该装置包括：
[0116]
气源，用于在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；
[0117]
压力测量模块，用于获取飞行器壁面边界层的扰动波信息；
[0118]
调制声波生成模块，用于基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；
[0119]
调整控制模块，用于调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。
[0120]
可以理解，本实施例的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置，通过在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜以对壁面进行覆盖，在通过压力测量的方式获取边界层中的扰动波信息后在驻室内产生特定频率的调制声波，使得调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，使调制声波与扰动波相互作用，可以促进或抑制扰动波发展，从而主动控制边界层的流动稳定性和转捩过程。其中，微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度很小，不会对扰动波发展造成额外影响，有利于提高控制精度。并且，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制，不仅可以实现促进边界层转捩，还可以实现抑制边界层转捩，可以满足多场景条件下的不同边界层流动调控需求，适用范围更广。另外，不更改飞行器表面型面，维持了飞行器原有型面，气膜经过透声材料渗透进入边界层底层，所需工质较少，工程实现难度小。
[0121]
其中，所述调制声波生成模块包括：
[0122]
信号发生器，用于产生电信号；
[0123]
换能器，用于将电信号转换为特定频率的声波信号。
[0124]
可选地，所述调制声波生成模块还包括功率放大器，用于对信号发生器产生的电信号进行放大处理，换能器再将放大后的电信号转换为特定频率的声波信号，从而可以产
生高功率声波。
[0125]
另外，本发明的另一实施例还提供一种飞行器，优选采用如上所述的边界层流动主动控制装置。
[0126]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，包括以下内容：在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息；基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。2.如权利要求1所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，所述获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息的过程具体为：测量飞行器壁面的脉动压力信息；对脉动压力信息进行傅里叶变换运算，得到扰动波信号的功率谱密度分布；基于功率谱密度分布获得飞行器壁面边界层内扰动波的频域分布。3.如权利要求1所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，在产生特定频率的调制声波的过程中，还包括以下内容：对调制声波的频率进行修正调整，以抵消调制声波在穿过透声材料过程中产生的衰减。4.如权利要求3所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，所述对调制声波的频率进行修正调整过程具体为：分别测量声波信号在穿过透声材料前后的频率和幅值，以标定得到特定透声材料的色散关系式，并基于色散关系式对调制声波的频率进行修正调整。5.如权利要求1所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，当调制声波与扰动波之间的相位差为kπ时，扰动波发展受到最大程度抑制；当调制声波与扰动波之间的相位差为2kπ时，扰动波发展受到最大程度促进。6.如权利要求1所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，在调整调制声波的相位和作用空间区域之后还包括以下内容：再次获取飞行器壁面边界层中的扰动波信息以反馈边界层流动调控效果。7.如权利要求1所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法，其特征在于，所述微纳尺度气膜的质量流率小于20g/(s*m2)、壁面法向速度小于0.02m/s。8.一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置，其特征在于，包括：气源，用于在飞行器壁面的透声材料区域产生微纳尺度气膜，以对飞行器壁面进行覆盖；压力测量模块，用于获取飞行器壁面边界层的扰动波信息；调制声波生成模块，用于基于扰动波信息在透声材料区域所在的驻室内产生特定频率的调制声波，以使调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中；调整控制模块，用于调整调制声波的相位和作用空间区域以促进或抑制扰动波发展。9.如权利要求8所述的基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制装置，其特征在于，所述调制声波生成模块包括：信号发生器，用于产生电信号；换能器，用于将电信号转换为特定频率的声波信号。10.一种飞行器，其特征在于，采用如权利要求8或9所述的基于声波调制微纳气膜的边
界层流动控制装置。

技术总结
本发明公开了一种基于声波调制微纳气膜的边界层流动控制方法及装置，该方法将调制声波以微纳尺度气膜为载体注入到边界层中，通过调整调制声波的相位和作用空间区域，使调制声波与扰动波相互作用，可以促进或抑制扰动波发展，从而主动控制边界层的流动稳定性和转捩过程。微纳尺度气膜的质量流率和壁面法向速度很小，不会对扰动波发展造成额外影响，并且，针对各频域成分扰动波在边界层流动稳定性和转捩过程中起到的不同作用，可以根据实际控制需求选择不同频段范围内的扰动波进行控制，从而能够在不同工况条件下对边界层流动进行有效控制。另外，不更改飞行器表面型面，气膜经过透声材料渗透进入边界层底层，所需工质较少，工程实现难度小。实现难度小。实现难度小。


技术研发人员：刘小林 易仕和 胡玉发
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：2023.04.20
技术公布日：2023/6/7