技术领域
本发明涉及一种机翼流动控制装置,用于解决飞机起飞或降落阶段机翼翼 面附面层分离带来的升力降低的问题。
背景技术
飞机在起飞阶段多采用如图1所示的方式,机翼101配合前缘
襟翼102、
后缘襟翼103并增大飞行迎
角,来增大升力,主要是因为大飞机起飞阶段速度 较低,气流的动压头较低,不足以提供升力,因此需要通过前后襟翼等增升装 置提高机翼面积和增大飞行迎角提高升力。但是,大迎角飞行导致机翼附面层 分离,从而导致升力下降。为解决附面层分离的问题欧美等大型飞机制造公司, 如Boeing和Airbus等多采用在翼面附面层分离区前沿增加扰流装置的方案来 推迟附面层分离的发生。扰流装置104通常采取如图1所示的由一个一个的小 突起组成的波浪形状,安装在飞机机翼的上表面,可有效抑制流动分离,在高 空高速巡航飞行时由于扰流装置104的存在会导致飞机机翼附面层发生转捩, 带来非常大的摩擦阻力降低
升阻比,带来燃油消耗。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服
现有技术的不足,提供一种机翼流动控制 装置,结构简单,维护方便,能够同时解决飞机起飞或降落阶段机翼翼面附面 层分离带来的升力降低的问题和飞机巡航阶段机翼翼面附面层转捩带来的摩擦 阻力增加的问题。
本发明的技术解决方案是:一种机翼流动控制装置,在飞机机翼主机翼的 上表面靠近翼前缘安装机翼流动控制装置,该装置由平行设置的基频条带和亚 谐频条带组成,基频条带和亚谐频条带均为锯齿形,在飞机起飞阶段前襟翼伸 出露出机翼流动控制装置,促进飞机机翼主机翼的附面层快速转捩形成
湍流附 面层,在巡航飞行时前襟翼复位遮住机翼流动控制装置,使飞机机翼主机翼的 附面层保持
层流。
所述的机翼流动控制装置安装在踞飞机机翼主机翼翼前缘 50mm~1000mm处。
所述的机翼流动控制装置与飞机机翼主机翼的翼前缘近似平行。
所述的机翼流动控制装置通过
刻蚀、粘贴或镶嵌的方式固定在飞机机翼主 机翼的上表面。
所述的基频条带的特征尺寸为飞机机翼主机翼翼面
边界层内最不稳定波的 特征尺寸,基频条带的长度对应于最不稳定波的流向
波长,为2mm~50mm, 基频条带的宽度对应于最不稳定波的展向波长,为2mm~50mm,基频条带的 高度不超过飞机机翼主机翼翼面边界层厚度的一半,为1mm~10mm。
所述的亚谐频条带的长度为基频条带长度的二倍,亚谐频条带的宽度为基 频条带宽度的二倍,亚谐频条带的高度与基频条带的高度相同。
所述的基频条带与亚谐频条带之间的间距等于基频条带的长度。
本发明与现有技术相比的优点在于:本发明在起飞阶段前襟翼伸出露出机 翼流动控制装置,从而控制机翼的附面层快速转捩形成湍流附面层,用以抑制 或消除附面层分离,从而有效提高机翼的升力;在巡航飞行时机翼前襟翼复位 遮盖住该装置,使该装置不起作用,使机翼的附面层在巡航阶段保持层流,以 减小翼面摩擦阻力,提高升阻比。本发明结构简单、
质量小,几乎不会给飞机 带来任何额外质量;并且运行稳定,运行时不需提供功率,维护方便,本发明 能够同时解决飞机起飞或降落阶段机翼翼面附面层分离带来的升力降低的问题 和飞机巡航阶段机翼翼面附面层转捩带来的摩擦阻力增加的问题。
附图说明
图1为现有流动控制装置示意图;
图2为本发明的安装
位置示意图;
图3为本发明的效果示意图;
图4(a)为本发明的结构示意图,4(b)为本发明的参数关系图;
图5为本发明的模拟效果图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细地描述。
亚谐共振波可以
加速促发边界层失稳进入转捩,而且这种亚谐共振波的引 入不会引起边界层以外的流动区域的变化(如激波等)。本发明的设计基于转捩 控制原理,主要用于主动控制附面层转捩。如图2所示,在飞机机翼1主机翼 的上表面靠近主机翼翼前缘50mm~1000mm处设置机翼流动控制装置4,如图 4(a)所示,该装置由平行设置的基频条带6和亚谐频条带7组成,基频条带 6和亚谐频条带7均为锯齿形,机翼流动控制装置4的安装角度与飞机机翼1 主机翼的翼前缘平行,基频条带6与亚谐频条带7可以采用航空用材料,例如
铝合金、
钛合金等通过刻蚀、粘贴或镶嵌的方式固定在飞机机翼1的上表面。 流动控制装置4在飞机起飞或降落阶段前襟翼2伸出露出该装置,飞机巡航阶 段前襟翼2复位遮盖住流动控制装置4;在起飞阶段前襟翼2伸出露出该装置 4,从而控制机翼1主机翼的附面层快速转捩形成湍流附面层5,用以推迟或减 小附面层5分离,从而有效提高飞机机翼1主机翼的升力;如图3所示,在巡 航飞行时机翼前襟翼2复位遮盖住流动控制装置4,使该装置不起作用,主动 控制机制失效,使飞机机翼1主机翼的附面层8在巡航阶段保持层流,以减小 翼面摩擦阻力。通过此技术可以在不向飞机机翼1主机翼附加质量和功率要求 的情况下解决飞机起飞阶段飞机机翼1主机翼翼面附面层分离的问题,而且还 避免了巡航飞行阶段飞机机翼1主机翼翼面附面层转捩等问题。
本发明的理论
基础是:对扰动形式的Navier-Stokes方程进行求解。
针对标准的一维守恒型方程组:
改进的MacCormack有限差分格式为:
其中:
使用格式(2)可以较好的对扰动形式的Navier-Stokes方程组进行求解。 扰动形式的Navier-Stokes方程为:
其中:
μ′可近似地由T′的函数给出
在上面给出的粘性 通矢量的脉动量中,(uτxx)′=(u0+u′)τ′xx+u′τxx0。由于(uτxy)′,(uτxz)′,(vτxy)′, (vτyy)′,(vτyz)′,(wτxz)′,(wτyz)′,(wτzz)′的表达式与(uτxx)′相似,不再此处 详细给出。一旦U′由方程(3)计算给出,则流动的脉动量可由下式给出
上述各式中参数的含义如下:
U,E,F,G 通量项
Ev,Fv,Gv 粘性项
t 时间
x,y,z 三维向量
ρ
密度u,v,w 速度
p 压强
e 内能
q 热流
τ 剪切应
Re
雷诺数M∞
马赫数
T
温度Pr 普朗特数
μ 粘性系数
γ 体常数
根据以上的理论方法,在一定的飞机飞行条件下和
发动机工作参数下,可 得到机翼流动装置的几何尺寸等参数。使用以上提到的直接数值模拟方法,可 以得到飞机机翼主机翼翼面边界层的最不稳定波的
频率、波长和特征尺度,根 据此不稳定波的波长和特征尺度设计基于转捩控制原理的机翼流动控制装置的 几何尺寸等参数,基频条带的特征尺寸对应于机翼翼面边界层内最不稳定波的 特征尺寸,即基频条带的长度对应最不稳定波的流向波长,基频条带的宽度对 应最不稳定波的展向波长,基频条带的高度不超过边界层厚度的一半,亚谐频 条带与基频条带的间距与基频条带的长度相等,亚谐频条带的特征尺寸与基频 条带的特征尺寸呈倍数关系,具体关系为亚谐频条带的长度和宽度分别为基频 条带长度和宽度的二倍,亚谐频条带的高度与基频条带的高度相等。
飞机一般飞行条件为高度0Km~15Km,飞行速度0m/s~300m/s,在飞机 起飞阶段,飞机往往采用大
攻角飞行状态以提高升阻比,这会使得机翼翼面边 界层发生分离,为此在机翼前缘设置流动控制装置,可促使翼面边界层快速转 捩,从而控制流动分离。根据上述飞行条件计算出机翼流动控制装置的特征尺 寸如图4(b)所示,流动控制装置4的具体几何尺寸为:基频条带6的每个锯 齿结构长L=2mm~50mm,宽D=2mm~50mm,高H=1mm~10mm;亚谐频条 带7的锯齿结构,长L=4mm~100mm,宽D=4mm~100mm,高H=1mm~10mm, 亚谐频条带7的长度、宽度分别为基频条带6长度、宽度的二倍,亚谐频条带 7的高度与基频条带6的高度相等,基频条带6与亚谐频条带7之间的间距与 基频条带6的长度相等,为2mm~50mm。
例如,在飞行马赫数M∞=0.3,飞行高度为0Km的
飞行器。飞行速度为 u=104.0m/s,雷诺数为ReL=1.6×106/m,根据以上方法计算可得在距主机翼翼 前缘0.6m,ReL=0.96×106的截面处,主机翼翼面边界层内的不稳定波的频率为 27.4KHz,不稳定波的展向和流向波长为7mm,由此可设计机翼流动控制装置 的具体尺寸如下:基频条带6每个锯齿形状的尺寸为:长度7mm,宽度为7mm, 高度为5mm;亚谐频条带7每个锯齿形状的尺寸为:长度为14mm,宽度为 14mm,高度为5mm,基频条带6与亚谐频条带7之间的间距为5mm,安装 位置为距主机翼翼前缘600mm处,安装角度为与飞机机翼主机翼的翼前缘平 行。
如图5所示,向飞机机翼主机翼的边界层内引入机翼流动控制装置,即引 入基频条带和亚谐共振条带后使边界层内产生了快速失稳波,该不稳定波可使 边界层快速转捩形成湍流。本发明的理论和计算结果都证明了本发明能够同时 解决了飞机起飞或降落阶段机翼翼面附面层分离带来的升力降低的问题和飞机 巡航阶段机翼翼面附面层转捩带来的摩擦阻力增加的问题。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。