CN101318553B - 一种机翼流动控制装置 - Google Patents

Abstract

一种机翼流动控制装置，在飞机主机翼的上表面靠近翼前缘设置机翼流动控制装置，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，维护方便，可以在不增加飞机质量和功率要求的情况下解决飞机起飞阶段翼面附面层分离的问题，而且还避免了巡航飞行阶段翼面附面层转捩带来的摩擦阻力增加的问题。

Description

一种机翼流动控制装置

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：

$\frac{\∂u}{\∂t}+\frac{\∂f\left(u\right)}{\∂x}=0---\left(1\right)$

改进的MacCormack有限差分格式为：

$\left\{\begin{array}{c}{u}_i^{*}=u_i^n-\frac{\mathrm{\Δt}}{2}{\mathrm{\δ}}_x^{-}{f}_i^n\\ u_i^{**}=u_i^n-\frac{\mathrm{\Δt}}{2}{\mathrm{\δ}}_x^{+}{f}_i^{*}\\ u_i^{***}=u_i^n-\mathrm{\Δt}{\mathrm{\δ}}_x^{-}{f}_i^{**}\\ u_i^{n+1}=u_i^n-\frac{\mathrm{\Δt}}{6}({\mathrm{\δ}}_x^{-}{f}_i^n+2{\mathrm{\δ}}_x^{+}{f}_i^{*}+2{\mathrm{\δ}}_x^{-}{f}_i^{**}+{\mathrm{\δ}}_x^{+}{f}_i^{***})\end{array}\right.---\left(2\right)$

其中：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x^{-}{f}_i=\frac{7f_i-8f_{i-1}+f_{i-2}}{6\mathrm{\Δx}}\\ {\mathrm{\δ}}_x^{+}{f}_i=-\frac{7f_i-8f_{i+1}+f_{i+2}}{6\mathrm{\Δx}}\end{array}\right.$

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：

$\frac{\∂U^{\′}}{\∂t}+\frac{\∂(E^{\′}-{E_V}^{\′})}{\∂x}+\frac{\∂(F^{\′}-{F_V}^{\′})}{\∂y}+\frac{\∂(G^{\′}-{G_V}^{\′})}{\∂z}=0---\left(3\right)$

其中：

$U^{\′}=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}^{\′}\\ {\left(\mathrm{\ρu}\right)}^{\′}\\ {\left(\mathrm{\ρv}\right)}^{\′}\\ {\left(\mathrm{\ρw}\right)}^{\′}\\ e^{\′}\end{array}\right],$

$F^{\′}=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}_0{v}^{\′}+{\mathrm{\ρ}}^{\′}(v_0+v^{\′})\\ {\mathrm{\ρ}}_0{u}_0{v}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρu}\right)}^{\′}(v_0+v^{\′})\\ {\mathrm{\ρ}}_0{v}_0{v}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρv}\right)}^{\′}(v_0+v^{\′})+p^{\′}\\ {\mathrm{\ρ}}_0{w}_0{v}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρw}\right)}^{\′}(v_0+v^{\′})\\ (e^{\′}+p^{\′})(v_0+v^{\′})+(e_0+p_0)v^{\′}\end{array}\right]$ $G^{\′}=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}_0{w}^{\′}+{\mathrm{\ρ}}^{\′}(w_0+w^{\′})\\ {\mathrm{\ρ}}_0{u}_0{w}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρu}\right)}^{\′}(w_0+w^{\′})\\ {\mathrm{\ρ}}_0{v}_0{w}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρv}\right)}^{\′}(w_0+w^{\′})\\ {\mathrm{\ρ}}_0{w}_0{w}^{\′}+{\left(\mathrm{\ρw}\right)}^{\′}(w_0+w^{\′})+p^{\′}\\ (e^{\′}+p^{\′})(w_0+w^{\′})+(e_0+p_0)w^{\′}\end{array}\right]$

$E_v^{\′}=\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xx}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xy}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xz}}^{\′}\\ {\left(u{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xx}}\right)}^{\′}+{\left(v{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xy}}\right)}^{\′}+{\left(w{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xz}}\right)}^{\′}-q_x^{\′}\end{array}\right]$ $F_v^{\′}=\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xy}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yy}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yz}}^{\′}\\ {\left(u{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xy}}\right)}^{\′}+{\left(v{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yy}}\right)}^{\′}+{\left(w{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yz}}\right)}^{\′}-q_y^{\′}\end{array}\right]$

$G_v^{\′}=\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xz}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yz}}^{\′}\\ {\mathrm{\τ}}_{\mathrm{zz}}^{\′}\\ {\left(u{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xz}}\right)}^{\′}+{\left(v{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yz}}\right)}^{\′}+{\left(w{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{zz}}\right)}^{\′}-q_z^{\′}\end{array}\right]$

$e^{\′}=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρ}}_0[(2u_0+u^{\′})u^{\′}+(2v_0+v^{\′})v^{\′}+(2w_0+w^{\′})w^{\′}]$

$+\frac{1}{2}{\mathrm{\ρ}}^{\′}[{(u_0+u^{\′})}^2+{(v_0+v^{\′})}^2+{(w_0+w^{\′})}^2]+\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}{p}^{\′}$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xx}}^{\′}=\frac{2}{3}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(2\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂x}-\frac{{\∂v}^{\′}}{\∂y}-\frac{{\∂w}^{\′}}{\∂z})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(2\frac{{\∂u}_0}{\∂x}-\frac{{\∂v}_0}{\∂y}-\frac{{\∂w}_0}{\∂z})]$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xy}}^{\′}=({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂y}+\frac{{\∂v}^{\′}}{\∂x})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(\frac{{\∂u}_0}{\∂y}+\frac{{\∂v}_0}{\∂x})$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{xz}}^{\′}=({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂z}+\frac{{\∂w}^{\′}}{\∂x})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(\frac{{\∂u}_0}{\∂z}+\frac{{\∂w}_0}{\∂x})$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yy}}^{\′}=\frac{2}{3}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(2\frac{{\∂v}^{\′}}{\∂y}-\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂x}-\frac{{\∂w}^{\′}}{\∂z})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(2\frac{{\∂v}_0}{\∂y}-\frac{{\∂u}_0}{\∂x}-\frac{{\∂w}_0}{\∂z})]$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{yz}}^{\′}=({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂z}+\frac{{\∂w}^{\′}}{\∂x})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(\frac{{\∂u}_0}{\∂z}+\frac{{\∂w}_0}{\∂x})$

${\mathrm{\τ}}_{\mathrm{zz}}^{\′}=\frac{2}{3}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})(2\frac{{\∂w}^{\′}}{\∂z}-\frac{{\∂u}^{\′}}{\∂x}-\frac{{\∂v}^{\′}}{\∂y})+{\mathrm{\μ}}^{\′}(2\frac{{\∂w}_0}{\∂z}-\frac{{\∂u}_0}{\∂x}-\frac{{\∂v}_0}{\∂y})]$

$q_x^{\′}=-\frac{1}{(\mathrm{\γ}-1)M_{\∞}^2\mathrm{Pr}}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})\frac{{\∂T}^{\′}}{\∂x}+{\mathrm{\μ}}^{\′}\frac{{\∂T}_0}{\∂x}],$

$q_y^{\′}=-\frac{1}{(\mathrm{\γ}-1)M_{\∞}^2\mathrm{Pr}}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})\frac{{\∂T}^{\′}}{\∂y}+{\mathrm{\μ}}^{\′}\frac{{\∂T}_0}{\∂y}],$

$q_z^{\′}=-\frac{1}{(\mathrm{\γ}-1)M_{\∞}^2\mathrm{Pr}}[({\mathrm{\μ}}_0+{\mathrm{\μ}}^{\′})\frac{{\∂T}^{\′}}{\∂z}+{\mathrm{\μ}}^{\′}\frac{{\∂T}_0}{\∂z}],$

$T^{\′}=T_0(\frac{p^{\′}}{p_0}-\frac{{\mathrm{\ρ}}^{\′}}{{\mathrm{\ρ}}_0})$

μ′可近似地由T′的函数给出 ${\mathrm{\μ}}^{\′}={\mathrm{\μ}}_0(\frac{3}{2T_0}-\frac{1}{C+T_0})T^{\′}.$ 在上面给出的粘性通矢量的脉动量中，(uτ_xx)′＝(u₀+u ′)τ_xx′+u′τ_xx0。由于(uτ_xy)′，(uτ_xz)′，(vτ_xy)′，(vτ_yy)′，(vτ_yz)′，(wτ_xz)′，(wτ_yz)′，(wτ_zz)′的表达式与(uτ_xx)′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

$u^{\′}=\frac{{\left(\mathrm{\ρu}\right)}^{\′}-{\mathrm{\ρ}}^{\′}{u}_0}{{\mathrm{\ρ}}_0+{\mathrm{\ρ}}^{\′}},$ $v^{\′}=\frac{{\left(\mathrm{\ρv}\right)}^{\′}-{\mathrm{\ρ}}^{\′}{v}_0}{{\mathrm{\ρ}}_0+{\mathrm{\ρ}}^{\′}},$ $w^{\′}=\frac{{\left(\mathrm{\ρw}\right)}^{\′}-{\mathrm{\ρ}}^{\′}{w}_0}{{\mathrm{\ρ}}_0+{\mathrm{\ρ}}^{\′}}$

上述各式中参数的含义如下：

U，E，F，G    通量项

E_v，F_v，G_v    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Re_L＝1.6×10⁶/m，根据以上方法计算可得在距主机翼翼前缘0.6m，Re_L＝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。

Claims (6)

1.一种机翼流动控制装置，其特征在于：在飞机机翼(1)主机翼的上表面靠近翼前缘安装机翼流动控制装置(4)，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，在飞机起飞阶段前襟翼(2)伸出露出机翼流动控制装置(4)，控制飞机机翼(1)主机翼的附面层(8)快速转捩形成湍流附面层(5)，在巡航飞行时前襟翼(2)复位遮住机翼流动控制装置(4)，使飞机机翼(1)主机翼的附面层(8)保持层流，所述的基频条带(6)的特征尺寸对应于飞机机翼(1)主机翼翼面边界层内最不稳定波的特征尺寸，基频条带(6)每个锯齿结构的长度对应于最不稳定波的流向波长，为2mm～50mm，基频条带(6)每个锯齿结构的宽度对应于最不稳定波的展向波长，为2mm～50mm，基频条带(6)的高度不超过飞机机翼(1)主机翼翼面边界层厚度的一半，为1mm～10mm。

2.根据权利要求1所述的一种机翼流动控制装置，其特征在于：所述的机翼流动控制装置(4)安装在踞飞机机翼(1)主机翼翼前缘50mm～1000mm处。

3.根据权利要求1所述的一种机翼流动控制装置，其特征在于：所述的机翼流动控制装置(4)与飞机机翼(1)主机翼的翼前缘平行。

4.根据权利要求1所述的一种机翼流动控制装置，其特征在于：所述的机翼流动控制装置(4)通过刻蚀、粘贴或镶嵌的方式固定在飞机机翼(1)主机翼的上表面。

5.根据权利要求1所述的一种机翼流动控制装置，其特征在于：所述的亚谐频条带(7)每个锯齿结构的长度为基频条带(6)每个锯齿结构长度的二倍，亚谐频条带(7)每个锯齿结构的宽度为基频条带(6)每个锯齿结构宽度的二倍，亚谐频条带(7)的高度与基频条带(6)的高度相同。

6.根据权利要求1所述的一种机翼流动控制装置，其特征在于：所述的基频条带(6)与亚谐频条带(7)之间的间距等于基频条带(6)每个锯齿结构的长度。

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