CN102358416B

CN102358416B - 一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型

Info

Publication number: CN102358416B
Application number: CN201110259005.2A
Authority: CN
Inventors: 张家忠; 陈嘉辉; 孙旭; 梅冠华
Original assignee: Xian Jiaotong University
Current assignee: Xian Jiaotong University
Priority date: 2011-09-05
Filing date: 2011-09-05
Publication date: 2014-04-23
Anticipated expiration: 2031-09-05
Also published as: CN102358416A

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型，该翼型的前缘处设有空腔、及将空腔的开口覆盖住的弹性蒙皮。本发明通过对弹性结构加载强迫振动，或者利用其在飞行过程中，与流体发生强烈的流固耦合所产生的自激振动，对流动进行控制，从而提高翼型的气动性能。本发明所述的翼型具有增升减阻效果明显、结构简单、体积小、质量轻、便于控制、安全性高等优点，并且具有很大的实际应用价值，提供了翼型发展的新思路。

Description

一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型

技术领域

本发明涉及飞行器翼型，特别涉及一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型的结构。

背景技术

在飞行器发展的一百多年的历史里，如何使飞行器获得更高的气动性能，一直是各方面研究所追求的重点目标。在飞行器发展的初期，著名的空气动力学家Prandtl最早提出了对流动进行控制，从而提高飞行器空气动力学性能这一重要理念。当时，这种控制流动的技术是以边界层控制的形式提出的。在实际应用中，通过表面切向吹气对边界层进行控制，取得了重大的成功。但是，传统的边界层控制，存在着诸如技术复杂，管道系统产生的附加质量过大等问题，制约了它的应用。

近些年来，流动控制技术逐步发展起来，成为了一种具有广阔发展前途的新技术。2002年2月，中国航空工业发展研究中心对21世纪的航空前沿技术进行了全面的扫描，在重点分析40项航空前沿技术的创新性、实用性、技术可行性和经济可行性的基础上，选出了10项最有发展潜力的航空前沿技术，其第5项就是“先进主动流动控制技术”，因为它有着广阔的应用空间。国内外学者对流动控制技术进行了大量实验。有的学者通过对翼型采取周期性俯仰振动的方式对流动进行控制，使最大升力获得了120％的增益；有的学者采取襟翼振动的方式控制流动分离，使失速攻角后升力增加了70％；有的学者采取在翼型前缘增加振动柱体来控制流动，使得失速攻角推迟近80％。可见，通过采取流动控制，使得翼型的气动性能获得了显著的提高。然而，实际中，上述对流动的控制技术在应用上还存在着诸多问题。对于周期性俯仰振动技术，在应用于飞行器时，尤其是对于高速飞行器，由于大幅度的俯仰振动，降低了飞行器的安全性，提高了其对材料的要求，增加了应用的难度。在实验中，襟翼振动具有较高的频率，因此在应用上同样存在着困难。因此，目前所采用的流动控制技术在应用上还并不成熟，并且存在一系列的问题。

发明内容

本发明的目的，是提供一种增升减阻效果明显的用于飞行器的空气动力学高性能翼型。通过对翼型局部弹性结构加载强迫振动，或者利用其在飞行过程中，与流体发生强烈的流固耦合所产生的自激振动，对流动进行控制，从而提高翼型的气动性能。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型，该翼型的前缘处设有空腔、及将空腔的开口覆盖住的弹性蒙皮。

优选的，所述空腔在该翼型的吸力面的前缘处设有开口，所述弹性蒙皮覆盖在该空腔的开口上，其中通过该弹性蒙皮与来流发生强烈的流固耦合作用，使得该弹性蒙皮进行自激振动。

优选的，所述空腔在该翼型的吸力面的前缘处设有开口，所述弹性蒙皮覆盖在该空腔的开口上，该翼型还设有收容在所述空腔内的激振器、固定装置及弹簧，其中所述弹簧的一端通过固定装置连接在激振器上，该弹簧的另一端固定在所述弹性蒙皮的中心，其中通过激振器带动弹簧动作，弹簧动作带动所述弹性蒙皮进行强迫振动。

优选的，所述空腔在该翼型的压力面的前缘处设有开口，所述弹性蒙皮覆盖在该空腔的开口上，其中通过该弹性蒙皮与来流发生强烈的流固耦合作用，使得该弹性蒙皮进行自激振动。

优选的，所述空腔在该翼型的压力面的前缘处设有开口，所述弹性蒙皮覆盖在该空腔的开口上，该翼型还设有收容在所述空腔内的激振器、固定装置及弹簧，其中所述弹簧的一端通过固定装置连接在激振器上，该弹簧的另一端固定在所述弹性蒙皮的中心，其中通过激振器带动弹簧动作，弹簧动作带动所述弹性蒙皮进行强迫振动。

优选的，所述弹性蒙皮为聚酯纤维薄片。

优选的，所述激振器的振幅为5mm，振动频率为0Hz～200Hz。

本发明具有以下有益效果：其一，具有弹性结构的翼型能够大幅提高升力、降低阻力，提高了翼型的气动性能。由前对风洞中空气动力学实验结果所列出的那样，相较于传统翼型，本发明所述的控制表面流体流动的翼型具有卓越的提高翼型气动性能的优势。其二，具有结构简单，体积小，无过多附加质量的特点。在翼型前缘处的空腔中固定激振器，其体积小，质量轻，将柔性材料作为弹性蒙皮，其结构简单，无附加体积，质量相较刚性蒙皮更轻。其三，本发明所述的翼型便于控制。其中的激振器可以改变振动频率，从而改变弹性蒙皮的振动频率，以适应不同工况要求。其四，具有很高的安全性。相较于其他控制流动技术所采用的整体或襟翼的大幅振动，在实际中，本发明所述的翼型有着更大的优势。由于只是采取局部弹性蒙皮的振动，本发明可以达到较高的振动频率，而对材料没有过高的要求，另一方面，也保证了飞行器有较高的安全性。

本发明通过对弹性结构加载强迫振动，或者利用其在飞行过程中，与流体发生强烈的流固耦合所产生的自激振动，对流动进行控制，从而提高翼型的气动性能。本发明所述的翼型具有增升减阻效果明显、结构简单、体积小、质量轻、便于控制、安全性高等优点，并且具有很大的实际应用价值，提供了翼型发展的新思路。

附图说明

图1是符合本发明的第一实施例的用于飞行器的空气动力学高性能翼型的结构示意图；

图2是符合本发明的第二实施例的用于飞行器的空气动力学高性能翼型的结构示意图；

图3是符合本发明的第三实施例的用于飞行器的空气动力学高性能翼型的结构示意图；

图4是符合本发明的第四实施例的用于飞行器的空气动力学高性能翼型的结构示意图；

图5是图2所示的空气动力学高性能翼型的弹性智能蒙皮、激振器和弹簧的工作原理示意图；

图6是图2所示的空气动力学高性能翼型的弹性智能蒙皮、激振器和弹簧的另一工作原理示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步说明。但本发明的内容不仅仅局限如此。

本发明在对翼型绕流问题的研究中，发现前缘剪切层对于不同的扰动具有丰富的响应谱。通过在这一区域加载适当的扰动，能够使得分离流动内部出现共振，从而出现更加规则的流动。在这一非线性过程中，前缘剪切层中小涡的合并现象加剧，引发了更加强烈的夹带和更强的升力涡。与此同时，使得后缘涡向下游移动。上述理论说明了前缘是翼型对扰动的敏感区域，因此选取在该处加载局部弹性结构。同时，采取两种不同的技术方案实现在弹性区域加载扰动。其一是通过采用适当弹性模量的柔性材料作为弹性蒙皮，在飞行器飞行时产生自激振荡。由于来流与弹性蒙皮间发生强烈的流固耦合现象，从而实现在局部弹性蒙皮处加载振动。分别选取翼型吸力面和压力面的前缘加载这种自激振动。其二是通过翼型内置的振动系统对局部弹性结构加载强迫振动。在翼型前缘处设置一个空腔，在其中固定激振器，通过信号线与外部连接，可以改变其振动频率。同时将振动系统与弹性蒙皮连接，从而实现对弹性蒙皮加载强迫振动。分别选取翼型吸力面和压力面的前缘加载这种强迫振动。

实施例1：

请参阅图1，本实施例中用于飞行器的空气动力学高性能翼型1选取NACA0015翼型。该翼型1的弦长为800mm，实验部分展向宽度为200mm。该翼型1在其前缘2.2mm到126.4mm处开设空腔11、以及覆盖在空腔11上的弹性结构12。所述弹性结构12为弹性蒙皮12。该空腔11在该翼型1的吸力面13设有开口，弹性蒙皮12覆盖在所述开口的表面，并且该弹性蒙皮12的四周被固定在翼型1上。在具体实施过程中，弹性蒙皮12在翼型1的吸力面13上，由于弹性蒙皮12是柔性材料，其与来流发生强烈的流固耦合作用，一方面，弹性蒙皮12在流体载荷作用下会产生变形，另一方面，弹性蒙皮12的变形又反过来影响流动，从而实现了弹性蒙皮12的自激振动。

实施例2：

请参阅图2，本实施例中用于飞行器的空气动力学高性能翼型2同样选取NACA0015翼型。该翼型2在其前缘2.2mm到126.4mm处开设空腔21、以及覆盖在空腔21上的弹性结构22。所述弹性结构22为弹性蒙皮22。该空腔21在该翼型2的吸力面23设有开口，弹性蒙皮22覆盖在所述开口的表面，并且该弹性蒙皮22的四周被固定在翼型2上。该翼型2还设有收容在空腔21内的激振器24、固定装置25及弹簧26。所述激振器24的振幅为5mm，振动频率可以从0Hz到200Hz间变化。所述弹簧26的一端由固定装置25连接在激振器24上，弹簧26的另一端固定在弹性蒙皮22的中心。本实施例中，通过外部电压电流控制，使得激振器24处于0Hz到200Hz之间的任一激振频率，以实现弹性蒙皮22的局部振动。请参照图5及图6，当激振器24达到最低点时，弹簧26复原，长度恢复到初始的尺寸，将弹性蒙皮22向上顶起；当激振器24达到最高点时，弹簧26发生变形，长度变短，将弹性蒙皮22向下拉。通过激振器24的往复振动，使得弹性蒙皮22出现周期性振动，这就是本实施例的工作原理。弹性蒙皮22采用柔性材料，在弹性蒙皮22的中心，设置与弹簧26的连接固定结构(未图示)。

实施例3：

请参阅图3，本实施例中用于飞行器的空气动力学高性能翼型3设有空腔31及弹性蒙皮32，其与实施例1中的结构基本相同。不同的是空腔31是在翼型3的压力面33设有开口，弹性蒙皮32覆盖在该开口的表面。

实施例4：

请参阅图4，本实施例中用于飞行器的空气动力学高性能翼型4设有空腔41、弹性蒙皮42、激振器44、固定装置45及弹簧46，其与实施例2中的结构基本相同。不同的是空腔41是在翼型4的压力面43设有开口，弹性蒙皮42覆盖在该开口的表面。其具体的工作原理同实施例2一样，在此不再重复叙述。

本发明的积极效果在于，通过采用局部弹性智能结构，使得翼型的升力增加，阻力降低，并且使得翼型气动性能获得大幅提升。为了验证具有局部弹性智能结构翼型的积极效果，在西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室的NF-3风洞进行对其进行了空气动力学实验。NF-3低速风洞的二元试验段截面积为3m×1.6m，紊流度低于0.05％，本发明的测试范围在风洞的马赫数为0.05到0.2间进行。通过大量的风洞实验得出，采取实施例1时，升力系数的提升最高可达到67％，阻力系数的降低最高可达到89％，升阻比的提升最高可达到810％；采取实施例2时，相较于传统NACA0015翼型，升力系数的提升最高可达到138％，阻力系数的降低最高可达到87％，升阻比的提升最高可达到733％；采取实施例3时，升力系数的提升最高可达到56％，阻力系数的降低最高可达到80％，升阻比的提升最高可达到560％，失速攻角的推迟最多可达到3°；采取实施例4时，升力系数的提升最高可达到75％，阻力系数的降低最高可达到74％，升阻比的提升最高可达到652％，失速攻角的推迟最多可达到2°。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单的推演或替换，都应当视为属于本发明由所提交的权利要求书确定专利保护范围。

Claims

1.一种用于飞行器的空气动力学高性能翼型，其特征在于：该翼型（4）的前缘2.2mm到126.4mm处设有空腔（41）、及将空腔的开口覆盖住的弹性蒙皮（42）；所述开口位于翼型的压力面的前缘处；所述弹性蒙皮进行强迫振动；该翼型还设有收容在所述空腔内的激振器（44）、固定装置（45）及弹簧（46），其中所述弹簧的一端通过固定装置连接在激振器上，该弹簧的另一端固定在所述弹性蒙皮的中心，其中通过激振器带动弹簧动作，弹簧动作带动所述弹性蒙皮进行强迫振动；所述弹性蒙皮为聚酯纤维薄片；所述激振器的振幅为5mm，振动频率为0Hz～200Hz；所述翼型（4）为NACA0015翼型。