一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置制造方法及圖紙

本實(shí)用新型專利技術(shù)涉及激波控制技術(shù)領(lǐng)域，本實(shí)用新型專利技術(shù)公開了一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其具體包括飛行器機(jī)翼、設(shè)置在飛行器機(jī)翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為Ｌ型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域。通過在機(jī)翼上表面激波區(qū)域放置的減阻針與初始較強(qiáng)正激波相互干擾，通過產(chǎn)生的一系列斜激波取代初始正激波來達(dá)到減弱波阻的目標(biāo)。

【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】

本技術(shù)涉及機(jī)翼激波控制
，本技術(shù)公開了一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置。
技術(shù)介紹
大型飛機(jī)對(duì)運(yùn)載能力、遠(yuǎn)航程、長航時(shí)和快速輸運(yùn)能力的要求，決定了其必須具有高升力、高氣動(dòng)效率、高飛行速度和低燃油消耗。飛機(jī)的升力主要來源于機(jī)翼，低燃油消耗對(duì)應(yīng)著小阻力，氣動(dòng)效率又是飛行馬赫數(shù)與升阻比的乘積。因此現(xiàn)代先進(jìn)的大型飛機(jī)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(dòng)效率的先進(jìn)機(jī)翼技術(shù)。超臨界機(jī)翼技術(shù)是現(xiàn)代大型飛機(jī)普遍采用和應(yīng)用的機(jī)翼技術(shù)。空氣阻礙飛行器運(yùn)動(dòng)的力量稱為阻力。對(duì)于高速長時(shí)間、遠(yuǎn)距離飛行的大展弦比超臨界機(jī)翼飛機(jī)，阻力更是決定飛機(jī)性能的最重要指標(biāo)，其大小對(duì)飛機(jī)的航程、有效載重、速度、經(jīng)濟(jì)性等關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)都有著決定性的影響。據(jù)Wimpress估計(jì)，爬升時(shí)阻力系數(shù)減小5％，載重可增加40％。由此可見,減阻技術(shù)是飛機(jī)研制中的極為重要和關(guān)鍵研究內(nèi)容。高亞聲速飛行時(shí)，在超臨界機(jī)翼上表面會(huì)形成局部的超聲速氣流區(qū)域并以一道激波結(jié)尾。這種情況在非設(shè)計(jì)點(diǎn)更加嚴(yán)重并導(dǎo)致波阻的急劇增加，同時(shí)伴隨的激波/邊界層干擾可能致使氣流的分離并進(jìn)一步引起升力的損失。這種物理現(xiàn)象制約了飛機(jī)的飛行效率和燃油經(jīng)濟(jì)性的提升。因此，有效減小機(jī)翼的波阻有重要的工程實(shí)用價(jià)值。很多高性能的減阻裝置由于設(shè)計(jì)復(fù)雜、工藝要求高以及維護(hù)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(dá)到設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)期的性能。因此，研究人員希望通過在原有普通翼型的基礎(chǔ)上增加一些簡單易行的機(jī)械裝置，來提高翼型的氣動(dòng)性能。目前研究較多的優(yōu)化措施有激波波腳下的空腔被動(dòng)通氣、空腔吸氣/噴氣、回流板、實(shí)體鼓包或者自適應(yīng)機(jī)翼鼓包等，被動(dòng)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(tài)下達(dá)到了減小阻力的目的，在大多數(shù)的飛行狀態(tài)下其減小波阻的同時(shí)增加了粘性阻力，反而使總阻力增加。實(shí)體鼓包或者自適應(yīng)機(jī)翼鼓包在設(shè)計(jì)點(diǎn)具有較好減弱激波阻力效果，但是其減阻效果對(duì)參數(shù)十分敏感，在非設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)翼型氣動(dòng)特性造成較大改變，同時(shí)鼓包容易誘導(dǎo)局部分離流動(dòng)。同時(shí)這些方法的控制策略均是直接作用在飛行器表面，對(duì)原始機(jī)翼氣動(dòng)特性存在較大的影響，需要對(duì)整體氣動(dòng)布局進(jìn)行評(píng)估和修正，不利于現(xiàn)有成熟飛行器的改裝。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
針對(duì)上述問題，本技術(shù)提出了一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置。本技術(shù)的目的通過下述技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)：本技術(shù)公開了一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其具體包括飛行器機(jī)翼、設(shè)置在飛行器機(jī)翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域。更進(jìn)一步地，上述減阻針的高度為C/4，其中C為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長。更進(jìn)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(dāng)?shù)芈曀伲獭輆rctan(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(jìn)一步地，沿翼根向翼尖的展向方向布置多個(gè)減阻針，減阻針展向的間隔為C/4。更進(jìn)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(jī)翼上，中間折彎成直角。更進(jìn)一步地，所述減阻針頂點(diǎn)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(jī)翼平行。以保證減阻針可以對(duì)上表面激波進(jìn)行控制。通過采用以上的技術(shù)方案，本技術(shù)具有以下的有益效果：通過在機(jī)翼上表面激波區(qū)域放置的減阻針與初始較強(qiáng)正激波相互干擾，產(chǎn)生的一系列斜激波取代初始正激波來達(dá)到減弱波阻的目標(biāo)。本技術(shù)是一種無源裝置，附加的結(jié)構(gòu)重量非常小，與飛行器結(jié)構(gòu)重量相比基本可以忽略不計(jì)。本技術(shù)不直接改變機(jī)翼上表面的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，對(duì)飛行器自身升力系數(shù)、壓心等設(shè)計(jì)參數(shù)影響較小、便于在現(xiàn)有飛行器上的改裝。由于其主要作用的參數(shù)為減阻針的體軸與來流的夾角，所以本技術(shù)對(duì)激波位置不敏感，能夠在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近較寬范圍均起作用。附圖說明圖1為跨聲速機(jī)翼減阻針激波控制過程示意圖。圖2為減阻針法向影響區(qū)域示意圖。圖3為減阻針展向影響區(qū)域示意圖。圖4為跨聲速機(jī)翼減阻針激波控制升力對(duì)比效果。圖5為跨聲速機(jī)翼減阻針激波控制極曲線對(duì)比效果。圖6為未加入減阻針時(shí)跨聲速機(jī)翼激波控制二維馬赫數(shù)分布。圖7為加入減阻針時(shí)跨聲速機(jī)翼激波控制二維馬赫數(shù)分布。具體實(shí)施方式下面結(jié)合說明書附圖，詳細(xì)說明本技術(shù)的具體實(shí)施方式。本技術(shù)公開了一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其具體包括飛行器機(jī)翼、設(shè)置在飛行器機(jī)翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域。通過在機(jī)翼上表面激波區(qū)域放置的減阻針與初始較強(qiáng)正激波相互干擾，通過產(chǎn)生的一系列斜激波取代初始正激波來達(dá)到減弱波阻的目標(biāo)。根據(jù)布置方式及相對(duì)位置等可以得出主要控制參數(shù)為：H安裝高度，C為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長，這里取H＝C/4，激波角μ(定義為arcsin(v/a),其中v為來流速度，a為當(dāng)?shù)芈曀?，需要滿足μ≥arctan(H/L(L表示減阻針的體軸長度)，其法向影響區(qū)域在順氣流方向的激波角右側(cè)，具體示意圖見圖2。為了對(duì)整個(gè)機(jī)翼表面激波進(jìn)行控制，沿翼根向翼尖的展向方向布置多個(gè)減阻針，減阻針展向的間隔為C/4。其影響區(qū)域在順氣流方向的激波角右側(cè),具體示意圖見圖3。同時(shí)減阻針本身的外形也對(duì)減阻效果具有較大的影響，通過選型研究確認(rèn)采用圓錐形(針形)減阻針效果較好。以下通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證本技術(shù)的減阻針的效果。采用計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamic)對(duì)超臨界翼型DK-3的激波控制效果進(jìn)行了驗(yàn)證。計(jì)算馬赫數(shù)為0.73，對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)為6.5×106，針對(duì)翼型減阻研究采用二維計(jì)算，針對(duì)以上馬赫數(shù)和雷諾數(shù)等計(jì)算條件，減阻針頂點(diǎn)位于C/2附近(其選取規(guī)則為上表面激波位置偏前緣15％C～20％C位置，以保證減阻針可以對(duì)上表面激波進(jìn)行控制)，減阻針體軸與機(jī)翼平行。本技術(shù)主要采用了周向和法向節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為597和175的C型計(jì)算網(wǎng)格,其中翼型表面沿周向布置了357個(gè)節(jié)點(diǎn),而尾跡區(qū)沿周向布置121個(gè)節(jié)點(diǎn),第一層網(wǎng)格距壁面最大法向距離不超過5x10-6,湍流模型采用k-ωSST(剪應(yīng)力輸運(yùn))模型，使用有限體積法離散定常Navier-Stokes方程。其中，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)型Roe格式進(jìn)行離散,而采用二階中心差分格式離散黏性項(xiàng)。升力CL和阻力CD通過表面積分獲取。計(jì)算結(jié)果的升力及阻力曲線如圖4和圖5所示。在迎角超過2.3°后，對(duì)應(yīng)大升力系數(shù)范圍，由于激波較強(qiáng)減阻針的減阻效果明顯，表明通過在機(jī)翼上表面激波區(qū)域放置減阻針的跨聲速機(jī)翼激波控制具有較好的效果和潛力。圖5-圖7給出了跨聲速機(jī)翼減阻針激波控制二維馬赫數(shù)分布對(duì)比效果，從圖示可見通過在機(jī)翼上部激波區(qū)域加入減阻針后，減阻針與上表面正激波相互干擾，將一道正激波變?yōu)橐幌盗行奔げǎ瑥亩梢杂行?shí)現(xiàn)減弱波阻的目標(biāo)。上述的實(shí)施例中所給出的系數(shù)和參數(shù)，是提供給本領(lǐng)域的技術(shù)人員來實(shí)現(xiàn)或使用本技術(shù)的，本技術(shù)并不限定僅取前述公開的數(shù)值，在不脫離本技術(shù)的專利技術(shù)思想的情況下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對(duì)上述實(shí)施例作出種種修改或調(diào)本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其特征在于具體包括飛行器機(jī)翼、設(shè)置在飛行器機(jī)翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為Ｌ型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其特征在于具體包括飛行器機(jī)翼、設(shè)置在飛行器機(jī)翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為Ｌ型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機(jī)翼上表面的激波區(qū)域。2.如權(quán)利要求1所述的用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其特征在于所述減阻針的高度為C/4，其中C為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長。3.如權(quán)利要求1所述的用于機(jī)翼激波控制的減阻針被動(dòng)控制裝置，其特征在于所述減阻針的體軸與來流的夾角激波角μ...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：陶洋，羅新福，趙忠良，范長海，劉志勇，熊能，劉俊，劉凱，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，
類型：新型
國別省市：四川;51