CN105173064B - 切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 - Google Patents
切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105173064B CN105173064B CN201510605979.XA CN201510605979A CN105173064B CN 105173064 B CN105173064 B CN 105173064B CN 201510605979 A CN201510605979 A CN 201510605979A CN 105173064 B CN105173064 B CN 105173064B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air blowing
- buffeted
- transonic speed
- slit
- contraction
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
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。
Description
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（shock control bump，SCB）等被动控制措施，以及尾缘偏流装置（trailing edge deflector，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。
Claims (9)
1.一种切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特征在于，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；
所述吹气的量和收缩管或收缩/扩张管入口的总压、收缩管或收缩/扩张管的最小横截面面积以及收缩管或收缩/扩张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，任意位置截面的马赫数为M，则有：
根据上式，可计算出任意位置截面的马赫数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，就可以确定任意位置截面的密度、温度、音速，总而求得吹气流量；若代入的面积A为收缩管或收缩/扩张管出口的值，则求得的就是收缩管或收缩/扩张管出口的流量。
2.根据权利要求1所述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特征在于：所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%。
3.根据权利要求2所述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。
4.根据权利要求1～3任一所述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特征在于：所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。
5.根据权利要求4所述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法，其特征在于：所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。
6.一种实现权利要求1所述切向狭缝吹气控制跨声速抖振的吹气装置，其特征在于：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。
7.根据权利要求6所述的吹气装置，其特征在于：所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%。
8.根据权利要求6所述的吹气装置，其特征在于：所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。
9.根据权利要求6所述的吹气装置，其特征在于：所述收缩管或者收缩/扩张管为Venturi管或Laval管。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510605979.XA CN105173064B (zh) | 2015-09-22 | 2015-09-22 | 切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510605979.XA CN105173064B (zh) | 2015-09-22 | 2015-09-22 | 切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105173064A CN105173064A (zh) | 2015-12-23 |
| CN105173064B true CN105173064B (zh) | 2018-08-10 |
Family
ID=54895649
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510605979.XA Expired - Fee Related CN105173064B (zh) | 2015-09-22 | 2015-09-22 | 切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105173064B (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2789419C1 (ru) * | 2022-10-21 | 2023-02-02 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ устранения колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108195553A (zh) * | 2016-12-08 | 2018-06-22 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置 |
| CN109533356A (zh) * | 2018-11-21 | 2019-03-29 | 南京航空航天大学 | 一种激波边界层干扰控制器 |
| CN112577657B (zh) * | 2020-12-17 | 2022-09-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种分离激波振荡产生的脉动载荷快速预测方法 |
| CN112758309A (zh) * | 2021-01-27 | 2021-05-07 | 北京航空航天大学 | 一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法 |
| CN112849388A (zh) * | 2021-01-27 | 2021-05-28 | 北京理工大学 | 一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3592413A (en) * | 1969-06-25 | 1971-07-13 | Chandler Evans Inc | Vertical lift machine |
| FR2554081A1 (fr) * | 1983-11-02 | 1985-05-03 | Sirretta Raymond | Dispositif pour ameliorer les conditions aerodynamiques de penetration et de sustentation des planeurs d'aeronefs |
| CN1089913A (zh) * | 1993-01-18 | 1994-07-27 | 李小民 | 吹气式机翼前置气流诱导装置 |
| DE19747308A1 (de) * | 1997-10-27 | 1999-07-15 | Seemann Christina | Vorrichtung zur Steigerung des dynamischen Auftriebs bei Flugzeugen und anderen Transportsystemen |
| US8251318B2 (en) * | 2008-11-19 | 2012-08-28 | The Boeing Company | Disbanded cascaded array for generating and moving plasma clusters for active airflow control |
-
2015
- 2015-09-22 CN CN201510605979.XA patent/CN105173064B/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2789419C1 (ru) * | 2022-10-21 | 2023-02-02 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Способ устранения колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105173064A (zh) | 2015-12-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105173064B (zh) | 切向狭缝吹气控制跨声速抖振的方法及吹气装置 | |
| Cole et al. | Experimental investigation into the effect of Gurney flaps on various airfoils | |
| Genç et al. | Effect of partial flexibility over both upper and lower surfaces to flow over wind turbine airfoil | |
| Chen et al. | Flow control on a thick airfoil using suction compared to blowing | |
| Flaszynski et al. | Shock wave boundary layer interaction on suction side of compressor profile in single passage test section | |
| Pavlenko et al. | Flow around a small-sized UAV model in a turbulent trace | |
| Prince et al. | Aerodynamic stall suppression on aerofoil sections using passive air-jet vortex generators | |
| CN107848619B (zh) | 机翼的流体流动控制 | |
| Liesner et al. | Combination of active and passive flow control in a high speed compressor cascade | |
| Al-Battal et al. | Aerodynamic load control through blowing | |
| Fernández-Gámiz et al. | Computational study of the vortex path variation with the VG height | |
| Hossain et al. | Enhancement of aerodynamic properties of an airfoil by co flow jet (CFJ) flow | |
| Krzysiak | Control of flow separation using self-supplying air-jet vortex generators | |
| Shi et al. | Serpentine inlet design and analysis | |
| Buonanno et al. | Computational investigation of the DEMON unmanned air vehicle thrust vectoring system | |
| Mishra et al. | Numerical investigation of a finite wing section with a bleed hole allowing boundary layer suction | |
| Hill et al. | 2D parametric study using CFD of a circulation control inlet guide vane | |
| Suñol et al. | Numerical analysis and UAV application of the ACHEON vectorial thrust nozzle | |
| Heine et al. | Aerodynamic scaling of general aviation airfoil for low Reynolds number application | |
| Hossain et al. | Analysis of longitudinal aerodynamic characteristics of an aircraft model with and without winglet | |
| Badran et al. | Control of leading-edge vortices with suction | |
| WO2011149440A2 (en) | Method for enhancing flow drag reduction and lift generation with a deturbulator | |
| Wang et al. | Numerical Simulation of Ground-Effect Wing with Front Engine Blowing | |
| Ramakrishnan et al. | Experimental Study Of Single And Multi-Winglets | |
| RU2789419C1 (ru) | Способ устранения колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20180810 Termination date: 20200922 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |