專利名稱：亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空航天技術(shù)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，可直接應(yīng)用于類腔體結(jié)構(gòu)的流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估。
背景技術(shù)：
繞空腔流動普遍存在于航空航天領(lǐng)域，如物體表面的切口、凹槽、燃燒室、飛機起落架腔及武器艙等。當(dāng)高速氣流流過開式空腔，滿足一定的空氣動力學(xué)條件和幾何條件時，由于腔外剪切流與腔內(nèi)流動的相互作用，流動可能出現(xiàn)自激振蕩，出現(xiàn)壓力、速度等劇烈脈動，并誘發(fā)具有規(guī)律性的聲波模態(tài)。當(dāng)前空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估較為人們接受的是1964年Rossiter關(guān)于開式空腔內(nèi)流激振蕩與聲波模態(tài)的產(chǎn)生和發(fā)展過程提出的一個理論模型，即空腔上方的自由剪切層內(nèi)包含了由腔前緣分離產(chǎn)生的渦，此渦從前緣脫落后以一定的速度流向下游，到達空 腔后緣處與腔后壁碰撞后誘發(fā)一系列向前傳播的壓力波，當(dāng)這些壓力波撞擊空腔前壁時又會誘發(fā)前緣產(chǎn)生新的渦，此渦又脫落、流向下游，與腔后壁相撞產(chǎn)生新的聲波再反饋到腔前緣，這樣就形成了一個聲波與流動相互作用的反饋回路。描述空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的特性參數(shù)有U為自由來流速度；L為開式空腔長度；D為開式空腔深度；tl為剪切層中脫落渦從前緣運動到后緣時間；t2為反饋聲波從后緣傳播到前緣的時間；t3為聲波傳播至前緣與新渦產(chǎn)生的滯后時間。設(shè)定相關(guān)參數(shù)如下U。為剪切層中脫落渦運動速度；T為腔內(nèi)流激振蕩周期；λ 渦周期脫落的波長；仁為渦周期脫落的頻率；λ。為反饋聲波的波長；fc為反饋聲波的頻率；a為反饋聲波傳播速度。其中t!=L/Uc(I)t2=L/a(2)fV=UV/ λ ν(3)fc=a/ λ c(4)當(dāng)開式空腔剪切層中的渦脫落頻率與反饋聲波頻率相等，且滿足一定的相位條件時，腔內(nèi)流動將形成頻率為f的自激振蕩。渦運流時間ti、聲波反饋時間t2、聲波傳播與渦生成滯后時間t3與腔內(nèi)流激振蕩周期滿足下式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)將公式(6)中的參數(shù)無量綱化后為
__*--|—— + (L * f )— = η—— = η---,(n = 1,2,3,4...)(7)
Uc a X3 Jn Stn fnL St11’ 設(shè)定相關(guān)參數(shù)如下
uUc=SU00, M = —χ =t3 · fn(8)
a公式(7)可變換為
II- + M = (η— χ) ·—，(η = 1,2，354…)(9) ε Stn
γ%— γ
Qf _ ^ (η — I 2 A \
.....ι"4 5 \ * ·I，5I · · /νΠ , . I(10)
M + — ε公式(10)就是Rossiter關(guān)于開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)給出的半經(jīng)驗預(yù)測公式的理論模型。1975年Heller提出在空腔后壁處向上游傳播的聲波速度應(yīng)為當(dāng)?shù)芈曀伲粦?yīng)是遠場聲速，修正了 Rossiter的半經(jīng)驗公式，得出了開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估修正公式,如式(11)。
II"J*! .■■■■■■■■
O 4, 一 Jn —n Um Μ ι + ΤζΣ)Μ2^υ2 +1CU)
L I 2 Jε其中fn為空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估的各階激振頻率；Stn為描述空腔流激振蕩與聲波模態(tài)頻率的無量綱參數(shù)；η為流激振蕩預(yù)估模態(tài)階數(shù)(一般取正整數(shù)，如1，2，3，4…)；Y為空氣的比熱比，一般取值為I. 4 ;ε和χ為由試驗測量結(jié)果決定的經(jīng)驗常數(shù)，ε與剪切層中的脫落渦遷移速度與自由流速度的比值有關(guān)；X與聲波到達空腔上游前端面時刻相對隨后的渦脫落之間的時間滯后有關(guān)。雖然Rossiter和Heller用公式(10)和(11)根據(jù)空腔流激振蕩與聲波模態(tài)產(chǎn)生的物理機制很好地詮釋了空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法。公式中的大多參數(shù)取值都可以根據(jù)研究與試驗條件確定，但ε和χ兩個無量綱參數(shù)卻無法利用一個方程給出準確的取值，從而較準確地預(yù)測空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估的各階流激振蕩頻率。
針對上述問題，Rossiter和Heller分別于1964年和1975年提出了一個預(yù)測開式空腔(一般2 < L/D ( 10)的理論模型和半經(jīng)驗公式，并利用他們在小型亞聲速風(fēng)洞中的試驗測量結(jié)果指出了半經(jīng)驗公式中常數(shù)ε和χ的取值一般為O. 57和O. 25，給出了半經(jīng)驗預(yù)測結(jié)果。當(dāng)前國際上，Rossiter和Heller提出的開式空腔流激振蕩和聲波模態(tài)形成的物理機制和理論模型已被普遍接受。但Rossiter和Heller依據(jù)小型亞聲速風(fēng)洞試驗結(jié)果指出的半經(jīng)驗公式中ε和χ這兩個參數(shù)的取值存在幾個關(guān)鍵問題并未考慮第一，亞聲速開式空腔流動未能完全展現(xiàn)亞跨超聲速開式空腔流場結(jié)構(gòu)和特性，亞跨超聲速開式空腔流動存在可壓縮性，流場存在膨脹波/壓縮波/激波與剪切層的相互干擾等；第二，小尺寸空腔試驗結(jié)果未能完全模擬試驗雷諾數(shù)，并不能考慮來流邊界層結(jié)構(gòu)對空腔流激振蕩與聲波模態(tài)形成機制的影響；第三，單純的依據(jù)風(fēng)洞試驗結(jié)果和一個數(shù)學(xué)公式預(yù)測兩個未知數(shù)的取值，本身就不能獲得數(shù)學(xué)概念上的嚴格解析解，存在工程實踐經(jīng)驗估計。因此，Rossiter和Heller的預(yù)估方法在預(yù)測開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)各階激振頻率與實際情況存在一 定偏差，且利用小型亞聲速風(fēng)洞試驗結(jié)果獲得的ε和χ常數(shù)的取值并不能滿足大尺寸空腔、亞跨超聲速條件下流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估的普適性。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點，本發(fā)明提供了一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，針對典型開式空腔繞流流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估公式中常數(shù)取值預(yù)測不準等關(guān)鍵難題，基于Rossiter和Heller半經(jīng)驗理論模型與公式，采用描述空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率的斯托羅哈數(shù)(Strouhal number,簡稱St)的分析方法,通過分析亞跨超聲速下空腔流激振蕩與聲學(xué)反饋回路形成的物理機制，對預(yù)測半經(jīng)驗理論模型中相關(guān)常數(shù)進行了準確地預(yù)測法，使得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的預(yù)估值較為準確。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，包括如下步驟步驟一、建立亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型；步驟二、采用無量綱分析方法獲得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)的無量綱頻率參數(shù)St的關(guān)系表達式；步驟三、確定描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值；步驟四、確定描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值。所述建立亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型的步驟為(I)依據(jù)影響空腔流動特性的典型結(jié)構(gòu)參數(shù)和拓撲關(guān)系，建立描述亞跨超聲速流動條件下開式空腔結(jié)構(gòu)外形的幾何參數(shù)化數(shù)據(jù)模型；(2)根據(jù)飛行工況和條件，確定影響定空腔流動特性的典型的來流參數(shù)；(3)基于亞跨超聲速流動條件下開式空腔流激振蕩和聲波模態(tài)形成的物理機制，建立空腔結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)、來流參數(shù)和聲波模態(tài)參數(shù)間的影響關(guān)系，完成亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型的創(chuàng)建。所述采用無量綱分析方法獲得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)的無量綱頻率參數(shù)St的關(guān)系表達式的方法為(I)基于Rossiter和Heller理論模型和半經(jīng)驗公式對St的求解關(guān)系表達式進行分解；(2)依據(jù)空腔流激振蕩的周期性，求得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)各階激振頻率Stn間的關(guān)系；(3)設(shè)定一個基本的開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)StMf，用空腔流激振蕩與聲波模態(tài)相鄰階激振頻率之間的差值表示，用于描述來流馬赫數(shù)M和渦運動速度因子常數(shù)ε對開式空腔振蕩模態(tài)Stn的影響；(4)引入一個描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)St_，用于描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X對開式空腔振蕩模態(tài)St1J^影響。 所述確定描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值方法如下(I)根據(jù)描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)StMf和St_間的影響關(guān)系式獲得空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的各階主要激振頻率表達關(guān)系式；(2)利用空腔流激振蕩與聲波模態(tài)形成的周期性物理規(guī)律，獲得各階主要激振頻率之間的相互影響關(guān)系式；(3)基于各階主要激振頻率之間的相互影響規(guī)律和關(guān)系獲得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)Stref的取值，根據(jù)來流馬赫數(shù)M獲得描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值。所述確定描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值方法如下(I)根據(jù)描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)StMf的取值和空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的各階主要激振頻率間的表達關(guān)系式，獲得各階激振頻率st_, n的數(shù)值；(2)基于各階主要激振頻率之間的相互影響規(guī)律和關(guān)系獲得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)stMf和st_的取值，獲得描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的積極效果是著眼于開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)產(chǎn)生物理機制與過程的復(fù)雜性，基于Rossie和Heller關(guān)于開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的理論模型，針對Rossiter和Heller半經(jīng)驗公式中常數(shù)取值方法在預(yù)估空腔各階流激振蕩與聲波模態(tài)時的缺陷和不確定性，立足空腔流激振蕩物理規(guī)律，采用量綱分析方法，提出了一種開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，能較準確地預(yù)估空腔各階流激振蕩與聲波模態(tài)。本發(fā)明方法經(jīng)過風(fēng)洞試驗結(jié)果和國外參考文獻預(yù)估結(jié)果的驗證，是可行和正確的，具有普適性。
具體實施例方式一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，包括如下步驟步驟一、建立亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型(I)依據(jù)影響空腔流動特性的典型結(jié)構(gòu)參數(shù)和拓撲關(guān)系，建立描述亞跨超聲速流動條件下開式空腔結(jié)構(gòu)外形的幾何參數(shù)化數(shù)據(jù)模型；(2)根據(jù)飛行工況和條件，確定影響定空腔流動特性的典型的來流參數(shù)，包括來流速度、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等；(3)基于亞跨超聲速流動條件下開式空腔流激振蕩和聲波模態(tài)形成的物理機制，建立空腔結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)、來流參數(shù)和聲波模態(tài)參數(shù)間的影響關(guān)系，完成亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型的創(chuàng)建。步驟二、采用無量綱分析方法獲得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)的無量綱頻率參數(shù)St的關(guān)系表達式(I)基于Rossiter和Heller理論模型和半經(jīng)驗公式對St的求解關(guān)系表達式進行分解(見公式12):
權(quán)利要求
1.一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，其特征在于包括如下步驟 步驟一、建立亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型； 步驟二、采用無量綱分析方法獲得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)的無量綱頻率參數(shù)St的關(guān)系表達式； 步驟三、確定描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值； 步驟四、確定描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，其特征在于所述建立亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型的步驟為 (1)依據(jù)影響空腔流動特性的典型結(jié)構(gòu)參數(shù)和拓撲關(guān)系，建立描述亞跨超聲速流動條件下開式空腔結(jié)構(gòu)外形的幾何參數(shù)化數(shù)據(jù)模型； (2)根據(jù)飛行工況和條件，確定影響定空腔流動特性的典型的來流參數(shù)； (3)基于亞跨超聲速流動條件下開式空腔流激振蕩和聲波模態(tài)形成的物理機制，建立空腔結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)、來流參數(shù)和聲波模態(tài)參數(shù)間的影響關(guān)系，完成亞跨超聲速流動條件下開式空腔流動物理概念模型的創(chuàng)建。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，其特征在于所述采用無量綱分析方法獲得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)的無量綱頻率參數(shù)St的關(guān)系表達式的方法為 (1)基于Rossiter和Heller理論模型和半經(jīng)驗公式對St的求解關(guān)系表達式進行分解； (2)依據(jù)空腔流激振蕩的周期性，求得描述空腔流激振蕩和聲波模態(tài)各階激振頻率Stn間的關(guān)系； (3)設(shè)定一個基本的開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)StMf，用空腔流激振蕩與聲波模態(tài)相鄰階激振頻率之間的差值表示，用于描述來流馬赫數(shù)M和渦運動速度因子常數(shù)ε對開式空腔振蕩模態(tài)Stn的影響； (4)引入一個描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)St_，用于描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X對開式空腔振蕩模態(tài)Stn的影響。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，其特征在于所述確定描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值方法如下 (1)根據(jù)描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)StMf和St_間的影響關(guān)系式獲得空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的各階主要激振頻率表達關(guān)系式； (2)利用空腔流激振蕩與聲波模態(tài)形成的周期性物理規(guī)律，獲得各階主要激振頻率之間的相互影響關(guān)系式； (3)基于各階主要激振頻率之間的相互影響規(guī)律和關(guān)系獲得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)Stref的取值，根據(jù)來流馬赫數(shù)M獲得描述渦運動速度因子常數(shù)ε的取值。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，其特征在于所述確定描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值方法如下 (1)根據(jù)描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)Std的取值和空腔流激振蕩與 聲波模態(tài)的各階主要激振頻率間的表達關(guān)系式，獲得各階激振頻率St_,n的數(shù)值； (2)基于各階主要激振頻率之間的相互影響規(guī)律和關(guān)系獲得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率參數(shù)Stref和St_的取值，獲得描述聲波到達空腔上游前壁面和隨后渦脫落之間的時間滯后因子常數(shù)X的取值。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種亞跨超聲速開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估方法，針對典型開式空腔繞流流激振蕩與聲波模態(tài)預(yù)估公式中常數(shù)取值預(yù)測不準等關(guān)鍵難題，基于Rossiter和Heller半經(jīng)驗理論模型與公式，采用描述空腔流激振蕩與聲波模態(tài)無量綱頻率的斯托羅哈數(shù)(Strouhalnumber)的分析方法，通過分析亞跨超聲速下空腔流激振蕩與聲學(xué)反饋回路形成的物理機制，提出預(yù)測半經(jīng)驗理論模型中相關(guān)常數(shù)的預(yù)測方法，使得描述開式空腔流激振蕩與聲波模態(tài)的預(yù)估值較為準確。本發(fā)明方法經(jīng)過典型開式空腔風(fēng)洞試驗結(jié)果和國外文獻結(jié)果驗證，是正確的和可行的。
文檔編號G06F19/00GK102902886SQ20121036957
公開日2013年1月30日 申請日期2012年9月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月27日
發(fā)明者楊黨國, 李建強, 蔣衛(wèi)民, 李耀華, 劉俊, 梁錦敏, 張詣 申請人:中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所