一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法

摘要

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，包括以下步骤：步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；步骤2，在压缩区域弦向5％‑15％和展向10％‑80％的范围内，布置两个至四个吸气口；步骤3，在膨胀区域弦向80％‑95％和展向10％‑80％的范围内，布置两个至四个吹气口。优点为：本发明通过在飞机机翼下表面的压缩区域安装吸气口，并在膨胀区域安装吹气口，利用激波和膨胀波之间的相互干扰作用，能够显著降低地面观测到的声爆强度。与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

说明书

技术领域

本发明属于超声速飞机声爆抑制技术领域，具体涉及一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法。

背景技术

随着世界全球化进程的加快以及生活水平提升，航空运输已成为当今世界政治、经济、文化的发展以及日常交流生活中必不可少的交通运输方式。经过数十年研究发展，现有的高亚声速飞机技术已经趋于相对成熟，在安全性、经济性、舒适性和环保性均达到了较高的水平。尽管如此，高亚声速飞机在远距离跨国航线中的飞行时间依然很长。此外，未来空中交通系统的拥堵程度会给出行带来严峻问题：预计2030年客运量将增加2到3倍，严重影响了旅客的乘坐体验及出行效率。超声速客机可以很大程度上解决这些难题，其在民航运输领域起到类似于公路系统中“高速公路”、铁路系统中“高铁”的作用，成为世界飞机未来发展的主要方向之一。

目前，由于超声速客机声爆问题严重，因此，超声速客机只能在海洋上方超声速巡航，极大限制了超声速客机运营航路规划，降低了飞行效率。声爆是制约超声速飞机发展的核心关键问题。根据NASA制定的“N+3”代超声速飞机声爆的技术指标要求如表1所示。

表1“N+3”代超声速飞机环境技术指标要求

未来，超声速客机巡航状态的声爆感觉声压级应不超过70PLdB，而目前国际先进水平只能达到80～85PLdB。此外ICAO(国际民航组织)也制定了超声速飞机噪声标准。多年研究表明，如何抑制声爆的强度是一项具有挑战性的世界难题：地面观测到的声爆水平每降低1个分贝，都意味着声能量显著降低。根据抑制声爆的机理，国内外已发展了添加多种能量来抑制声爆强度的方法，例如，通过使用反声爆发动机技术(专利号为US3737119A)，在飞机头部下方安装发动机，利用喷流从而削弱激波强度；以及利用机头表面冷却技术，降低头部激波传播速度，实现地面声爆水平的降低。然而，上述方法虽然对声爆实现抑制，却对飞机气动性能带来不利影响。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，包括以下步骤：

步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；

步骤2，在压缩区域弦向5％-15％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吸气口；

其中，吸气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吸气角度为0°-45°；其中，C代表弦长；吸气角度是指：吸气方向与飞行反方向之间夹角；吸气口总压为自由来流处压力的0.1倍-0.5倍；吸气口总温为自由来流处温度的0.1倍-0.5倍；

通过布置吸气口，一方面，吸气会形成膨胀波系，抑制压缩区域传向地面的激波强度；另一方面，吸气口移除质量流产生的反作用力，进而减小阻力；

步骤3，在膨胀区域弦向80％-95％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吹气口；

其中，吹气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吹气角度为0°-45°；其中，吹气角度是指：吹气方向与飞行反方向之间夹角；吹气口总压为自由来流处压力的1.1倍到1.5倍；吹气口总温为自由来流处温度的1.1倍到1.5倍；

通过布置吹气口，一方面，吹气口吹出的压强大且速度大的气体在膨胀区域形成激波系；经过激波系对膨胀区域的干扰，阻止机翼和机身尾部产生的膨胀波合并，降低地面声爆波形尾部膨胀波的强度；另一方面，吹气口吹出的质量流产生的反作用力，增加升力的同时，减小阻力，提高超声速飞机的气动性能。

优选的，在压缩区域布置两个吸气口；在膨胀区域布置两个吹气口；吸气口和吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度为0°；吸气角度为0°；每个吸气口处的总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口处的总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍。

优选的，左侧机翼采用以下方式布置吸气口和吹气口：

将左侧机翼前缘展向0.10C-0.70C范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吸气口；

在左侧机翼后缘展向0.10C-0.70C范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吹气口；

其中，每个吸气口的宽度均为0.018C，吸气角度均为0°；每个吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度均为0°；

每个吸气口总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍；

右侧机翼吹吸气口布置方式，与左侧机翼呈对称布置。

本发明提供的基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法具有以下优点：

本发明通过在飞机机翼下表面的压缩区域安装吸气口，并在膨胀区域安装吹气口，利用激波和膨胀波之间的相互干扰作用，能够显著降低地面观测到的声爆强度。与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

附图说明

图1是在大后掠三角翼布局超声速飞机安装吹吸气装置俯视图；

图2是机翼横截面超声速翼型上吸气口与吹气口弦向安装位置示意图；

图3为在第一届声爆预测研讨会提供的三角翼翼身组合体构型上修形后(基准构型)的平面示意图；

图4是在机翼下表面前后缘分别添加两个吸气口和两个吹气口(构型一)外形示意图；

图5是在机翼下表面前后缘分别添加四个吸气口和四个吹气口(构型二)外形示意图；

图6是基准构型和构型一正下方一倍机体长度处的近场波形对比示意图；

图7是基准构型和构型一地面波形对比示意图；

图8是基准构型和构型二正下方一倍机体长度处的近场波形对比示意图；

图9是基准构型和构型二地面波形对比示意图；

其中：

1为飞机下表面前缘；

2为飞机下表面后缘；

3为吸气口安装的范围；

4为吹气口安装的范围；

5为吸气口前缘；

6为吸气口后缘；

7为吹气口前缘；

8为吹气口后缘；

9为构型一机翼下表面前缘安装的第一吸气口；

10为构型一机翼下表面前缘安装的第二吸气口；

11为构型一机翼下表面后缘安装的第一吹气口；

12为构型一机翼下表面后缘安装的第二吹气口；

13为构型二机翼下表面前缘安装的第一吸气口；

14为构型二机翼下表面前缘安装的第二吸气口；

15为构型二机翼下表面前缘安装的第三吸气口；

16为构型二机翼下表面前缘安装的第四吸气口；

17为构型二机翼下表面后缘安装的第一吹气口；

18为构型二机翼下表面后缘安装的第二吹气口；

19为构型二机翼下表面后缘安装的第三吹气口；

20为构型二机翼下表面后缘安装的第四吹气口；

21为基准构型近场波形；

22为构型一的近场波形；

23为基准构型远场波形；

24为构型一的远场波形；

25为构型二的近场波形；

26为构型二的远场波形。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，主要解决在兼顾飞机气动性能的条件下，有效缓解地面观测到声爆强度较大的问题。具体的，本发明通过在飞机机翼下表面的压缩区域安装吸气口，并在膨胀区域安装吹气口，利用激波和膨胀波之间的相互干扰作用，能够显著降低地面观测到的声爆强度。与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，包括以下步骤：

参数注释：

C：翼根处弦长；

C

C

C

C

c：参考长度；

S：参考面积；

Ma：自由来流马赫数；

Re：自由来流雷诺数；

α：飞行攻角；

P

P

T

步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；

步骤2，在压缩区域弦向5％-15％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吸气口；

其中，吸气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吸气角度为0°-45°；其中，C代表弦长；吸气角度是指：吸气方向与飞行反方向之间夹角；吸气口总压为自由来流处压力的0.1倍-0.5倍；吸气口总温为自由来流处温度的0.1倍-0.5倍；

通过布置吸气口，一方面，吸气会形成膨胀波系，抑制压缩区域传向地面的激波强度；另一方面，吸气口移除质量流产生的反作用力，进而减小阻力；

步骤3，在膨胀区域弦向80％-95％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吹气口；

其中，吹气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吹气角度为0°-45°；其中，吹气角度是指：吹气方向与飞行反方向之间夹角；吹气口总压为自由来流处压力的1.1倍到1.5倍；吹气口总温为自由来流处温度的1.1倍到1.5倍；

通过布置吹气口，一方面，吹气口吹出的压强大且速度大的气体在膨胀区域形成激波系；经过激波系对膨胀区域的干扰，阻止机翼和机身尾部产生的膨胀波合并，降低地面声爆波形尾部膨胀波的强度；另一方面，吹气口吹出的质量流产生的反作用力，增加升力的同时，减小阻力，提高超声速飞机的气动性能。

作为一种具体实现方式，在压缩区域布置两个吸气口；在膨胀区域布置两个吹气口；吸气口和吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度为0°；吸气角度为0°；每个吸气口处的总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口处的总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍。

作为一种具体实现方式，左侧机翼采用以下方式布置吸气口和吹气口：

将左侧机翼前缘展向0.10C-0.70C范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吸气口；

在左侧机翼后缘展向0.10C-0.70C范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吹气口；

其中，每个吸气口的宽度均为0.018C，吸气角度均为0°；每个吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度均为0°；

每个吸气口总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍；

右侧机翼吹吸气口布置方式，与左侧机翼呈对称布置。

如图1所示，是在大后掠三角翼布局超声速飞机安装吹吸气装置俯视图；如图2所示，是机翼横截面超声速翼型上吸气口与吹气口弦向安装位置示意图。

下面列举两个实施例：

将第一届声爆预测研讨会提出的三角翼翼身组合体进行修形，并将其作为基准构型。如图3所示，在第一届声爆预测研讨会提供的三角翼翼身组合体构型上修形后(基准构型)的平面示意图；根据本发明提供的基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，在兼顾气动性能前提下，能够降低其地面声爆强度。具体实施的方案如下：

实施例1：

设置两个吸气口和两个吹气口(构型一)

步骤1，确定飞机下表面的压缩区域和膨胀区域。

使用计算流体力学方法，使用NS方程对基准构型的空间流场进行数值模拟，其中全机参考长度c为8.08m，参考面积S为16.57m

步骤2，在压缩区域安装吸气口，在膨胀区域安装吹气口。

首先在两侧机翼下表面前缘，即压缩区域，从10％展长到70％展长处布置两个吸气口，分别为构型一机翼下表面前缘安装的第一吸气口9和第二吸气口10。第一吸气口9和第二吸气口10参数为：吸气口宽度为0.018C，吸气角度为0°。

数值模拟边界条件：两个吸气口处的总压P

然后，在机翼下表面后缘，即膨胀区域，从10％展长到70％展长处布置两个吹气口，分别为：构型一机翼下表面后缘安装的第一吹气口11和构型一机翼下表面后缘安装的第二吹气口12。吹气口宽度为0.018C，吹气角度为0°。

数值模拟边界条件：总压P

如图4，是在机翼下表面前后缘分别添加两个吸气口和两个吹气口(构型一)外形示意图；10％与70％展长处吹吸气口前后缘位置具体如表2所示。

表2飞机下表面吹吸气口前后缘位置

将本发明设计的吹吸气构型一与基准构型进行对比分析。

如图6所示，为基准构型和构型一正下方一倍机体长度处的近场波形对比示意图；从图6可以发现，通过在机翼下表面前缘布置吸气口，近场波形第二道激波前存在一道较弱的膨胀波，降低了第二道激波的能量。此外两个吹气口使得在基准构型后缘的最强膨胀波处产生了一道较强的激波。

如图7，是基准构型和构型一地面波形对比示意图；具体的，图7展示了将基准构型和构型一近场波形使用非线性Burgers方程传播至远场的地面声爆信号。可以发现，前缘吸气口降低了第二道激波(机翼产生的激波)的正压峰值，后缘的吹气口大幅提升了尾部膨胀波的负压峰值，此外还阻止了机翼尾部机身尾部产生膨胀波的合并。将基准构型和构型一的声爆强度评判指标感觉声压值及气动性能升力系数阻力系数对比，如表3所示。

表3基准构型与吹吸气构型一声爆强度和气动性能对比

从表3可以看出，吹吸气构型一的声爆强度主观评价指标感觉声压级降低了1.12分贝，升力系数增加48.21％，阻力系数减小30.72％。

实施例2：

设置四个吸气口和四个吹气口(构型二)

步骤1，确定飞机下表面的压缩区域和膨胀区域。

使用计算流体力学方法，使用NS方程对基准构型的空间流场进行数值模拟，其中全机参考长度c为8.08m，参考面积S为16.57m

步骤2，在压缩区域安装吸气口，在膨胀区域安装吹气口。

首先在两侧机翼下表面前缘，即压缩区域，从展长10％到30％处布置两个吸气口，分别为：构型二机翼下表面前缘安装的第一吸气口13(10％展长位置)和构型二机翼下表面前缘安装的第二吸气口14(30％展长位置)；在展长50％到70％处布置两个吸气口，分别为：构型二机翼下表面前缘安装的第三吸气口15(50％展长位置)和构型二机翼下表面前缘安装的第四吸气口16(70％展长位置)。吸气口宽度均为0.018C，吸气角度均为0°。

数值模拟边界条件：吸气口处的总压P

然后，在两侧机翼下表面后缘，即膨胀区域，从10％展长到70％展长处布置四个吹气口，分别为：构型二机翼下表面后缘安装的第一吹气口17(10％展长位置)；构型二机翼下表面后缘安装的第二吹气口18(30％展长位置)；构型二机翼下表面后缘安装的第三吹气口19(50％展长位置)；构型二机翼下表面后缘安装的第四吹气口20(70％展长位置)；吹气口宽度为0.018C，吹气角度为0°。

数值模拟边界条件：总压P

如图5，是在机翼下表面前后缘分别添加四个吸气口和四个吹气口(构型2)外形示意图。10％、30％、50％和70％展长处吹吸气口前后缘位置如表4所示。

表4飞机下表面吹吸气口前后缘位置

将本发明设计的吹吸气构型二与基准构型进行对比分析。如图8，是基准构型和构型二正下方一倍机体长度处的近场波形对比示意图；如图9，是基准构型和构型二地面波形对比示意图，即：将近场波形使用非线性Burgers方程传播至远场的地面声爆信号如图9。可以发现，构型二添加了四个吸气口和四个吹气口对近场波形和远场地面波形的影响效果与构型一相似。将基准构型与吹吸气构型二的声爆强度评判指标感觉声压值及气动性能升力系数阻力系数对比，如表5所示。

表5基准构型与吹吸气构型二声爆强度和气动性能对比

从表5可以看出，吹吸气构型二的声爆强度主观评价指标感觉声压级降低1.58分贝，升力系数提升33.93％，阻力系数降低22.23％。

因此，本发明提供的基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，具有以下特点：

(1)使用本发明的超声速飞机声爆抑制方法，利用了膨胀波与激波系之间的干扰作用原理，一方面，吸气口移除的质量流降低了远场声爆激波的峰值；另一方面，吹气口提升远场波形尾部膨胀波的峰值，并阻止尾部两道膨胀波在传播到地面的过程中合并，有效的降低了地面观测到的声爆水平；

(2)本发明在降低地面声爆强度的同时，一定程度上还能够增加超声速飞机的升力，减小阻力，提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。