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一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置

阅读：1247发布：2020-09-08

IPRDB可以提供一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明实施例公开了一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，涉及空气动力学技术领域，能够提升控制激波的效果。本发明包括：机翼为超临界梯形机翼，所述机翼的前缘后掠角为25°，所述机翼的剖面为超临界翼型；所述机翼的翼型前缘为钝圆，所述机翼的上翼面平坦，下表面在所述机翼后缘处有反凹；所述机翼后缘的厚度薄于前缘，且后缘向下弯曲；所述后缘装置安装于所述机翼后缘的下翼面处，后缘装置长度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C为所述机翼的翼型弦长。本发明适用于对后缘处的强激波进行控制。，下面是一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，包括：机翼为超临界梯形机翼，所述机翼的前缘后掠角为25°，所述机翼的剖面为超临界翼型；

所述机翼的翼型前缘为钝圆，所述机翼的上翼面平坦，下表面在所述机翼后缘处有反凹；

所述机翼后缘的厚度薄于前缘，且后缘向下弯曲；

所述后缘装置安装于所述机翼后缘的下翼面处，后缘装置长度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C为所述机翼的翼型弦长。

2.根据权利要求1所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，所述后缘装置的长度为大于等于2.3％C且小于等于2.9％C。

3.根据权利要求2所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，所述后缘装置高度为0.54％C。

4.根据权利要求1所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，所述后缘装置的长度为大于等于3.1％C且小于等于3.3％C。

5.根据权利要求4所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，所述后缘装置高度为0.6％C。

6.根据权利要求3所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于，所述后缘装置的长度为2.5％C。

7.根据权利要求2或3所述的跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其特征在于：在所述机翼的剖面中，后缘装置的长度为2.3％C时，最优控制点坐标为(x/c＝0.9872；

y/c＝-0.00089)，其中坐标轴的横轴表示为所述机翼的剖面的弦长值，所述坐标轴的纵轴表示为所述机翼的剖面的高度值；

后缘装置的长度为2.5％C时，最优控制点坐标为(x/c＝0.9903；y/c＝-0.00158)。

说明书全文

一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置

技术领域

[0001] 本发明涉及空气动力学技术领域，尤其涉及一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置。

背景技术

[0002] 中远途民用客机和高空高速长航时无人机，在巡航状态的阻力主要由摩擦阻力和升致阻力构成，分别占总阻力的55％和35％左右。经过研究表明，飞机的总阻力每减小1％，直接使用成本可以降低0.2％或者增加1.6吨的有效载荷。目前，在跨声速状态下，飞机表面层流化是能够大幅度减小摩擦阻力的有效方法。

[0003] 在这其中，通过发展超临界翼型技术，使得飞机在跨声速状态下能够实现较高的升阻比，所以跨声速大展弦比飞机都采用中等后掠角的超临界机翼。然而在飞行雷诺数约107条件下，后掠翼极易诱发前缘附着线转捩及边界层展向流的不稳定性，从而使机翼过早地发生转捩进入到湍流状态，大大增大了飞机表面的摩擦阻力。在大展弦比超临界机翼的设计中，跨声速自然层流翼型/机翼是一种新的研究方向

[0004] 自然层流翼型设计的关键就是使翼型表面保持大范围的顺压梯度。然而在跨声速状态下，层流翼型表面流向大范围顺压梯度的存在，使得其后缘因压力恢复产生较强的激波，在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力，反而消弱了层流化的效果，因此需要对后缘处的强激波进行控制。

发明内容

[0005] 本发明的实施例提供一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，能够提升控制激波的效果。

[0006] 为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：机翼为超临界梯形机翼，所述机翼的前缘后掠角为25°，所述机翼的剖面为超临界翼型；所述机翼的翼型前缘为钝圆，所述机翼的上翼面平坦，下表面在所述机翼后缘处有反凹；所述机翼后缘的厚度薄于前缘，且后缘向下弯曲；所述后缘装置安装于所述机翼后缘的下翼面处，后缘装置长度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C为所述机翼的翼型弦长。

[0007] 其中，所述后缘装置的长度为大于等于2.3％C且小于等于2.9％C。所述后缘装置高度为0.54％C。或者，所述后缘装置的长度为大于等于3.1％C且小于等于3.3％C。所述后缘装置高度为0.6％C。

[0008] 具体的，所述后缘装置的长度为2.5％C。

[0009] 本发明实施例提供的跨声速层流翼型设计中后缘的处激波控制装置，能够使得翼型后缘装置后加载增加，使得上翼面后缘装置处逆压梯度减小，从而弱化因压力恢复而产生的强激波，翼型的气动性能得到改善。在升力系数保持不变的情况下，压致阻力系数减小，因此后缘装置能够提升控制激波的效果。

附图说明

[0010] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

[0011] 图1a、图1b为本发明实施例提供的，结构示意图；

[0012] 图1c为本发明实施例提供的，鼓包控制机翼上激波阻力示意图；

[0013] 图2为本发明实施例提供的，后缘装置在翼型上的具体参数定义的示意图；

[0014] 图3a-图3f为本发明实施例提供的，后缘装置在不同长度和高度下激波控制效果的示意图；

[0015] 图4为本发明实施例提供的，三组加装后缘装置翼型和初始翼型的压力系数图的对比示意图；

[0016] 图5为本发明实施例提供的，初始翼型加装分裂式后缘装置(TED)和改进后缘装置(Cambered TED)的对比示意图；

[0017] 图6为本发明实施例提供的，在2.3％C后缘装置长度下，控制点不同位置下的激波控制效果的示意图；

[0018] 图7为本发明实施例提供的，后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势的示意图；

[0019] 图8为本发明实施例提供的，XY平面投影图，显示改进的后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势；

[0020] 图9为本发明实施例提供的，在后缘装置长度为2.5％C下，不同构型对激波控制的效果的示意图；

[0021] 图10为本发明实施例提供的，YZ平面投影图，展示了改进的后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势；

[0022] 图11为本发明实施例提供的，另一种的XY平面投影图，展示了改进后后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势。

具体实施方式

[0023] 为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

[0024] 本发明实施例提供一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，其中，采用的机翼为超临界梯形机翼，所述机翼的前缘后掠角为25°，所述机翼的剖面为超临界翼型；

[0025] 所述机翼的翼型前缘为钝圆，所述机翼的上翼面平坦，下表面在所述机翼后缘处有反凹；

[0026] 所述机翼后缘的厚度薄于前缘，且后缘向下弯曲；

[0027] 所述后缘装置安装于所述机翼后缘的下翼面处，如图1a和图1b所示的，后缘装置长度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C为所述机翼的翼型弦长。所述后缘装置高度为0.54％C。

[0028] 在本实施例中，采用后缘装置技术减小跨声速激波阻力，其控制原理在于：增加机翼/翼型的后缘装置后加载，减小后缘装置恢复的压力梯度，从而弱化后缘装置处的激波强度。由于后缘装置展向分布的均匀性，无需较密的展向网格，相比鼓包技术能够极大地减少网格数量，进而缩短流动计算时间,同时该技术具有良好的鲁棒性，即翼型/机翼无论在设计状态亦或是偏离设计状态下，其均具有良好的减租效果。本实施例重点在于后缘装置在激波控制的场景中的具体参数的研究，尤其是后缘装置在层流翼型优化设计中控制激波强度的有效性，及后缘装置不同高度、长度下对激波控制的规律，并初步探索其扩展到三维机翼优化中激波控制的可行性。具体的，可以采用基于线性稳定性理论的eN方法作为转捩判断的工具，进而应用基于Pareto策略的进化算法在推迟翼型表面转捩位置降低摩擦阻力的同时优化后缘装置(高度、长度)进行多目标优化设计，优化后得到该多目标问题的Pareto均衡解。数值计算结果表明后缘装置在减小波阻力方面可以获得和鼓包相似的效果，优化后翼型的气动性能较初始翼型均明显改善，即翼型表面的层流区域较初始翼型增大、激波强度得到有效控制、阻力发散马赫数均有所提高。通过数据分析也证明了后缘装置具有良好的推广到三维机翼优化设计中激波控制的潜力。

[0029] 在本实施例中，所述后缘装置的长度为大于等于2.3％C且小于等于2.9％C。在优选方案中，后缘装置的高度为0.54％C。

[0030] 可选的，所述后缘装置的长度为大于等于3.1％C且小于等于3.3％C。在优选方案中，后缘装置的高度为0.6％C。所述后缘装置的长度为2.5％C。

[0031] 在本实施例中，通过实验研究后缘装置不同高度和长度对后缘装置处激波控制的效果。长度分别选取2.3％C到3.3％C(ΔL＝0.2％C，其中ΔL表示实验中长度的每一次递增量)，高度从0.2％C逐渐增加到0.8％C(ΔH＝0.02％C)，其中ΔH表示实验中高度的每一次递增量，后缘装置在翼型上的具体参数定义可见图2。

[0032] 其中，转捩位置的预测一直是流体力学的一个难题，根据目前的理论，边界层的转捩方式可以划分为以下三种：第一种为“模态转捩”，通常出现在背景扰动的湍流度比较低的情况下。其过程通常为，边界层对于外部初始小扰动而诱发形成T-S波过程，随后是经历了较长的扰动线性增长，最后进入非线性演化阶段，当流场中高频广谱扰动形成后，流动最终达到湍留。第二种转捩类型为“旁路转捩”。Klebanoff通过边界层转捩实验研究观察到当初始扰动足够大，扰动的线性阶段将被直接跳过，边界层扰动出现突变式的增长，这种转捩被称为旁路转捩。Schmid-Henningson发现边界层转捩中存在另一类重要的转捩现象即“斜波转捩”，运用直接数值模拟方法首次研究了槽道流动中一对三维扰动模态诱发转捩的时间发展过程。

[0033] 判断转捩的经验模型是基于大量的实验数据分析得到的，虽然能快速的进行流动的转捩判断，但是它们对流动中转捩的机理不能做出细致的解释，不便人们对转捩现象进行深入的研究。而基于线性稳定性理论的转捩判断方法(eN方法)不但利于科研人员对转捩发生、发展的机理有详尽的认识，同时对控制转捩的发生或者推迟转捩提供必要的理论基础。eN方法是基于小扰动理论建立起来的转捩判断方法，通过数值模拟流场中的微小扰动随时间在流场中的演变，观察这个扰动随着时间的推移是放大还是衰减来判断流动是否发生转捩。如果扰动衰减，就认为流动保持层流状态；如果扰动振幅随着流动不断增加，则流动就会发生转捩并发展成湍流。

[0034] 现有方案中主要采用的鼓包技术，在对翼型转捩位置影响较小的前提下，可以弱化激波、减小激波阻力。然而在偏离设计状态时，鼓包技术的控制效果减弱，如图1c中所示的，严重时可能产生更强的激波，增加总阻力，降低飞行器的飞行性能；另外，扩展到三维层流机翼优化设计中时，由于一系列离散鼓包的存在，需要在鼓包位置处的展向和弦向布置足够数量的网格来准确模拟鼓包对流场的影响，使得设计过程中的流场分析耗时很长，对三维层流机翼设计工作极为不利，大大的延长设计周期，占用极大的物力和财力。

[0035] 本实施例中所述的后缘装置是一系列用来控制翼型/机翼后缘装置流动的机械装置。相较于传统的飞机控制面，后缘装置要小的多，即传统的控制面的长度约占10％到30％的机翼弦长，而后缘装置的长度只占4％或者更小比例的弦长。

[0036] 后缘装置的激波控制原理为，增加翼型/机翼后缘装置后加载，进而减小后缘装置由于压力恢复而产生的强激波。流动从翼型前缘开始，穿过一系列膨胀波之后加速到超音速状态，而后保持超音速流动直到后缘装置附近，由于压力需要恢复到后驻点处的压力值，同时流动由超音速状态变成亚音速状态，因此在后缘装置附近产生一道激波，将增加额外的激波阻力。而后缘装置的存在使得压力不需要恢复到后驻点处的压力值，逆压梯度小于初始翼型的逆压梯度，因此激波强度也相应的减弱，激波阻力也较初始翼型得到弱化。

[0037] 例如：在自由来流马赫数0.76、雷诺数7.6×106的飞行状态下，测试初始翼型加装不同尺寸后缘装置后压致阻力变化趋势,具体参见如图3a-图3f所示的后缘装置不同长度和高度下激波控制效果。从图3a-图3f中可以发现，从2.3％C到2.9％C长度下，后缘装置的减阻效果随着后缘装置高度的增加开始增加，在大约0.54％弦长高度时达到最优的减租效果，压致阻力由初始的0.01176减小到0.01145左右。而3.1％C和3.3％C在约0.6％弦长时达到最优效果，具体数值见表1。而后随着高度的增加减租效果开始减小。

[0038] 具体的，本实施例中采用的初始翼型，可以是RAE2822超临界翼型；还可以采用的其它超临界翼型，如SC(2)_0710翼型、NACA 64A系列翼型等。

[0039] 在本实施例中，优选的后缘装置的长度为2.3％C、2.5％和3.1％C。例如：图4为三组加装后缘装置翼型(长度2.3％C、2.5％C和3.1％C)和初始翼型的压力系数图。数值计算结果表明加装后缘装置，翼型后缘装置后加载增加，使得上翼面后缘装置处逆压梯度减小，从而弱化因压力恢复而产生的强激波，翼型的气动性能得到改善。初始翼型和加装后缘装置翼型的气动力系数值见表1，在升力系数保持不变的情况下，压致阻力系数分别减小了2.58％、2.46％和2.38％，因此后缘装置具有良好的控制激波的效果。

[0040] 需要说明的是，本实施例中优选的后缘装置尺寸，并非能够通过现有理论直接推导得到，而是需要申请人采用本实施例所述的设计，并进行实验验证得到，比如从表1中后缘装置尺寸为L＝3.3％C、H＝0.2％C的翼型的气动数据分析得到，不合理的尺寸不但不可以控制后缘装置激波强度，相反会进一步增加激波强度。

[0041] 表1初始翼型加装后缘装置前后气动数据对比(Optimal Shape)

[0042]

[0043]

[0044] 进一步的，本实施例中对后缘装置形状采用二阶Bezier曲线控制进行设计，来研究此结构是否对后缘装置激波控制有更好的效果。

[0045] 例如：为初始翼型加装分裂式后缘装置(TED)和改进后缘装置(Cambered TED)对比，选取分裂式后缘装置(TED)特征长度在2.3％/C和2.5％C下控制效果最优的后缘装置外形，研究不同控制点下不同构型的改进后后缘装置对激波控制的效果。计算状态为自由来流马赫数0.76、雷诺数7.6×106，测试效果可以见表2和表3所示的不同长度后缘装置的控制点设计变化范围。具体的，如图5所示的，在所述机翼的剖面中，后缘装置的长度为2.3％C时，最优控制点坐标为(x/c＝0.9872；y/c＝-0.00089)，其中坐标轴的横轴表示为所述机翼的剖面的弦长值，坐标轴的纵轴表示为所述机翼的剖面的高度值；后缘装置的长度为2.5％C时，最优控制点坐标为(x/c＝0.9903；y/c＝-0.00158)。

[0046] 基于2.3％C和2.5％C长度下的后缘装置进行改进，由控制点对改进后的控制曲线进行外形控制。计算后证明改进后的后缘装置控制效果更好，2.3％C长度下的最优控制点坐标为(x/c＝0.9872；y/c＝-0.00089),控制激波阻力从0.01176减小到0.01128(改进前最优的控制效果为0.01145)；2.5％C长度下的最优控制点坐标为(x/c＝0.9903；y/c＝-0.00158),控制激波阻力从0.01176减小到0.011285(改进前最优的控制效果为0.01147)。

[0047] 表2改进型后缘装置控制参数变化空间

[0048]

[0049] 表3改进型后缘装置控制参数变化空间

[0050]

[0051]

[0052] 其中，如图6所示的为2.3％C后缘装置长度下，控制点不同位置下的激波控制效果，具体气动数据参见表4。从图6中可以得出不同外形下的激波控制效果明显不同。图7为YZ平面投影图，展示了改进的后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势。分析结果显示，后缘装置控制效果随着y坐标的变化先增加后减小。图8为XY平面投影图，显示改进的后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势。即在给定的x方向的变化范围内，最优的激波控制效果随着x控制点的后移而增加，在坐标点(x＝0.9872,y＝-0.00089)下，得到整体最优的控制外形，其压致阻力系数从原来的0.01176减小到0.01128，较分裂式后缘装置(TED,CDP＝0.01145)具有更好的控制效果,而后随着x控制点继续向后缘装置移动，其控制效果开始减弱。

[0053] 表4 2.3％弦长时，不同弦向位置处的最优控制点位置及激波控制效果

[0054]

[0055]

[0056] 同样，图9为改进后缘装置长度为2.5％C下不同构型对激波控制的效果，表5为具体气动数据。从图中同样得出不同外形下的激波控制效果明显不同。其中，图10为YZ平面投影图，展示了改进的后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势。分析结果显示后缘装置控制效果随着y坐标的变化先增加后减小。图11为XY平面投影图，显示改进后后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势。即在给定的x方向的变化范围内，激波控制效果随着x控制点的后移先增加后慢慢减小，然后再增加的趋势，在坐标点(x＝0.9903,y＝-0.00158)下，得到整体最优的控制外形，其压致阻力系数从原来的0.01176减小到0.011285，较分裂式后缘装置(TED,CDP＝0.01147)具有更好的控制效果。通过分析
2.3％C和2.5％C长度下改进外形后的激波控制效果得到结论，改进后的后缘装置较改进前的分裂式后缘装置(TED)具有更好的控制效果。

[0057] 表5 2.5％弦长时，不同弦向位置处的最优控制点位置及激波控制效果

[0058]

[0059]

[0060] 本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

标题	发布/更新时间	阅读量
机翼后缘冷却-专利编号CN107084003A	2020-05-14	273
转子叶片后缘-专利编号CN104870808A	2020-05-12	741
后缘带-专利编号CN103266985A	2020-05-11	534
后缘组件-专利编号CN110094312A	2020-05-11	836
转子叶片后缘-专利编号CN104870808B	2020-05-12	284
后缘带-专利编号CN103266985B	2020-05-12	401
一种后缘边条-专利编号CN109383756A	2020-05-13	317
后缘冷却-专利编号CN1538038A	2020-05-11	738
翼型后缘冷却-专利编号CN1851239A	2020-05-13	666
风机短舱后缘-专利编号CN108016625A	2020-05-13	602

一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置

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