一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置

摘要

本发明涉及激波控制技术领域，本发明公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其具体包括飞行器机翼、设置在飞行器机翼上的减阻针；所述减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为Ｌ型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域。通过在机翼上表面激波区域放置的减阻针与初始较强正激波相互干扰，通过产生的一系列斜激波取代初始正激波来达到减弱波阻的目标。

权利要求

1.一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其特征在于具体包括飞行器机翼、设置在飞行器机翼上的减阻针；所述减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为Ｌ型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针的高度为C/4，其中C为机翼平均气动弦长，所述减阻针的体轴与来流的夹角激波角μ= arcsin(v/a)，其中v为来流速度，a为当地声速；μ≥arctan(H/L)；其中 L表示减阻针的体轴长度，H表示减阻针的高度。

2.如权利要求1所述的用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其特征在于所述减阻针与初始正激波相互干扰，产生一系列斜激波取代初始正激波。

3.如权利要求1所述的用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其特征在于沿翼根向翼尖的展向方向布置多个减阻针，减阻针展向的间隔为C/4，其中C为机翼平均气动弦长。

4.如权利要求1所述的用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其特征在于所述减阻针的整体形状为圆锥形，圆锥形的底部固定在机翼上，中间折弯成直角。

5.一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法，其具体包括以下步骤：步骤一、将减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为Ｌ型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域；步骤二、减阻针与初始正激波相互干扰，产生一系列斜激波取代初始正激波，所述减阻针的高度为C/4，其中C为机翼平均气动弦长, 所述减阻针的体轴与来流的夹角激波角μ= arcsin(v/a)，其中v为来流速度，a为当地声速；μ≥arctan(H/L)；其中 L表示减阻针的体轴长度，H表示减阻针的高度。

说明书

一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置

技术领域

[0001] 本发明涉及机翼激波控制技术领域，本发明公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置。

背景技术

[0002] 大型飞机对运载能力、远航程、长航时和快速输运能力的要求，决定了其必须具有高升力、高气动效率、高飞行速度和低燃油消耗。飞机的升力主要来源于机翼，低燃油消耗对应着小阻力，气动效率又是飞行马赫数与升阻比的乘积。因此现代先进的大型飞机要求采用具有小阻力、高巡航升阻比(升力与阻力之比)、高巡航气动效率的先进机翼技术。超临界机翼技术是现代大型飞机普遍采用和应用的机翼技术。

[0003] 空气阻碍飞行器运动的力量称为阻力。对于高速长时间、远距离飞行的大展弦比超临界机翼飞机，阻力更是决定飞机性能的最重要指标，其大小对飞机的航程、有效载重、速度、经济性等关键技术指标都有着决定性的影响。据Wimpress估计，爬升时阻力系数减小5％，载重可增加40％。由此可见,减阻技术是飞机研制中的极为重要和关键研究内容，采用新技术、新方法、新措施进行减阻设计，对提升采用大展弦比超临界机翼飞机的性能意义重大。

[0004] 高亚声速飞行时，在超临界机翼上表面会形成局部的超声速气流区域并以一道激波结尾。这种情况在非设计点更加严重并导致波阻的急剧增加，同时伴随的激波/边界层干扰可能致使气流的分离并进一步引起升力的损失。这种物理现象制约了飞机的飞行效率和燃油经济性的提升。因此，有效减小机翼的波阻有重要的工程实用价值。

[0005] 很多高性能的减阻装置由于设计复杂、工艺要求高以及维护问题等众多原因，使得这些装置没有广泛地被采用，或者使用后没有达到设计时预期的性能。因此，研究人员希望通过在原有普通翼型的基础上增加一些简单易行的机械装置，来提高翼型的气动性能。目前研究较多的优化措施有激波波脚下的空腔被动通气、空腔吸气/喷气、回流板、实体鼓包或者自适应机翼鼓包等，被动通气来减弱激波的方法在过去的20多年里被广泛的研究，但是那种方法只在某些特定的飞行状态下达到了减小阻力的目的，在大多数的飞行状态下其减小波阻的同时增加了粘性阻力，反而使总阻力增加。实体鼓包或者自适应机翼鼓包在设计点具有较好减弱激波阻力效果，但是其减阻效果对参数十分敏感，在非设计点对翼型气动特性造成较大改变，同时鼓包容易诱导局部分离流动。同时这些方法的控制策略均是直接作用在飞行器表面，对原始机翼气动特性存在较大的影响，需要对整体气动布局进行评估和修正，不利于现有成熟飞行器的改装。

发明内容

[0006] 针对上述问题，本发明提出了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置。

[0007] 本发明的目的通过下述技术方案来实现：

[0008] 本发明公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其具体包括飞行器机翼、设置在飞行器机翼上的减阻针；所述减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为L型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域。

[0009] 更进一步地，上述减阻针的高度为C/4，其中C为机翼平均气动弦长。

[0010] 更进一步地，上述减阻针与初始正激波相互干扰，产生一系列斜激波取代初始正激波。从而达到减弱波阻的目标。

[0011] 更进一步地，上述减阻针的体轴与来流的夹角激波角μ＝arcsin(v/a)，其中v为来流速度，a为当地声速，μ≥arctan(H/L)；其中L表示减阻针的体轴长度，H表示减阻针的高度。

[0012] 更进一步地，沿翼根向翼尖的展向方向布置多个减阻针，减阻针展向的间隔为C/4。

[0013] 更进一步地，所述减阻针的整体形状为圆锥形，圆锥形的底部固定在机翼上，中间折弯成直角。

[0014] 更进一步地，所述减阻针顶点位于C/2附近，减阻针位于表面激波位置偏前缘15％C—20％C位置，减阻针体轴与机翼平行。以保证减阻针可以对上表面激波进行控制。

[0015] 本发明还公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法，其具体包括以下步骤：步骤一、将减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为L型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域；步骤二、减阻针与初始正激波相互干扰，产生一系列斜激波取代初始正激波。

[0016] 通过采用以上的技术方案，本发明具有以下的有益效果：通过在机翼上表面激波区域放置的减阻针与初始较强正激波相互干扰，通过产生的一系列斜激波取代初始正激波来达到减弱波阻的目标。与抽吸气等控制方法相比，这种方法是一种无源控制方法，附加的结构重量非常小，与飞行器结构重量相比基本可以忽略不计。其次本方法不直接改变机翼上表面的流动结构，对飞行器自身升力系数、压心等设计参数影响较小、便于在现有飞行器上的改装。由于其主要作用的参数为减阻针的体轴与来流的夹角，所以本方法对激波位置不敏感，能够在设计点附近较宽范围均起作用。

附图说明

[0017] 图1为跨声速机翼减阻针激波控制方法示意图。

[0018] 图2为减阻针法向影响区域示意图。

[0019] 图3为减阻针展向影响区域示意图。

[0020] 图4为跨声速机翼减阻针激波控制升力对比效果。

[0021] 图5为跨声速机翼减阻针激波控制极曲线对比效果。

[0022] 图6为未加入减阻针时跨声速机翼激波控制二维马赫数分布。

[0023] 图7为加入减阻针时跨声速机翼激波控制二维马赫数分布。

具体实施方式

[0024] 下面结合说明书附图，详细说明本发明的具体实施方式。

[0025] 本发明公开了一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制装置，其具体包括飞行器机翼、设置在飞行器机翼上的减阻针；所述减阻针固定在飞行器机翼上表面的激波区域，所述减阻针为L型，减阻针的一端垂直固定在飞行器机翼上表面的激波区域。通过在机翼上表面激波区域放置的减阻针与初始较强正激波相互干扰，通过产生的一系列斜激波取代初始正激波来达到减弱波阻的目标。

[0026] 本发明的目的主要是：提出一种通过在机翼上表面激波区域放置减阻针的跨声速机翼激波控制方法，其主要原理是通过在机翼上表面激波区域放置的减阻针与初始较强正激波相互干扰，通过产生的一系列斜激波取代初始正激波来达到减弱波阻的目标。其基本原理示意图见图1。

[0027] 根据布置方式及相对位置等可以得出这种方法的主要控制参数为：H安装高度，C为机翼平均气动弦长，这里取H＝C/4，激波角μ(定义为arcsin(v/a),其中v为来流速度，a为当地声速)，需要满足μ≥arctan(H/L(L表示减阻针的体轴长度)，其法向影响区域在顺气流方向的激波角右侧，具体示意图见图2。

[0028] 为了对整个机翼表面激波进行控制，沿翼根向翼尖的展向方向布置多个减阻针，减阻针展向的间隔为C/4。其影响区域在顺气流方向的激波角右侧,具体示意图见图3。

[0029] 同时减阻针本身的外形也对减阻效果具有较大的影响，通过选型研究确认采用圆锥形(针形)减阻针效果较好。

[0030] 以下通过实验验证本发明的减阻针的效果。

[0031] 采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamic)对超临界翼型DK-3的激波控制效果进行了验证。计算马赫数为0.73，对应的雷诺数为6.5×106，针对翼型减阻研究采用二维计算，针对以上马赫数和雷诺数等计算条件，减阻针顶点位于C/2附近(其选取规则为上表面激波位置偏前缘15％C～20％C位置，以保证减阻针可以对上表面激波进行控制)，减阻针体轴与机翼平行。

[0032] 本发明主要采用了周向和法向节点数分别为597和175的C型计算网格,其中翼型表面沿周向布置了357个节点,而尾迹区沿周向布置121个节点,第一层网格距壁面最大法向距离不超过5x10-6,湍流模型采用k-ωSST(剪应力输运)模型，使用有限体积法离散定常Navier-Stokes方程。其中，对流项采用二阶迎风型Roe格式进行离散,而采用二阶中心差分格式离散黏性项。升力CL和阻力CD通过表面积分获取。

[0033] 计算结果的升力及阻力曲线如图4和图5所示。在迎角超过2.3°后，对应大升力系数范围，由于激波较强减阻针的减阻效果明显，表明通过在机翼上表面激波区域放置减阻针的跨声速机翼激波控制方法具有较好的效果和潜力。

[0034] 图5-图7给出了跨声速机翼减阻针激波控制二维马赫数分布对比效果，从图示可见通过在机翼上部激波区域加入减阻针后，减阻针与上表面正激波相互干扰，将一道正激波变为一系列斜激波，从而可以有效实现减弱波阻的目标。

[0035] 上述的实施例中所给出的系数和参数，是提供给本领域的技术人员来实现或使用本发明的，本发明并不限定仅取前述公开的数值，在不脱离本发明的发明思想的情况下，本领域的技术人员可以对上述实施例作出种种修改或调整，因而本发明的保护范围并不被上述实施例所限，而应该是符合权利要求书提到的创新性特征的最大范围。