[發(fā)明專利]適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法

有效

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• 申請日: 2012-09-24
• 公開（公告）號: CN102887223A
• 公開（公告）日: 2013-01-23
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 馮立好;王晉軍;劉亞光;史濤瑜;崔宏昭
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64C21/00
• 分類號: B64C21/00
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實專利事務(wù)所 11121
• 代理人: 周長琪

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制技術(shù)，具體是通過兩個或更多等離子體激勵器在機翼尖后緣的特殊布置形式，達(dá)到修改機翼繞流流動，進(jìn)行環(huán)量控制的目的。

背景技術(shù)

在航空工程領(lǐng)域，增升減阻一直是研究人員關(guān)注的焦點。環(huán)量控制就是一種基于流體力學(xué)基本現(xiàn)象——“科恩達(dá)效應(yīng)”發(fā)展起來的，能夠有效增加飛機升力的控制方法。實際應(yīng)用中環(huán)量控制的具體實施方案如圖1所示，在機翼的科恩達(dá)曲面后緣1b上部開縫，高壓氣體從開縫2噴出，加速了曲壁后緣附近的邊界層流速。同時，外流受高速吹氣氣流的誘導(dǎo)作用，機翼繞流的后駐點向下翼面推移，使翼型繞流產(chǎn)生很大的環(huán)量，從而獲得高升力。從環(huán)量控制的航行狀態(tài)來看，它最有效的時刻是飛機的起飛降落階段，可以極大縮短飛機的起飛和降落距離。但是環(huán)量控制方法在應(yīng)用往往需要盡可能地增大機翼后緣的曲率半徑以獲得更大的升力。在飛機巡航階段，飛機處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，不再需要額外增加飛機升力。此時的由于采用鈍后緣的機翼反而會帶來較大的額外阻力增加，嚴(yán)重影響到了飛機航行的經(jīng)濟型。

此外，傳統(tǒng)環(huán)量控制方法的另一缺陷就是需要一定的移動部件以及足夠功率的氣源產(chǎn)生射流，這會導(dǎo)致發(fā)動機效率下降，同時增加機翼的復(fù)雜程度和結(jié)構(gòu)重量，給機翼設(shè)計造成困難。但是作為一種高效可靠地增升技術(shù)，有必要采用新的控制技術(shù)在不損失其控制效果的前提下，解決這一缺陷。作為近年來受到越來越多研究者青睞的等離子體流動控制技術(shù)，憑借其無移動部件、響應(yīng)迅速、質(zhì)量輕以及功耗小等優(yōu)點，被用來解決這一問題。應(yīng)用等離子體激勵器進(jìn)行流動控制已有許多先例，目前研究主要集中在將其布置在機翼上表面靠前的位置，從而達(dá)到加速邊界層流動，推遲流動分離的效果。

發(fā)明內(nèi)容

與現(xiàn)有在機翼上表面靠前的位置布置等離子體激勵器的形式完全不同，本發(fā)明提供了一種非常適合在具有尖后緣的機翼上實現(xiàn)的環(huán)量控制方法。

本發(fā)明提出的一種適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法，通過在靠近機翼后緣處的壓力面和吸力面各貼附一個或者兩個以上的等離子體激勵器實現(xiàn)，貼附在同一面的等離子體激勵器不重疊。等離子體激勵器包括：裸露電極、覆蓋電極以及絕緣介質(zhì)，絕緣介質(zhì)位于兩電極之間，覆蓋電極所處位置與裸露電極所處位置不重疊，裸露電極和覆蓋電極之間施加高壓高頻正弦交流電源。布置在壓力面的每個等離子體激勵器：該等離子體激勵器的裸露電極靠近機翼后緣，覆蓋電極位于裸露電極上游。布置在吸力面的每個等離子體激勵器：該等離子體激勵器的覆蓋電極靠近機翼后緣，裸露電極位于覆蓋電極的上游。通過改變施加在等離子體激勵器上的電壓，等離子體激勵器可以通過選擇性的賦能以對機翼后緣附近處的邊界層流動進(jìn)行影響，加速或減速當(dāng)?shù)剡吔鐚恿鲃?。施加在等離子體激勵器上使其受控并電離附近的空氣的正弦交流電壓的峰峰值至少約1千伏，頻率至少約1千赫茲。

本發(fā)明的等離子體環(huán)量控制方法，其優(yōu)點和積極效果在于：

1、本發(fā)明適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法，可以有效增加翼型、機翼、飛機等的升力，可以代替?zhèn)鹘y(tǒng)的環(huán)量控制方法，同時適用于小后緣甚至尖后緣機翼，解決了傳統(tǒng)的環(huán)量控制方法依賴于科恩達(dá)曲面后緣而引起的額外形狀阻力增加問題。

2、本發(fā)明適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法，等離子體激勵器完全由高壓高頻電源產(chǎn)生的電場力驅(qū)動加速當(dāng)?shù)剡吔鐚恿鲃?，而不需要額外的氣源，大大的降低了控制系統(tǒng)的復(fù)雜程度和結(jié)構(gòu)重量。

3、本發(fā)明適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法，質(zhì)量輕、裝置簡單、易于安裝、對流場邊界層干擾小、功耗小、響應(yīng)迅速，特別是基于柔性絕緣材料制作形成的等離子體激勵器，可以貼附于任意曲面的表面，提高了該控制方法的適應(yīng)性。

4、本發(fā)明適用于尖后緣機翼的等離子體環(huán)量控制方法，可以實現(xiàn)電氣化控制，根據(jù)需要隨時開啟和關(guān)閉，實現(xiàn)實時主動控制。

附圖說明

圖1是采用傳統(tǒng)環(huán)量控制方法的機翼示意圖；

圖2（a）是本發(fā)明的等離子體環(huán)量控制方法在尖后緣機翼上的實現(xiàn)方式示意圖；

圖2（b）是圖2（a）中I處的局部放大示意圖；

圖3（a）是高壓高頻正弦交流電源處于負(fù)半周期時等離子體激勵器的放電形式；

圖3（b）是高壓高頻正弦交流電源處于正半周期時等離子體激勵器的放電形式；

圖4（a）是無等離子體環(huán)量控制時機翼繞流時均速度矢量圖；

圖4（b）是有等離子體環(huán)量控制時機翼繞流時均速度矢量圖；

圖4（c）是無等離子體環(huán)量控制時機翼繞流時均流線圖；