[發明專利]一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制方法及裝置

有效

• 申請號: 201610394573.6
• 申請日: 2016-06-06
• 公開（公告）號: CN105936334B
• 公開（公告）日: 2017-11-03
• 發明（設計）人: 陶洋;羅新福;趙忠良;范長海;劉志勇;熊能;劉俊;劉凱
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所
• 主分類號: B64C1/38
• 分類號: B64C1/38
• 代理公司: 成都九鼎天元知識產權代理有限公司51214
• 代理人: 楊永梅

技術領域

本發明涉及機翼激波控制技術領域，本發明公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制方法及裝置。

背景技術

大型飛機對運載能力、遠航程、長航時和快速輸運能力的要求，決定了其必須具有高升力、高氣動效率、高飛行速度和低燃油消耗。飛機的升力主要來源于機翼，低燃油消耗對應著小阻力，氣動效率又是飛行馬赫數與升阻比的乘積。因此現代先進的大型飛機要求采用具有小阻力、高巡航升阻比(升力與阻力之比)、高巡航氣動效率的先進機翼技術。超臨界機翼技術是現代大型飛機普遍采用和應用的機翼技術。

空氣阻礙飛行器運動的力量稱為阻力。對于高速長時間、遠距離飛行的大展弦比超臨界機翼飛機，阻力更是決定飛機性能的最重要指標，其大小對飛機的航程、有效載重、速度、經濟性等關鍵技術指標都有著決定性的影響。據Wimpress估計，爬升時阻力系數減小5％，載重可增加40％。由此可見,減阻技術是飛機研制中的極為重要和關鍵研究內容，采用新技術、新方法、新措施進行減阻設計，對提升采用大展弦比超臨界機翼飛機的性能意義重大。

高亞聲速飛行時，在超臨界機翼上表面會形成局部的超聲速氣流區域并以一道激波結尾。這種情況在非設計點更加嚴重并導致波阻的急劇增加，同時伴隨的激波/邊界層干擾可能致使氣流的分離并進一步引起升力的損失。這種物理現象制約了飛機的飛行效率和燃油經濟性的提升。因此，有效減小機翼的波阻有重要的工程實用價值。

很多高性能的減阻裝置由于設計復雜、工藝要求高以及維護問題等眾多原因，使得這些裝置沒有廣泛地被采用，或者使用后沒有達到設計時預期的性能。因此，研究人員希望通過在原有普通翼型的基礎上增加一些簡單易行的機械裝置，來提高翼型的氣動性能。目前研究較多的優化措施有激波波腳下的空腔被動通氣、空腔吸氣/噴氣、回流板、實體鼓包或者自適應機翼鼓包等，被動通氣來減弱激波的方法在過去的20多年里被廣泛的研究，但是那種方法只在某些特定的飛行狀態下達到了減小阻力的目的，在大多數的飛行狀態下其減小波阻的同時增加了粘性阻力，反而使總阻力增加。實體鼓包或者自適應機翼鼓包在設計點具有較好減弱激波阻力效果，但是其減阻效果對參數十分敏感，在非設計點對翼型氣動特性造成較大改變，同時鼓包容易誘導局部分離流動。同時這些方法的控制策略均是直接作用在飛行器表面，對原始機翼氣動特性存在較大的影響，需要對整體氣動布局進行評估和修正，不利于現有成熟飛行器的改裝。

發明內容

針對上述問題，本發明提出了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制方法及裝置。

本發明的目的通過下述技術方案來實現：

本發明公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制裝置，其具體包括飛行器機翼、設置在飛行器機翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機翼上表面的激波區域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機翼上表面的激波區域。

更進一步地，上述減阻針的高度為C/4，其中C為機翼平均氣動弦長。

更進一步地，上述減阻針與初始正激波相互干擾，產生一系列斜激波取代初始正激波。從而達到減弱波阻的目標。

更進一步地，上述減阻針的體軸與來流的夾角激波角μ＝arcsin(v/a)，其中v為來流速度，a為當地聲速，μ≥arctan(H/L)；其中L表示減阻針的體軸長度，H表示減阻針的高度。

更進一步地，沿翼根向翼尖的展向方向布置多個減阻針，減阻針展向的間隔為C/4。

更進一步地，所述減阻針的整體形狀為圓錐形，圓錐形的底部固定在機翼上，中間折彎成直角。

更進一步地，所述減阻針頂點位于C/2附近，減阻針位于表面激波位置偏前緣15％C—20％C位置，減阻針體軸與機翼平行。以保證減阻針可以對上表面激波進行控制。

本發明還公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制方法，其具體包括以下步驟：步驟一、將減阻針固定在飛行器機翼上表面的激波區域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機翼上表面的激波區域；步驟二、減阻針與初始正激波相互干擾，產生一系列斜激波取代初始正激波。