http://bhxb.buaa.edu.cnjbuaa@buaa.edu.cnDOI:10.13700/j.bh.1001-5965.2021.0235声学超表面抑制高速边界层内宽频不稳定模态研究王蔚彰1，孔维萱2，严昊1，赵瑞1，*(1.北京理工大学宇航学院，北京100081；2.北京航天长征飞行器研究所，北京100076)θπθπeN摘要：以声学超表面为研究对象，使用线性稳定性理论（LST），研究了声学超表面导纳相位与幅值对超声速平板边界层内宽频不稳定模态的影响规律。结果表明：当导纳相位接近0.5时，第1模态被抑制的同时第2模态会被激发，且在较低频率范围内导纳幅值的增大能够使第1模态更加稳定；当导纳相位接近时，可抑制第2模态但同时激发第1模态；整体上，导纳幅值越大，对不稳定模态的抑制或激发效果越明显。在此基础上，结合缝隙几何参数对导纳的影响，提出一种可实现性宽频抑制方案，通过分段设计声学超表面微结构的几何尺寸，实现了同时抑制第1模态和高频第2模态的目标,并使用方法验证了转捩抑制效果。关键词：声学超表面；不稳定模态；线性稳定性分析；边界层转捩；超声速流动中图分类号：V211.3；O354.4文献标志码：A文章编号：1005-5965（2023）02-0388-09在高超声速的飞行工况下，飞行器壁面的层流极易发展为湍流，该过程即为转捩[1]。转捩会使得飞行器壁面摩阻和壁面热流显著增加，从而使得飞行器载重比减小，燃油效率降低等。转捩问题是经典力学遗留的少数基础科学问题之一，与湍流问题一起被称为“百年难题”。随着高超声速飞行器的不断发展，有效控制高超声速边界层转捩愈发重要，进而降低飞行阻力，减小壁面热流，提高燃料效率[2-5]。目前的转捩控制技术可分为两大类：①主动控制技术，如壁面吹吸、等离子激励、二氧化碳注射等，由于需要在飞行器外部增设运行机构，不便应对高超声速飞行工况下严峻的气动力热环境，很难投入到实际工程应用当中；②被动控制技术，如粗糙元、波纹壁、声学超表面等，由于其机构设置简单，具有较高实用前景。其中声学超表面特征尺度（孔径）远小于边界层厚度，对基本流影响较小。由于声学超表面具有各种不同的材料特性和微结构形式，可通过多种作用机理影响转捩，应用前景更加广泛[6-8]。对于可压缩流动，边界层内扰动可以分为快声波、慢声波、熵波和涡波。快、慢声波是相对自由流以声速传播的扰动，假设自由流的马赫数为Ma，则快、慢声波的无量纲相速度分别为c=1±1/Ma，可分别激发出快/慢(F/S)模态，主要区别在于相速度，在流场前端，F模态的相速度趋近于1+1/Ma，...
