声学超表面对高超声速边界层转捩的抑制机理与应用研究

Hypersonic boundary-layer transition plays an important role in the heat transfer, skin frication and flow separation of aircraft. In this project, the acoustic metasurface concept is introduced to suppress the development of unstable modes in hypersonic boundary-layer flow and then delay transition. First, the acoustic characteristics of metasurface, including impedance, absorption, and reflection control, are analyzed and the corresponding microstructures are proposed. Second, the interaction mechanisms are discussed by spatially resolving the flowfield in the microstructures with direct numerical simulation. Based on the numerical results, the mathematical model describing the effect of metasurface on the flow instabilities is improved. Finally, two layout strategies of metasurfaces are proposed to suppress broadband frequencies of disturbances, and their performances are validated through wind tunnel experiments. It is envisaged that the knowledge gained from this project will provide an academic foundation for the reliability and feasibility of this passive control on hypersonic boundary-layer flow.

高超声速边界层转捩对飞行器的热传递、表面摩阻和流动分离等有重要影响。本项目以声学超表面为研究对象，研究其在高超声速边界层流动中对扰动模态的作用机制；以抑制转捩为最终目标，提出超表面声学特性设计方法以及具体实现方式；使用直接数值模拟方法求解超表面微结构流场和声场，揭示超表面对扰动模态的抑制机理；完善声学超表面微结构-声场-流场相互作用的数学模型，系统研究超表面微结构形状参数对扰动模态的影响规律；最终，提出两种用于抑制宽频扰动的超表面设计方法，开展数值仿真和风洞试验研究，为声学超表面在高超声速转捩控制领域中的应用奠定理论和试验基础。

高超声速边界层转捩对飞行器的热传递、表面摩阻和流动分离等有重要影响。本项目研究声学超表面对高超声速边界层内扰动模态的抑制机理与设计方法。研究表明，对于第二模态，超表面的吸声特性、近零阻抗特性以及可控反射方向特性都能够有效抑制第二模态发展，并使用直接数值模拟以及稳定性分析理论予以证明；对于第一模态，当超表面导纳相位θ接近0.5π时，能够抑制第一模态，并在一定范围随着导纳幅值的增大抑制效果增强。计及高阶散射模态，提出不同几何形状（微圆孔、微方孔以及微缝隙）的超表面-声场-流场相互作用的数学模型，提高了声场预测精度，明确了模型使用限制条件。基于该模型，系统研究超表面微结构形状参数对扰动模态的影响规律，分别针对不同模态主导的转捩流动，建立了宽频扰动抑制方案，并通过马赫6尖锥风洞试验，证明超表面能够延迟转捩位置至少20%以上。为声学超表面在高超声速转捩控制领域中的应用奠定理论和试验基础。.相关研究发表在《AIAA Journal》，《Physics of Fluids》，《Physical Review Applied》，《Advances in Aerodynamics》等学术期刊，并受邀以综述形式发表在《Progress in Aerospace Sciences》，其中SCI论文7篇，EI论文2篇，核心论文3篇，受邀国内大会报告1次，参加国内会议并宣读论文2次，参加国际会议并宣读论文3次，授权发明专利2个。毕业博士研究生2名，硕士研究生4名。