聲學(xué)超表面抑制第一模態(tài)研究
發(fā)布時(shí)間:2021-02-13 09:07
以聲學(xué)超表面為研究對象,采用線性穩(wěn)定性理論,研究了聲學(xué)超表面導(dǎo)納幅值與相位對超聲速邊界層內(nèi)第一模態(tài)的影響。研究結(jié)果表明,當(dāng)導(dǎo)納相位θ接近0.5π時(shí),第一模態(tài)趨于穩(wěn)定;與此同時(shí),在一定范圍內(nèi)導(dǎo)納幅值的增大能夠增強(qiáng)第一模態(tài)的穩(wěn)定性,但超出該范圍后幅值的增大會(huì)激發(fā)第一模態(tài)。在此基礎(chǔ)上,采用反向設(shè)計(jì)的思想,通過對聲學(xué)超表面微結(jié)構(gòu)的幾何尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)其在馬赫數(shù)為4的平板邊界層流動(dòng)中抑制第一模態(tài)的目標(biāo)。
【文章來源】:航空科學(xué)技術(shù). 2020,31(11)
【文章頁數(shù)】:9 頁
【部分圖文】:
縫隙型超表面的示意圖
反向設(shè)計(jì)思路首先通過不穩(wěn)定模態(tài)的無量綱角頻率確定抑制該模態(tài)所需的導(dǎo)納幅值和相位,再尋找滿足上述條件的聲學(xué)超表面結(jié)構(gòu)參數(shù)。以下各節(jié)中將采用這種設(shè)計(jì)思路。2.1 第一模態(tài)單頻抑制策略
為抑制80k Hz擾動(dòng)頻率激發(fā)的第一模態(tài),導(dǎo)納相位θ應(yīng)接近0.5π,幅值|A|應(yīng)盡量滿足式(11)。本文在以下參數(shù)空間中通過數(shù)值求解式(9)來計(jì)算所需的導(dǎo)納幅值與相位:0.1≤H*≤5mm,0.1≤Ar≤1.5,0.2≤n≤0.8。最終確定聲學(xué)超表面所需的幾何參數(shù)為:H*=0.35235mm,n=0.5246,Ar=1.5;此時(shí)x*=0.4m處導(dǎo)納幅值和相位分別為2.7552和0.5227π。為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)的聲學(xué)超表面的性能,圖6給出了擾動(dòng)頻率為80k Hz的第一模態(tài)增長率。如圖6所示,在80k Hz下,經(jīng)過設(shè)計(jì)的聲學(xué)超表面使第一模態(tài)的增長率在流向各位置處都有所降低。
【參考文獻(xiàn)】:
期刊論文
[1]橫向矩形微槽對高超邊界層失穩(wěn)的控制作用[J]. 郭啟龍,涂國華,陳堅(jiān)強(qiáng),袁先旭,萬兵兵. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2020(01)
[2]局部凹槽對高超聲速邊界層中第二模態(tài)擾動(dòng)演化的影響[J]. 李闖,董明. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2019(10)
[3]一種一體化熱防護(hù)系統(tǒng)綜合效能量化評價(jià)方法[J]. 趙旭升,楊志斌,張新霞. 航空科學(xué)技術(shù). 2019(05)
[4]一體化熱防護(hù)系統(tǒng)承載能力/熱失配改進(jìn)方法[J]. 張肖肖,秦強(qiáng). 航空科學(xué)技術(shù). 2018(06)
[5]多孔表面抑制第二模態(tài)失穩(wěn)的最優(yōu)開孔率和孔半徑分析[J]. 涂國華,陳堅(jiān)強(qiáng),袁先旭,楊強(qiáng),張毅鋒. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2018(02)
[6]多孔表面推遲高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的機(jī)理[J]. 朱德華,劉智勇,袁湘江. 計(jì)算物理. 2016(02)
[7]高超聲速飛行器中若干氣動(dòng)難題的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 李鋒,解少飛,畢志獻(xiàn),宮建,陳星,紀(jì)鋒,韓曙光,沈清. 現(xiàn)代防御技術(shù). 2014(05)
本文編號(hào):3032295
【文章來源】:航空科學(xué)技術(shù). 2020,31(11)
【文章頁數(shù)】:9 頁
【部分圖文】:
縫隙型超表面的示意圖
反向設(shè)計(jì)思路首先通過不穩(wěn)定模態(tài)的無量綱角頻率確定抑制該模態(tài)所需的導(dǎo)納幅值和相位,再尋找滿足上述條件的聲學(xué)超表面結(jié)構(gòu)參數(shù)。以下各節(jié)中將采用這種設(shè)計(jì)思路。2.1 第一模態(tài)單頻抑制策略
為抑制80k Hz擾動(dòng)頻率激發(fā)的第一模態(tài),導(dǎo)納相位θ應(yīng)接近0.5π,幅值|A|應(yīng)盡量滿足式(11)。本文在以下參數(shù)空間中通過數(shù)值求解式(9)來計(jì)算所需的導(dǎo)納幅值與相位:0.1≤H*≤5mm,0.1≤Ar≤1.5,0.2≤n≤0.8。最終確定聲學(xué)超表面所需的幾何參數(shù)為:H*=0.35235mm,n=0.5246,Ar=1.5;此時(shí)x*=0.4m處導(dǎo)納幅值和相位分別為2.7552和0.5227π。為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)的聲學(xué)超表面的性能,圖6給出了擾動(dòng)頻率為80k Hz的第一模態(tài)增長率。如圖6所示,在80k Hz下,經(jīng)過設(shè)計(jì)的聲學(xué)超表面使第一模態(tài)的增長率在流向各位置處都有所降低。
【參考文獻(xiàn)】:
期刊論文
[1]橫向矩形微槽對高超邊界層失穩(wěn)的控制作用[J]. 郭啟龍,涂國華,陳堅(jiān)強(qiáng),袁先旭,萬兵兵. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2020(01)
[2]局部凹槽對高超聲速邊界層中第二模態(tài)擾動(dòng)演化的影響[J]. 李闖,董明. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2019(10)
[3]一種一體化熱防護(hù)系統(tǒng)綜合效能量化評價(jià)方法[J]. 趙旭升,楊志斌,張新霞. 航空科學(xué)技術(shù). 2019(05)
[4]一體化熱防護(hù)系統(tǒng)承載能力/熱失配改進(jìn)方法[J]. 張肖肖,秦強(qiáng). 航空科學(xué)技術(shù). 2018(06)
[5]多孔表面抑制第二模態(tài)失穩(wěn)的最優(yōu)開孔率和孔半徑分析[J]. 涂國華,陳堅(jiān)強(qiáng),袁先旭,楊強(qiáng),張毅鋒. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2018(02)
[6]多孔表面推遲高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的機(jī)理[J]. 朱德華,劉智勇,袁湘江. 計(jì)算物理. 2016(02)
[7]高超聲速飛行器中若干氣動(dòng)難題的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 李鋒,解少飛,畢志獻(xiàn),宮建,陳星,紀(jì)鋒,韓曙光,沈清. 現(xiàn)代防御技術(shù). 2014(05)
本文編號(hào):3032295
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