切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置

摘要

一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及装置，该方法是采用收缩管或收缩/扩张管在其出口端与各种翼表面平行的位置向各种翼的跨声速激波位置吹气控制跨声速抖振，其吹气位置从激波当地的最下游位置开始，逐步向上游移动且一定超过激波最上游位置，直到快接近前缘位置为止，在这个区间内，借助于试验或者数值模拟方法来研究吹气位置对抖振的控制效果，并得到优化位置。本发明是以跨声速抖振边界推迟及抖振载荷减缓为目标，以收缩管或收缩/扩张管为吹气装置的切向狭缝吹气控制方法，具有装置简洁，对流场的扰动较小，光滑过渡、不产生分离流，降低能量损失的优点。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于控制跨声速抖振的切向狭缝吹气技术，属于航空航天领域中的流动控制技术，具体涉及一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置。

背景技术

在跨声速飞行条件下，飞机的机翼、导弹的弹翼和旋翼飞行器的旋翼的上表面的激波/边界层干扰可导致激波的自持振荡，从而在各种翼表面形成振荡荷载，不仅会引起飞机的抖振问题、降低乘坐的舒适度，还会造成结构疲劳，甚至引发飞行事故。为此，在民用飞机试飞过程中，跨声速抖振边界一直是限制飞行包线的主要因素之一。以提高抖振始发迎角、降低抖振荷载、扩展飞行包线为目标，国内外研究人员从被动控制和主动控制方面分别入手，尝试了上翼面凹槽控制、前缘涡流发生器、激波控制鼓包（shockcontrolbump，SCB）等被动控制措施，以及尾缘偏流装置（trailingedgedeflector，TED）、谐振舵面控制等主动控制措施等不同方式对跨声速抖振的控制作用。

以往研究表明，采用凹槽、前缘涡流发生器、激波控制鼓包等来被动方式来抑制激波抖振，会在设计状态下收到较好的效果，但在偏离设计条件时却往往会产生不利影响，甚至恶化基本翼型气动特性；采用尾缘偏流装置、谐振舵面或者襟翼摆等主动激励方式来抑制抖振，往往控制率非常复杂，且控制舵面本身尺寸较大、对驱动力要求较高，会付出额外的驱动能量。因此，以往的控制技术并未真正应用于航空航天产品。

发明内容

本发明的目的在于提供一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置，其是以跨声速抖振边界推迟及抖振载荷减缓为目标，以收缩管或收缩/扩张管为吹气装置的切向狭缝吹气控制方法，具有装置简洁，对流场的扰动较小，光滑过渡、不产生分离流，降低能量损失的优点。

本发明的技术解决方案是：

一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特殊之处在于，该方法是采用收缩管或收缩/扩张管在其出口端与各种翼表面平行的位置向各种翼的跨声速激波位置吹气控制跨声速抖振，其吹气位置从激波当地的最下游位置开始，逐步向上游移动且一定超过激波最上游位置，直到快接近前缘位置为止，在这个区间内，借助于试验或者数值模拟方法来研究吹气位置对抖振的控制效果，并得到优化位置。

上述吹气的量和吹气管道入口的总压、吹气管道的最小横截面面积以及吹气管口处的气流压力有关，根据一维管流的等熵关系式可计算；所述等熵关系式的计算具体是：

若在最小截面处达到音速，且记最小截面面积为A^*，任意位置截面面积为A，该位置的马赫数为M，则有：

根据上式，可计算出任意截面位置A的马赫数M；然后根据等熵关系式，结合吹气口位置的总压、总温、总密度，就可以确定该截面位置的密度、温度、音速，总而求得吹气流量；若代入的面积A为吹气管出口的值，则求得的就是吹气管出口的流量。

上述吹气采用狭缝吹气，其吹气狭缝的高度不超过各种翼当地特征弦长的5%。

上述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特殊之处在于：在狭缝吹气的下端出口，采用样条曲面将吹气端口与各种翼的表面光滑过渡，实现吹气的平滑流动而不产生分离流，降低能量损失。

上述激波位置的确定可以通过风洞试验或者数值模拟方法得到；风洞试验技术包括流场显示技术中的多普勒激光测速、粒子成像技术、表面油流显示以及压力涂层均可以用于确定激波位置；数值模拟方法通过求解Euler方程或者Navier-Stokes方程，借助于压力云图或者马赫数云可图，直接确定激波位置。

上述各种翼包括飞机的机翼、导弹的弹翼和旋翼飞行器的旋翼。

一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的吹气装置，其特殊之处在于：包括边界进行适当弯曲的收缩管或者收缩/扩张管，其能够安装在各种翼内部，并将出口端与各种翼的表面平行。

上述出口端吹气采用狭缝吹气，其吹气狭缝的高度不超过各种翼当地特征弦长的5%。

上述出口端采用样条曲面将吹气端口与各种翼的表面光滑过渡。

上述收缩管或者收缩/扩张管为Venturi管或Laval管。

本发明的优点在于：

本发明利用基于Venturi管或Laval管的切向狭缝吹气装置来实现对跨声速抖振的控制。

本发明所提出的控制方式具有如下优点：

（1）装置简洁。仅采用简单的Venturi管或Laval管为基准装置实现主动吹气控制。

（2）位置明确。仅在激波最下游位置的上游开展吹气控制。

（3）对流场的扰动较小。狭缝高度不超过各种翼当地弦长的5%。

（4）光滑过渡。在吹气端口下端采用光滑样条曲面实现与下游翼面的表面的光滑过渡，不产生分离流，降低能量损失。

附图说明

图1为试验方法确定的激波位置；

图2为CFD模拟的激波位置；

图3为以表面压力分布表征的激波厚度；

图4为在当地激波的最下游位置的上游进行吹气；

图5为收缩管及收缩/扩张管的示意图；

图6为收缩管或收缩/扩张管的切向吹气示意图；

图7为有无吹气控制的升力系数功率谱密度图。

具体实施方式

本发明一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，该方法是采用收缩管或收缩/扩张管在其出口端与各种翼表面平行的位置向各种翼的跨声速激波位置吹气控制跨声速抖振，其吹气位置从激波当地的最下游位置开始，逐步向上游移动且一定超过激波最上游位置，直到快接近前缘位置为止，在这个区间内，借助于试验或者数值模拟方法来研究吹气位置对抖振的控制效果，并得到优化位置。

吹气的量和吹气管道入口的总压、吹气管道的最小横截面面积以及吹气管口处的气流压力有关，可根据一维管流的等熵关系式计算。

等熵关系式的计算具体是：

若在最小截面处达到音速，且记最小截面面积为A^*，任意位置截面面积为A，该位置的马赫数为M，则有：

根数上式，可计算出任意截面位置A的马赫数M；然后根据等熵关系式，结合吹气口位置的总压、总温、总密度，就可以确定该截面位置的密度、温度、音速，总而求得吹气流量；若代入的面积A为吹气管出口的值，则求得的就是吹气管出口的流量。

吹气采用狭缝吹气，其吹气狭缝的高度不超过各种翼当地特征弦长的5%。

切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特征在于：在狭缝吹气的下端出口，采用样条曲面将吹气端口与各种翼的表面光滑过渡，实现吹气的平滑流动而不产生分离流，降低能量损失。

激波位置的确定可以通过风洞试验或者数值模拟方法得到；风洞试验技术包括流场显示技术中的多普勒激光测速、粒子成像技术、表面油流显示以及压力涂层均可以用于确定激波位置；数值模拟方法通过求解Euler方程或者Navier-Stokes方程，借助于压力云图或者马赫数云可图，直接确定激波位置。

各种翼包括飞机的机翼、导弹的弹翼和旋翼飞行器的旋翼。

一种上述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的吹气装置，包括边界进行适当弯曲的收缩管或者收缩/扩张管，其能够安装在各种翼内部，并将出口端与各种翼的表面平行。

出口端吹气采用狭缝吹气，其吹气狭缝的高度不超过各种翼当地特征弦长的5%。

出口端采用样条曲面将吹气端口与各种翼的表面光滑过渡。

收缩管或者收缩/扩张管为Venturi管或Laval管。

具体地：

1）确定激波位置

参见图1，激波位置的确定可以通过风洞试验或者数值模拟方法得到。风洞试验技术诸如流场显示技术（多普勒激光测速、粒子成像技术、表面油流显示、压力涂层等）均可以用于确定激波位置；参见图2，数值模拟方法可通过求解Euler方程或者Navier-Stokes方程，借助于压力云图或者马赫数云图等，直接确定激波位置。

2）确定激波厚度范围

跨声速激波具有一定的厚度范围，其表现的具体形式参见图3。

3）吹气位置

参见图4，采用不同技术手段均可得到激波厚度范围。吹气位置从激波当地的最下游位置开始，逐步向上游移动且一定超过激波最上游位置，直到快接近前缘位置为止，在这个区间内，借助于试验或者数值模拟方法来研究吹气位置对抖振的控制效果。

4）收缩管及收缩/扩张管

参见图5，低速气流在收缩管道中可以加速减压，从而提高气流速度；低速气流或在收缩/扩张管道中先加速，再减速，可以适当控制出口端的静压。例如，Venturi管一种典型的收缩/扩张管道，当低速气流按箭头方向，从最大截面流向最小截面时，可实现加速减压；在Laval管中，气流速度可以持续加速至超声速。

5）吹气控制示意图

参见图6，将收缩管或者收缩/扩张管，例如Venturi管或Laval管的边界进行适当弯曲，使得其能够安装在各种翼内部，并将出口端与各种翼的表面平行。

6）吹气狭缝高度

采用狭缝吹气来实现，因此吹气狭缝的高度不超过各种翼当地特征弦长的5%，以避免扰动太强烈，致使损失了各种翼的基本气动性能。

7）光滑过渡

在狭缝吹气的下端出口，采用样条曲面将吹气端口与下游翼面的表面光滑过渡，实现吹气的平滑流动而不产生分离流，降低能量损失。

本发明吹气控制跨声速抖振的仿真数据，参见图7，显示有无吹气控制的升力系数功率谱密度。