CN105775159A - 具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法 - Google Patents

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朱晓军
陆志良
郭同庆
陆赟韬
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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Abstract

本发明涉及一种具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，属飞行器气动设计领域。该方法包括：（1）对原始机翼的流场进行数值模拟得到失速迎角和分离区位置；（2）设吹气口位于分离区的左侧，根据分离区位置在机翼上表面设置吹气口的弦向位置，吹气口左端点弦向位置位于分离区前0.1‑0.3C处；（3）吹气口的宽度为0.005‑0.01C；（4）吹气口展向分布及吹气口最终参数确定。本发明提出的局部吹气控制避免了全翼展开口会对机翼的结构安全性产生的影响，在获得较大升力系数的同时兼顾吹气能量利用率。

Description

具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法
技术领域
本发明属于飞行器气动设计领域，特别涉及一种具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法。
背景技术
飞机在起飞-着陆阶段必定会处于一个大攻角状态，机翼上表面后缘处容易发生流动分离，会对机翼的气动性能产生较大影响，因此需要采用一定的流动控制技术来改变飞机起飞-着陆的气动特性。近年来流动控制在增升减阻方面的应用吸引了大量学者的关注，通过在机翼上表面进行吹气控制可以推迟边界层的分离，增加机翼的升力。此外适当的控制还可以减小飞机起飞-着陆的距离，对于舰载机在航空母舰上的应用具有重要意义，对于民用飞机还可以减少机场附近的噪声。[陆志良等.空气动力学.北京航空航天大学出版社.2009.9]
在机翼上面使用吹气控制来抑制分流国内目前还处于起步阶段，佟增军等人使用商用软件对襟翼吹吸气控制技术在二维三段翼型中的应用进行了数值模拟，简单分析了吹气口位置和吹气速度对翼型升力系数的影响。[佟增军,刘沛清，段会申.襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟.飞机设计.2010,30(4)]目前，鲜人对三维机翼进行研究，三维机翼的特性不仅仅由基础翼型决定还和机翼的形状和段数有关，而且三维机翼还会受到翼尖涡的影响，流场较为复杂。目前，对于吹气控制广泛应用的限制主要集中在两个方面。第一是要能获得稳定的气源，第二是在机翼全展向开口会机翼结构安全性产生重大影响。通过从发动机引气的方法可以解决气源问题，然而第二个问题至今都没有得到很好地解决。[李大伟等.基于数值模拟的有限翼展模型的吹气控制研究.应用力学学报.2014,31(4)]
针对以上不足与难点，本发明提出了只在机翼展向的某一段开口进行局部吹气控制来避免由于全展向开口带来的结构安全问题，并对吹气控制进行了数值研究，找出最合理的局部吹气展向位置。本发明为吹气口的设计提供了一个系统而全面的方法，大幅改善了机翼气动性能和能量利用效率，使分离流吹气控制的应 用达到工程使用水平。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有通用性的吹气口设计方法，在大迎角情况下更好地抑制机翼的流动分离，改善机翼的气动性能。本方法不是针对某一个机翼，对于大部分的飞行器都是适用的，吹气控制通过向附面层注入能量，使得附面层抵抗逆压梯度能力增加，推迟了机翼后缘的分离，使得机翼的失速迎角和最大升力系数均有所增加，最适宜的局部吹气控制可以保证机翼的结构安全性的同时并提高吹气的能量利用率。
为达此目的，本发明采用以下技术方案：
一种具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，其特征包括以下过程：
(1)对原始机翼的流场进行数值模拟得到失速迎角和分离区位置；(2)根据分离区位置在机翼上表面设置吹气口的弦向位置，吹气口左端点弦向位置位于分离区前0.1-0.3C处；(3)吹气口的宽度为0.005-0.01C；(4)吹气口展向分布及吹气口最终参数确定：将机翼沿展向平均分成3-5段，在每段上开设吹气口，其中吹气口长度即为每段长度，吹气口弦向位置和吹气口宽度由步骤2、步骤3所确定；模拟吹气过程，其中吹气动量系数为0.001-0.003，吹气角度沿机翼表面切向向上偏转2度吹向下游；通过数值模拟计算上述几种情况下机翼升力系数和吹气能量利用率，对比得到最优的吹气口展向分布。
所述的具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，其特征在于：吹气控制只在起飞着陆阶段及飞行中处于大迎角状态下使用，以提高机翼的升力系数和最大升力系数，从而减小飞机在大攻角飞行时因为失速而坠毁的风险；在正常巡航飞行时的吹气口是关闭的，和普通机翼一样，不会影响飞行器的正常飞行。
本发明具有如下优点：
1、增升效果明显
在机翼上表面进行吹气控制可以明显的减小分离区，推迟机翼在大攻角下的后缘分离，和传统机翼相比，机翼的升力系数和最大升力系数都得到明显的提高，这样可以减小飞机在大攻角飞行时因为失速而坠毁。
2、从发动机引气可以获得稳定的气源
要能广泛使用必须获得稳定的气源，想再加上一个独立的提供气源的装置是 非常困难的，但是如果从发动机引气不仅可以获得稳定的气源而且只需要一个简单的引气装置即可，不会对机翼的气动、结构性能产生影响。
3、具有方便性和通用性
吹气控制只在起飞着陆阶段及飞行中处于大迎角状态下使用，在正常巡航飞行时和普通机翼一样，不会影响飞行器的正常飞行。而且任何机翼都可以采用这样的数值模拟方法找到最合适的吹气口位置，设计出对应的吹气控制装置，在众多飞行器上都能够使用。
附图说明
图1为一种带有分离流吹气控制装置的多段翼结构示意图；
图中标号名称：1、基于GA(W)-1两段翼型的有限翼展模型，2、吹气口
图2为原始机翼流场和方案1下的机翼流场的压力云图
图3为方案介绍中4种方案下的机翼升力系数和阻力系数与原始机翼的差值
具体实施方式
1.参数注释：
Lj：吹气口左端点弦向位置
Cu：吹气动量系数
Cl：升力系数
Cd：阻力系数
α：来流迎角
Ma:来流马赫数
Re：雷诺数
Ek：能量利用系率(Ek越小能量利用率越高)
C：翼型弦长
1.技术指标
Re＝4.6×106
Ma＝0.2
α＝19.5°
2.方案介绍
方案1：计算条件为：Re＝4.6×106，Ma＝0.2，α＝19.5°。计算模型采用基于GA(W)-1两段翼型的有限翼展模型，机翼长度为3米，沿展向将机翼平均分为3段。对原始机翼的流场进行数值模拟得到分离区位于主翼0.9C以后。吹气口参数如下：吹气口左端点弦向位置Lj选为0.6C，位于分离区前0.3C处，吹气口宽度固定为0.005C，吹气动量系数Cu＝0.001,吹气口展向分布为距翼根的第一段；
方案2：计算条件为：Re＝4.6×106，Ma＝0.2，α＝19.5°。计算模型采用基于GA(W)-1两段翼型的有限翼展模型，机翼长度为3米，沿展向将机翼平均分为3段。对原始机翼的流场进行数值模拟得到分离区位于主翼0.9C以后。吹气口参数如下：吹气口左端点弦向位置Lj选为0.6C，位于分离区前0.3C处，吹气口宽度固定为0.005C，吹气动量系数Cu＝0.001,吹气口展向分布为距翼根的第二段；
方案3：计算条件为：Re＝4.6×106，Ma＝0.2，α＝19.5°。计算模型采用基于GA(W)-1两段翼型的有限翼展模型，机翼长度为3米，沿展向将机翼平均分为3段。对原始机翼的流场进行数值模拟得到分离区位于主翼0.9C以后。吹气口参数如下：吹气口左端点弦向位置Lj选为0.6C，位于分离区前0.3C处，吹气口宽度固定为0.005C，吹气动量系数Cu＝0.001,吹气口展向分布为距翼根的第三段；
方案4：计算条件为：Re＝4.6×106，Ma＝0.2，α＝19.5°。计算模型采用基于GA(W)-1两段翼型的有限翼展模型，机翼长度为3米，沿展向将机翼平均分为3段。对原始机翼的流场进行数值模拟得到分离区位于主翼0.9C以后。吹气口参数如下：吹气口左端点弦向位置Lj选为0.6C，位于分离区前0.3C处，吹气口宽度固定为0.005C，吹气动量系数Cu＝0.003,吹气口展向分布为距翼根的第一段；
3.数值模拟结果
数值模拟结果表明，当雷诺数Re＝4.6×106，来流马赫数Ma＝0.2，攻角α＝19.5°时，本发明中的带有分离流吹气控制的多段翼的气动性能如下：方案1中：机翼升力系数Cl＝3.22354，阻力系数Cd＝0.620118，升阻比K＝5.198269，能量利用 率＝0.071743；方案2中：机翼升力系数Cl＝2.93581，阻力系数Cd＝0.606152，升阻比K＝4.843356，能量利用率Ek＝0.12516；方案3中：机翼升力系数Cl＝2.94571，阻力系数Cd＝0.603019，升阻比K＝4.884937，能量利用率Ek＝0.092747；方案4中：机翼升力系数Cl＝3.35016，阻力系数Cd＝0.644036，升阻比K＝5.201821，能量利用率Ek＝0.100235。没有吹气控制时的气动性能为：机翼升力系数Cl＝2.81082，阻力系数Cd＝0.590575，升阻比K＝4.759463。由此可见这几个方案增升效果都比较明显，升力系数都比原始机翼增加许多，方案1与方案2和方案3比较机翼升力系数增加最多而且能量利用率也是最高的所以方案1比较好。方案1与方案4相比较可知增加吹气速度可以获得更大的升力系数但是能量利用率在减小。综上所述，三维直机翼采用局部吹气控制时吹气口位于靠近翼根的1/3段时可以获得最好的控制效果，吹气速度越大升力系数越大但能量利用率越低。

Claims (3)

1.一种具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，其特征包括以下过程：
（1）对原始机翼的流场进行数值模拟得到失速迎角和分离区位置；
（2）设吹气口位于分离区的左侧，根据分离区位置在机翼上表面设置吹气口的弦向位置，吹气口左端点弦向位置位于分离区前0.1-0.3C处；
（3）吹气口的宽度为0.005-0.01C；
（4）吹气口展向分布及吹气口最终参数确定：将机翼沿展向平均分成3-5段，在每段上开设吹气口，其中吹气口长度即为每段长度，吹气口弦向位置和吹气口宽度由步骤2、步骤3所确定；模拟吹气过程，其中吹气动量系数为0.001-0.003，吹气角度沿机翼表面切向向上偏转2度吹向下游；通过数值模拟计算上述几种情况下机翼升力系数和吹气能量利用率，对比得到最优的吹气口展向分布。
2.根据权利要求1所述的具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，其特征在于：吹气口左端点弦向位置位于分离区前0.3C处；上述吹气口的宽度为0.005C。
3.根据权利要求1所述的具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法，其特征在于：
吹气控制只在起飞着陆阶段及飞行中处于大迎角状态下使用，以提高机翼的升力系数和最大升力系数，从而减小飞机在大攻角飞行时因为失速而坠毁的风险；
在正常巡航飞行时的吹气口是关闭的，和普通机翼一样，不会影响飞行器的正常飞行。
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