用于抑制高超声速边界层转捩的近零阻抗声学超构表面- 大数跨境

两江科技评论

2019-04-08

导读：近日，北京理工大学宇航学院和香港理工大学机械工程学系的研究团队合作在高超音速边界层转捩抑制问题上取得重要进展，揭示了Mack第二模态的重要特性以及近零阻抗边界抑制高超声速边界层转捩的物理机制，首次将声

导读

近日，北京理工大学宇航学院和香港理工大学机械工程学系的研究团队合作在高超音速边界层转捩抑制问题上取得重要进展，于2019年4月5日在Physical Review Applied上在线发表了题为“Impedance-Near-Zero Acoustic Metasurface for Hypersonic Boundary-Layer Flow Stabilization”的研究论文[Phys. Rev. Appl. 11, 044015 (2019)]。该工作揭示了Mack第二模态多年以来被忽视的重要特性以及近零阻抗边界抑制高超声速边界层转捩的物理机制，首次将声学超构表面应用到高超声速流动控制领域。北京理工大学赵瑞讲师为论文第一作者，香港理工大学刘拓博士、温志湧教授、祝捷副教授作为共同通讯作者，香港理工大学成利教授为共同作者。此项研究得到了国家自然科学基金项目（11872116, 11774297）与香港基础研究基金（C5010-14E, 152041/18E, 152119/18E）的支持。

研究背景

长期以来，层流向湍流的转捩一直是流体力学中最重要的前沿问题之一。从理论研究角度来说，转捩过程是经典物理学遗留的最具挑战性的问题，它是从简单分层稳定状态到复杂混沌湍流状态的过程，是一个多因素耦合影响的强非线性复杂流动物理现象，转捩问题与湍流问题一起被称为“百年（或世纪）难题”。另一方面，边界层转捩预测与控制在航空航天领域具有广泛的应用背景，这主要是因为层流流动和湍流流动在摩擦阻力、噪声、热交换和掺混等方面有巨大差别，以空天飞机为例，表面保持层流时有效载荷与总重之比是全湍流时的二倍以上。同样值得关注的是，边界层流态对高超飞行器气动热环境的影响显著，湍流区气动加热远大于层流区，而热流峰值一般出现在流动转捩区，高超声速时可达层流热载荷的三倍，从而需要配置额外的热防护系统、主动冷却技术或者进行弹道调整，造成高超声速飞行器成本与重量增加。因此，为降低飞行阻力，增加有效载荷比，如何有效抑制转捩成为国内外高超领域的研究热点。

一般来说，高超声速飞行器使用尖前缘和尽量光滑的蒙皮表面可以抑制由于粗糙元引起的旁路转捩以及横流不稳定性，但无法控制由于Mack第一模态/第二模态诱发的转捩（图1）。而且由于高超声速飞行器的冷壁效应，Mack第一模态通常会被抑制，但会激发第二模态。因此对高超声速飞行器自然转捩抑制的研究，主要集中在如何更为有效地抑制边界层内Mack第二模态的发展。Mack第二模态是一种随距离增加幅度不断增大的声学扰动，可以看作是在高超声速流场作用下成为传播模式的trapped mode。从声线角度讲，其入射方向是接近于垂直壁面的。因此传统研究认为可通过粘性耗散的方式吸收Mack第二模态的能量，实现延迟转捩的目的。

创新研究

在此项工作中，研究人员使用线性稳定性理论分析了Mack第二模态增长率与壁面声阻抗值的关系，发现一个前人研究中所没有注意到的反常现象：随着声阻抗值从无穷大（刚性边界）降低为一个接近零的值（自由边界），模态增长率呈现出单调下降的趋势（图2）。这与我们对传统耗散抑制原理的理解是相悖的，因为当壁面声阻抗接近零时，系统内的耗散是非常微弱的，但Mack第二模态却得到了甚至更为有效的抑制。为直观地理解这一反常现象，研究团队使用直接数值模拟方法对流场和声场进行了深入分析，指出近零阻抗边界的引入导致Mack第二模态原本波腹点处的声压扰动变为极小值，阻碍了流场能量向声场的耦合，进而从根本上抑制了Mack第二模态的有效激发。研究人员进一步借助声学超构表面提出了一种该类边界条件的具体实施方案，即利用共振条件下入射波与反射波幅度近似相等相位相反的特性来构造等效的近零表面声阻抗（图3）。这种近零阻抗声学超构表面的抑制效果在直接数值模拟中得到了良好的验证（图4）。

该工作揭示了Mack第二模态在前人工作中被忽视的重要物理特性和抑制机理，为高超声速边界层转捩控制提供了一个全新的思路；与此同时，将声学超构表面的概念引入到高超声速流动控制领域，为超构表面寻找到了一个理想的应用场景。另外从工程应用角度，近零阻抗超构表面微结构宽深比大，比传统的吸声涂层(ultrasonic absorptive coatings)更易加工和维护，有望应用于能够减阻降热的新型热防护系统研制当中。