CN101348170B - 一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该机翼的上翼面的纵向中心线的前端有多个A微孔，所述A微孔按行列整齐排列形成吸气区；该机翼的上翼面的纵向中心线的后端有多个B微孔，所述B微孔按行列整齐排列形成吹气区；吸气区与吹气区的联通通道称作气流通道，即气流通道的入口与吸气区导通，气流通道的出口与吹气区导通；所述气流通道设置在机翼内；所述气流通道由前气流道、中间气流道、后气流道构成，中间气流道呈椭圆形，且中间气流道内安装有吸气泵；前气流道与后气流道设计成喇叭形，且相对放置；本发明的机翼通过调整吹、吸气量这种控制方法能推迟边界层从层流到湍流的转捩，减小物体表面的摩擦阻力；同时还能延迟流动分离，改善翼型失速特性。

Description

一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构

技术领域

本发明涉及一种运输机的机翼结构，更特别地说，是指一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构。本发明设计的机翼通过减小机翼上翼面的摩擦阻力和抑制边界层分离，能够节省燃油量，降低运输机的运行成本。

背景技术

当气流绕过机翼后，由于气流粘性的作用，在其翼面(上翼面、下翼面)存在一个很薄的剪切层，被称作边界层。边界层有层流和湍流两种流态，转捩是边界层中的流态由层流过渡为湍流的过程(参见图1B所示)。图中，机翼上翼面2从前缘点A至第二转捩起点O为层流区，第二转捩起点O至第二转捩终点P为过渡区，第二转捩终点P至后缘点E为湍流区。在层流区内产生了两个边界层分布(一是无吸气区的起始发展阶段薄边界层的速度分布211，二是无吸气区的充分发展后的厚边界层的速度分布212)；在湍流区内产生了两个边界层分布(一是无吹气区上游的边界层速度分布214，二是无吹气作用下的边界层速度分布215)。转捩是一个十分复杂的流动变化过程，工程上常把转捩过程简化为一个突变现象。影响转捩的主要因素是雷诺数，若边界层当地雷诺数达到某一临界值时，即发生转捩。转捩还受其他许多因素影响，如外流的原始湍流度、逆压梯度、流过曲面时离心力的作用、物面粗糙度、噪声以及流体与物体间的热交换等。

相对于湍流边界层，层流边界层具有较低的摩擦阻力。目前，国外对大型运输机阻力问题十分重视，美国已经将降低摩擦阻力列为大型运输机设计四项先进技术中的一项。欧洲减阻网也将层流流动控制技术列为重点研究领域之一。对于一个亚音速运输机，表面摩擦阻力占总阻力的50％左右，且在同一雷诺数下，层流摩阻比湍流摩阻小80～90％。因此，减小摩擦阻力最有效的方法就是阻止边界层流动从层流较早地转变为湍流，尽可能扩大机翼上翼面的层流流动区域。层流流动控制实质上就是通过采取控制措施，使失稳的边界层变得稳定，延迟边界层流动从层流到湍流的转捩，从而减小摩擦阻力。

另外，由于气流粘性的作用以及边界层内存在的流向逆压梯度，使边界层内的流体会逐渐减速，最后整个边界层内的流体的动能都被粘性应力给耗散掉，流体不能再朝下游流动了，然而上游的还未减速的边界层还在源源不断地追赶上来，边界层内的流体因为无法继续贴着上翼面流动而离开了上翼面，流动出现了分离。由于分离后背风面压强低于机翼前部的压强，故存在压差阻力，且分离区越大，压差阻力越大，甚至在严重的分离情况下，会使升力急剧下降，出现失速现象。因此，采用有效的方法，避免边界层的分离是非常必要的。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该机翼结构能耗小、效率高，一方面通过在机翼1的上翼面2上设置多个A微孔21、B微孔22，且A微孔21、B微孔22通过气流通道4形成气流通路；另一方面在机翼1的内部设置多段结构的气流通道4，并在气流通道4内安装多个吸气泵3来产生吹气量；本发明设计的机翼结构能够实现机翼1的上翼面2前缘吸气、后缘吹气，进而对边界层流动进行干扰控制；这样不仅能够推迟边界层转捩，减小摩擦阻力；而且能控制边界层分离，改善机翼失速特性。

本发明是一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该机翼结构是在机翼1的上翼面2的纵向中心线的前端采用激光钻洞技术钻有多个A微孔21，所述A微孔21按行列整齐排列形成吸气区；在机翼1的上翼面2的纵向中心线的后端采用激光钻洞技术钻有多个B微孔22，所述B微孔22按行列整齐排列形成吹气区；吸气区与吹气区的联通通道称作气流通道4，即气流通道4的入口与吸气区导通，气流通道4的出口与吹气区导通。气流通道4设置在机翼1内，所述气流通道4由前气流道41、中间气流道43、后气流道42构成，中间气流道43设置在前气流道41、后气流道42之间，呈椭圆形，且中间气流道43内安装有吸气泵3；前气流道41与后气流道42设计成喇叭形，且相对放置。

所述前气流道41将由吸气区流入的流体在喇叭尾部(前气流道41的喇叭尾部)逐渐变窄，造成通道内的流体逐渐加速，从而使吸气泵入口处压强减小，这样使上翼面2的边界层底层的低速气流更易被吸入气流通道4内。

所述后气流道42是将从中间气流道43流出的流体首先在喇叭尾部(后气流道42的喇叭尾部)逐渐变窄，然后在喇叭口逐渐变宽，使得通道内的流体流速减小而压力增大，这样使从吸气区吸入的气流更易被吹气区排放到主流中。

本发明具有层流流动控制和分离控制的机翼结构的优点在于：采用在机翼上翼面开设微孔方式和在机翼内设置气流通道，能够推迟边界层转捩位置、减小摩擦阻力，控制边界层分离，改善机翼失速特性。因此，微孔与气流通道的组合不仅能减小摩擦阻力，而且能够有效控制边界层分离，具有双重控制作用。

附图说明

图1是本发明具有层流流动控制和分离控制的机翼剖视图。

图1A是本发明具有层流流动控制的边界层速度分布结构示意图。

图1B是未改进的边界层速度分布结构示意图。

图2是未改进近壁面的流场结构示意图。

图3是具有本发明的机翼结构在实施吸、吹气控制后的近壁面流场结构示意图。

图4是本发明A微孔的设置布局示意图。

图5是本发明B微孔的设置布局示意图。

图6是常规飞机的俯视简图。

图中：    1.机翼    2.上翼面    21.A微孔    22.B微孔

201.起始发展阶段薄边界层的速度分布    202.充分发展后的厚边界层的速度分布

203.吸气作用下变薄的边界层速度分布    204.吹气区上游的边界层速度分布

205.吹气作用下的边界层速度分布

211.无吸气区的起始发展阶段薄边界层的速度分布

212.无吸气区的充分发展后的厚边界层的速度分布

214.无吹气区上游的边界层速度分布

215.无吹气作用下的边界层速度分布

3.吸气泵         4.气流通道    41.前气流道    42.后气流道

43.中间气流道    5.弦长

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

本发明设计的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，通过在机翼1的上翼面2的前后分别设置不同孔径的多个微孔，该开设的微孔与气流通道构成吸、吹通路，从而改变了转捩在机翼1的上翼面2的设置点。推迟的转捩位置能够减小摩擦阻力，控制边界层分离，改善机翼失速特性。在气流通道内设置多个吸气泵，通过调节吹、吸气量，能够使流过翼型前缘表面边界层底层的低速流体被吸走，从而使边界层变薄，达到推迟边界层从层流到湍流的转捩，减小物体表面的摩擦阻力。

参见图1、图1A所示，本发明是一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该机翼结构是在机翼1的上翼面2的纵向中心线的前端采用激光钻洞技术钻有多个A微孔21，所述A微孔21按行列整齐排列形成吸气区(参见图4所示)；在机翼1的上翼面2的纵向中心线的后端采用激光钻洞技术钻有多个B微孔22，所述B微孔22按行列整齐排列形成吹气区(参见图5所示)；吸气区与吹气区的联通通道称作气流通道4，即气流通道4的入口与吸气区导通，气流通道4的出口与吹气区导通。A微孔21的孔径为50～100μm，相邻两微孔之间的间距为0.5～1mm。B微孔22的孔径为0.5～1mm，相邻两微孔之间的间距为5～10mm。

(参见图1A、图6所示)在本发明中，吸气区的区域是在3～15％弦长、40～80％展长(前一个展宽)的范围。吹气区的区域是在60～90％弦长、40～80％展长(后一个展宽)的范围。弦长5是指前缘点A与后缘点E之间的连线。展长是指机翼的展宽，展宽是从前缘点A与后缘点E逐渐缩小的，一般机翼前缘宽度比机翼后缘宽度要宽。

在本发明中，气流通道4设置在机翼1内，所述气流通道4由前气流道41、中间气流道43、后气流道42构成，中间气流道43设置在前气流道41、后气流道42之间，呈椭圆形，且中间气流道43内安装有吸气泵3；前气流道41与后气流道42设计成喇叭形，且相对放置。

所述前气流道41将由吸气区流入的流体在喇叭尾部(前气流道41的喇叭尾部)逐渐变窄，造成通道内的流体逐渐加速，从而使吸气泵入口处压强减小，这样使上翼面2的边界层底层的低速气流更易被吸入气流通道4内。

所述后气流道42是将从中间气流道43流出的流体首先在喇叭尾部(后气流道42的喇叭尾部)逐渐变窄，然后在喇叭口逐渐变宽，使得通道内的流体流速减小而压力增大，这样使从吸气区吸入的气流更易被吹气区排放到主流中。

本发明椭圆形中间气流道43内安装有2～10个吸气泵3，吸气泵3输出的气量可任意调节。通过调节吸气泵3的输出气量，能够实现机翼前缘吸气、后缘吹气，进而对边界层流动进行干扰控制。吸气泵3具有吸气和排气功能，其压缩比(排气和进气压力的比值)为1.2～1.8。中间气流道43中的全部吸气泵3产生的吹气量为2～15×10^-5MPa。

本发明设计的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，由于层流摩擦阻力C_Fl比湍流摩擦阻力C_Ft小，减小了机翼总摩擦阻力C_F(C_F＝C_Fl+C_Ft)。通过阻止边界层流动从层流较早地转变为湍流，尽可能扩大机翼1表面(本发明仅涉及上翼面2)的层流流动区域。在吸气作用下，流过机翼1前缘表面边界层底层的低速流体被吸走，上翼面2的层流边界层会变薄，而薄的边界层能更有效地抑制转捩的发生，这就使得转捩位置明显推后，上翼面2的边界层层流流动范围显著增加，因而能减小上翼面2的摩擦阻力。

参见图1A所示，在本发明中，根据不同点的设置使机翼1的上翼面2分划为层流区、过渡区、湍流区，前缘点A与第一转捩起点M之间为层流区，第一转捩起点M与第一转捩终点N之间为过渡区，第一转捩终点N与后缘点E之间为湍流区。在层流区采用激光钻洞技术钻有多个A微孔21形成的吸气区，且吸气区的范围为前缘点A与吸气终点B之间。在湍流区采用激光钻洞技术钻有多个B微孔22形成的吹气区，且吹气区的范围为吹气起点C与吹气终点D之间。当边界层厚度超过临界值时，边界层流动开始从层流转变为湍流，此时流动开始发生转变的位置为转捩起点位置(即第一转捩起点M)，边界层流动转变为完全发展湍流的位置为转捩终点位置(即第一转捩终点N)，以第一转捩终点N的下游(第一转捩终点N至后缘点E的范围)的边界层流动为湍流流动。从图1A中可知，在前缘点A至第一转捩起点M的范围内边界层流动的速度分布为：有起始发展阶段薄边界层的速度分布201、充分发展后的厚边界层的速度分布202、吸气作用下变薄的边界层速度分布203(由于推迟边界层转捩位置所产生的，则吸气作用下变薄的边界层速度分布203就起到了减小摩擦阻力和控制边界层分离的双重作用，可以从图1A与图1B对比看出)；第一转捩终点N至后缘点E的范围内边界层流动的速度分布为：有吹气区上游的边界层速度分布204、吹气作用下的边界层速度分布205。本发明通过在上翼面2上设置多个A微孔21能够使转捩位置明显推后，且在第一转捩起点M与吸气终点B之间再形成一个吸气作用下变薄的边界层速度分布203，有效地减小了上翼面2的摩擦阻力，节省了燃油量。

参见图1B所示，当气流绕过机翼1的上翼面2时，由于粘性的作用，在第二边界层边缘与上翼面2之间形成边界层。这个边界层内部在起始阶段为层流流动，其厚度从驻点(是指气流在翼面的速度为零时的点)开始沿风向方向逐渐增厚，当边界层厚度超过临界值时，边界层流动开始从层流转变为湍流，此时流动开始发生转变的位置为转捩起点位置(即第二转捩起点O)，边界层流动转变为完全发展湍流的位置为转捩终点位置(即第二转捩终点P)，以第二转捩终点P的下游(第二转捩终点P至后缘点E的范围)的边界层流动为湍流流动。从图中可知，在前缘点A至第二转捩起点O的范围内边界层流动的典型速度分布为：无吸气区的起始发展阶段薄边界层的速度分布211、无吸气区的充分发展后的厚边界层的速度分布212；第二转捩终点P至后缘点E的范围内边界层流动的典型速度分布为：无吹气区上游的边界层速度分布214、无吹气作用下的边界层速度分布215。

通过对图1A与图1B所示的结构进行对比可以看出，图1A中的层流边界层比图1B中的层流边界层要薄。

本发明具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，在吸气泵3抽吸作用下，流过机翼前缘表面边界层底层的低速流体被吸走，使上翼面层流边界层变薄，临界雷诺数(层流边界层内部扰动开始放大的雷诺数)增大，从而能够延迟转捩的发生，扩大上翼面层流流动的面积(参见图3所示)；这些吸入的流体流经气流通道4后，从机翼后缘的多排B微孔22排出，排出的气流使翼面边界层内的流体获得额外能量，使近翼面低速气流加速，边界层速度梯度减小，吹气区湍流边界层摩擦阻力相应减小，不会在吹气区形成一个回流区(参见图2所示)。因此，通过调整吹吸气量，吸气和吹气能使上翼面的总摩擦阻力减小；同时吸、吹气能使边界层变得饱满，抑制流动分离现象的发生，从而改善机翼失速特性。

Claims (5)

1.一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，其特征在于：该机翼(1)的上翼面(2)的纵向中心线的前端有多个A微孔(21)，所述A微孔(21)按行列整齐排列形成吸气区，所述吸气区的区域是在3～15％弦长、40～80％展长的范围；该机翼(1)的上翼面(2)的纵向中心线的后端有多个B微孔(22)，所述B微孔(22)按行列整齐排列形成吹气区，所述吹气区的区域是在60～90％弦长、40～80％展长的范围；吸气区与吹气区的联通通道称作气流通道(4)，即气流通道(4)的入口与吸气区导通，气流通道(4)的出口与吹气区导通；

所述气流通道(4)设置在机翼(1)内；所述气流通道(4)由前气流道(41)、中间气流道(43)、后气流道(42)构成，中间气流道(43)设置在前气流道(41)、后气流道(42)之间，呈椭圆形，且中间气流道(43)内安装有吸气泵(3)；前气流道(41)与后气流道(42)设计成喇叭形，且相对放置；所述中间气流道(43)中吸气泵(3)产生的吹气量为2～15×10^-5MPa；

所述前气流道(41)将由吸气区流入的流体在喇叭尾部逐渐变窄，造成通道内的流体逐渐加速，从而使吸气泵入口处压强减小，这样使上翼面(2)的边界层底层的低速气流更易被吸入气流通道(4)内；

所述后气流道(42)是将从中间气流道(43)流出的流体首先在喇叭尾部逐渐变窄，然后在喇叭口逐渐变宽，使得通道内的流体流速减小而压力增大，这样使从吸气区吸入的气流更易被吹气区排放到主流中。

2.根据权利要求1所述的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，其特征在于：A微孔(21)的孔径为50～100μm，相邻两A微孔(21)之间的间距为0.5～1mm。

3.根据权利要求1所述的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，其特征在于：B微孔(22)的孔径为0.5～1mm，相邻两B微孔(22)之间的间距为5～10mm

4.根据权利要求1所述的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，其特征在于：中间气流道(43)内安装有2～10个吸气泵(3)。

5.根据权利要求1所述的具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，其特征在于：吸气泵(3)的压缩比为1.2～1.8。

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