CN106184720A - 基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体、格尼襟翼和等离子体激励器；等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；覆盖电极的上表面涂覆在机翼本体的下表面上，绝缘介质层覆盖在覆盖电极的下表面，裸露电极设置在绝缘介质层的下表面，交流电源的一端与覆盖电极连接，交流电源的另一端与裸露电极连接；裸露电极和绝缘介质层靠近格尼襟翼的迎风面设置，覆盖电极远离格尼襟翼的迎风面设置。本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，可提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

Description

基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼

技术领域

本发明涉及航空技术，尤其涉及一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼。

背景技术

格尼襟翼是一种构造非常简单而增升效果特别明显的增升部件，目前已被广泛地应用于飞机上。

图1为包含格尼襟翼的机翼沿弦线方向的剖视图。如图1所示，包含格尼襟翼的机翼包括机翼本体1和格尼襟翼2，其中，格尼襟翼2相对于机翼本体1向下安装在机翼本体1的后缘11上，且格尼襟翼2的安装方向与机翼本体1的弦线成预设角度。由于该包含格尼襟翼的机翼可以提高飞机的升力，因此，该包含格尼襟翼的机翼已经被广泛地应用于飞机上。

但是，该包含格尼襟翼的机翼在增加飞机升力的同时，也使得飞机飞行时的阻力增加，使飞机飞行时的耗油量增大。

发明内容

本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，旨在提高飞机升力的基础上，降低飞机飞行时的阻力，提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体和格尼襟翼，上述格尼襟翼设置在上述机翼本体的后缘上，且上述格尼襟翼的设置方向相对于上述机翼本体向下，并与上述机翼本体的弦线成预设角度；上述机翼还包括等离子体激励器；上述等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；其中，上述覆盖电极的上表面涂覆在上述机翼本体的下表面上，上述绝缘介质层覆盖在上述覆盖电极的下表面，上述裸露电极设置在上述绝缘介质层的下表面，上述交流电源的一端与上述覆盖电极连接，上述交流电源的另一端与上述裸露电极连接；上述裸露电极和上述绝缘介质层靠近上述格尼襟翼的迎风面设置，上述覆盖电极远离上述格尼襟翼的迎风面设置；上述裸露电极和上述覆盖电极沿上述机翼本体的弦线方向间隔预设距离，且上述绝缘介质层沿上述弦线方向的长度大于或者等于上述覆盖电极沿上述弦线方向的长度、上述裸露电极沿上述弦线方向的长度以及上述预设距离之和。

进一步地，上述覆盖电极沿上述弦线方向的长度大于上述裸露电极沿上述弦线方向的长度。

进一步地，上述预设距离位于[0mm，1.5mm]内。

进一步地，上述交流电源的峰值大于或者等于2kV，上述交流电源的频率大于或者等于2kHz。

进一步地，上述裸露电极沿上述弦线方向上的长度、上述覆盖电极沿上述弦线方向上的长度分别等于上述机翼本体的弦线长度的0.3％～1％。

进一步地，上述裸露电极距上述格尼襟翼的迎风面的距离位于[0mm，5mm]内。

进一步地，上述覆盖电极沿上述机翼本体翼长方向的长度、上述绝缘介质层沿上述翼长方向的长度、上述裸露电极沿上述翼长方向的长度均等于上述机翼本体的翼长。

进一步地，上述格尼襟翼的设置方向与上述弦线方向成90°夹角。

进一步地，上述格尼襟翼的高度等于上述机翼本体位于翼根处的弦线长度的0.5％～3％，上述格尼襟翼的厚度等于上述机翼本体位于翼根处的弦线长度的0.1％～0.5％。

进一步地，上述裸露电极和上述覆盖电极的厚度小于或等于15μm，上述绝缘介质层的厚度小于或等于250μm。

本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，通过设置格尼襟翼和等离子体激励器，且格尼襟翼设置在机翼本体的后缘上，格尼襟翼的设置方向相对于机翼本体向下，并与机翼本体的弦线成预设角度；等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；覆盖电极的上表面涂覆在机翼本体的下表面上，绝缘介质层覆盖在覆盖电极的下表面，裸露电极设置在绝缘介质层的下表面，交流电源的一端与所述覆盖电极连接，交流电源的另一端与裸露电极连接；裸露电极和绝缘介质层靠近格尼襟翼的迎风面设置，覆盖电极远离格尼襟翼的迎风面设置；裸露电极和覆盖电极沿机翼本体的弦线方向间隔预设距离，且绝缘介质层沿弦线方向的长度大于或者等于覆盖电极沿弦线方向的长度、裸露电极沿弦线方向的长度以及预设距离之和。这样，当上述等离子体激励器开启时，格尼襟翼的存在可使得飞机飞行时的升力增加，而等离子体激励器可激发格尼襟翼迎风面处的空气电离，从而在机翼本体的下表面处形成从裸露电极流向覆盖电极的壁面射流，而壁面射流的存在使得格尼襟翼迎风面处的空气的流动速度加快，进而使格尼襟翼迎风面处的空气压力降低，使飞机飞行时的阻力降低，飞机飞行时的升阻比提高，飞机飞行时的耗油量降低。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为包含格尼襟翼的机翼沿弦线方向的剖视图；

图2为包含格尼襟翼的机翼的后缘的流线图；

图3为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼沿弦线方向的剖视图；

图4为本发明实施一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的等离子体激励器的仰视图；

图5为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼交流电源处于负半周期时的工作原理图；

图6为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼交流电源处于正半周期时的工作原理图；

图7为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的等离子体激励器开启时后缘的流线图；

图8为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的作用效果验证结果图。

附图标记说明：

1：机翼本体；

11：机翼本体的后缘；

2：格尼襟翼；

21：格尼襟翼的迎风面；

22：格尼襟翼的背风面；

3：等离子体激励器；

31：覆盖电极；

32：绝缘介质层；

33：裸露电极；

34：交流电源；

35、36：电子流。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

图1为包含格尼襟翼的机翼沿弦线方向的剖视图。请参照图1，该包含格尼襟翼的机翼包括机翼本体1和格尼襟翼2，其中，格尼襟翼2相对于机翼本体1向下安装在机翼本体1的后缘11上，且格尼襟翼2的安装方向与机翼本体1的弦线成预设角度。具体地，格尼襟翼2为一平板式扰流片，格尼襟翼2具有迎风面21和背风面22。

图2为包含格尼襟翼的机翼的后缘的流线图。请参照图2，其中，在图2中，横坐标表示以机翼本体弦长无量纲化以后的流向位置，纵坐标表示以机翼本体弦长无量纲化以后的垂向位置。从图2中可以看出，当在机翼本体1后缘11上设置格尼襟翼2后，格尼襟翼2背风面22处形成一个巨大的漩涡，该漩涡可吸引机翼本体1上表面处的气体由机翼本体1上表面向该漩涡处流动，使机翼本体1上表面处气体流动的流速加快，进而使机翼本体1上表面处的气体的压力降低，使机翼本体1下表面处的气体的压力值进一步大于机翼本体1上表面处的压力值，使飞机飞行时的升力值增加。但是，包含格尼襟翼的机翼在提升飞机升力的同时，由于格尼襟翼的存在，使得该包含格尼襟翼的机翼的飞行阻力增加，进而使飞机的耗油量增加。

本发明提供一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，旨在提高飞机升力的基础上，降低飞机飞行时的阻力，提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，可应用于各种民用飞机、直升机、无人机中，以提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

下面以具体的实施例对本发明的技术方案进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图3为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼沿弦线方向的剖视图。图4为本发明实施一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的等离子体激励器的仰视图。请同时参照图3和图4，本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体1和格尼襟翼2，格尼襟翼2设置在机翼本体1的后缘11上，且格尼襟翼2的设置方向相对于机翼本体1向下，并与机翼本体1的弦线成预设角度；上述机翼还包括等离子体激励器3。

等离子体激励器3包括覆盖电极31、绝缘介质层32、裸露电极33以及交流电源34；其中，覆盖电极31的上表面涂覆在机翼本体1的下表面上，绝缘介质层32覆盖在覆盖电极31的下表面，裸露电极33设置在绝缘介质层32的下表面，交流电源34的一端与覆盖电极31连接，交流电源34的另一端与裸露电极33连接；裸露电极33和绝缘介质层32靠近格尼襟翼2的迎风面21设置，覆盖电极31远离格尼襟翼2的迎风面21设置；裸露电极33和覆盖电极31沿机翼本体1的弦线方向间隔预设距离a，且绝缘介质层32沿弦线方向的长度大于或者等于覆盖电极31沿弦线方向的长度、裸露电极33沿弦线方向的长度以及预设距离a之和。

具体地，机翼本体1可以是平直翼或三角翼，且构成机翼本体1的翼型可以是对称式或非对称式。机翼本体1的后缘11可以是尖后缘或钝后缘。格尼襟翼2由贴附于机翼后缘11的扰流片制作形成，且上述扰流片为一平板式扰流片，格尼襟翼2具有迎风面21和背风面22。需要说明的是，格尼襟翼2的长度与机翼后缘11的长度相等，且格尼襟翼2与机翼本体1的弦线的夹角范围为60°～120°。

另外，等离子体激励器3包括覆盖电极31、绝缘介质层32、裸露电极33以及交流电源34，覆盖电极31和裸露电极33分别位于绝缘电极层32的上表面及下表面处，且覆盖电极31和裸露电极33的位置不重叠，具体地，沿着机翼本体1的弦线方向来看，裸露电极33位于靠近格尼襟翼2的迎风面21的位置，覆盖电极31位于远离格尼襟翼2的迎风面21的位置，且裸露电极33和覆盖电极31沿机翼本体1的弦线方向间隔预设距离a。此外，绝缘介质层32沿弦线方向的长度大于或者等于覆盖电极31沿弦线方向的长度、裸露电极33沿弦线方向的长度以及预设距离a之和，即绝缘电极层32能够将覆盖电极31完全覆盖，且裸露电极33完全位于绝缘电极层32上。需要说明的是，本实施例中，当绝缘介质层32沿弦线方向的长度大于覆盖电极31沿弦线方向的长度、裸露电极33沿弦线方向的长度以及预设距离a之和时，请参照如3，此时，绝缘介质层32沿弦线方向在覆盖电极31远离格尼襟翼2的一端向外延伸1～2mm。

需要说明的是，等离子体激励器3的构成材料分别为：覆盖电极31和裸露电极33采用具有导电性能的金属材料制作而成，例如可采用铜箔、金箔等金属材料制作而成；绝缘介质32采用高阻抗、绝缘性能好的绝缘材料制作而成，例如可采用环氧树脂、石英玻璃、陶瓷、聚酰亚胺薄膜(Kapton)、聚酯薄膜(Mylar)等绝缘材料制作而成。特别地，绝缘介质层32可以采用柔性的聚酯薄膜制作而成，以形成柔性的等离子体激励器3，从而可将该柔性的等离子体激励器3贴附于有弯度翼型的机翼本体1的下表面。

可选地，交流电源34的波形可以为正弦波、也可以为方形波、三角波。

下面以交流电源的波形为正弦波为例，简单介绍一下本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的工作原理。图5为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼交流电源处于负半周期时的工作原理图；图6为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼交流电源处于正半周期时的工作原理图；图7为基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼等离子体激励器开启时后缘的流线图。请同时参照图5至图7：

具体地，下面以交流电源的波形为正弦信号来说明本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的工作原理。此外，本实施例中，以覆盖电极31处的电势作为参考电势。如图5所示，当交流电源34处于负半周期时，此时，裸露电极33相对覆盖电极31处于低电势，机翼本体1下表面处沿着弦线方向存在由覆盖电极31指向裸露电极33的电场。并且，交流电源34的高压高频作用使得裸露电极33附近的空气电离，形成电子。这样，裸露电极33处的电子在电场力作用下在绝缘介质层32的下表面运动，形成如图5所示的电子流35，从图5所示的电子流35的流向可知，电子的放电方向为从裸露电极33指向覆盖电极31。进一步地，当电子由裸露电极33运动到覆盖电极31正对的绝缘介质层32的下表面时，由于绝缘介质层32的阻挡作用，仅有少部分电子可以穿过绝缘介质层32抵达覆盖电极31，大部分电子不能穿过绝缘介质层32抵达覆盖电极31。因此，大部分电子聚集停留在覆盖电极31正对的绝缘介质层32的下表面。该放电过程一直持续，高压高频放电产生的电子源源不断的从裸露电极33运动到覆盖电极31正对的绝缘介质层32的下表面，直到裸露电极33处的电势比覆盖电极31的电势高为止。需要说明的是，在这个过程中，在电子运动的同时，由于空气粘性的作用，运动的电子带动周围的空气一起运动，从而在绝缘介质层32的下表面产生从裸露电极33指向覆盖电极31方向的壁面射流。

进一步地，如图6所示，当交流电源34处于正半周期时，此时，覆盖电极31相对裸露电极33处于低电势，机翼本体1下表面处沿着弦线方向存在由裸露电极33指向覆盖电极31的电场。并且，交流电源34的高压高频作用使得覆盖电极31附近的空气电离，形成电子。但是，由于绝缘介质层32将覆盖电极31完全覆盖，因此，由覆盖电极31本身产生的电子并不能穿过绝缘介质层32到达裸露电极33。此时，聚集在覆盖电极31正对的绝缘介质层32下表面附近的电子在电场力的驱动下运动到裸露电极33，形成如图6所示的电子流36。从图6所示的电子流36的流向可知，在交流电源34的正半周期，电子的放电方向为从覆盖电极31指向裸露电极33。该放电过程一直持续，聚集在覆盖电极31正对的绝缘介质层32的下表面的电子源源不断地流向裸露电极33的下表面，直到覆盖电极31的电势比裸露电极33的电势高为止。需要说明的是，在这个过程中，在电子运动的同时，由于空气粘性作用，运动的电子带动周围的空气一起运动，从而在绝缘介质层32的下表面产生从覆盖电极31指向裸露电极33方向的壁面射流。

需要说明的是，当交流电源34处于正弦交流信号的正半周期时，由于覆盖电极31本身产生的电子不能穿过绝缘介质32到达裸露电极31。因此，在正弦交流信号的负半周期和正半周期内，空气的放电强度不一致。并且，在正弦交流信号的一个周期内，正弦交流信号处于负半周期时空气的放电强度要高于正弦交流信号处于正半周期时空气的放电强度，即正弦交流信号处于负半周期时产生的从裸露电极33流向覆盖电极31的壁面射流的强度高于正弦交流信号处于正半周期时产生的从覆盖电极31流向裸露电极33的壁面射流的强度。因此，从总体上看，在交流电源34的驱动作用下，等离子体激励器3的下表面处会产生从裸露电极33流向覆盖电极31的壁面射流。

进一步地，由于等离子体激励器3的绝缘介质层32的下表面处存在从裸露电极33流向覆盖电极31方向的壁面射流，该壁面射流的方向与飞机的飞行方向相同，且该壁面射流的存在会使得格尼襟翼2的迎风面21处的空气流动加快，进而使得格尼襟翼2的迎风面21处的空气的压力降低，从而使格尼襟翼2的阻力降低，飞机飞行时的阻力降低，飞机飞行时的升阻比提高，飞机飞行时的耗油量降低。

图7为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的等离子体激励器开启时后缘的流线图。其中，在图7中，横坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的流向位置，纵坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的垂向位置。从图7中可以看出，当等离子体激励器3开启时，相比于包含格尼襟翼的机翼的后缘的流线图(如图2所示出)，格尼襟翼2的背风面22处仍然形成一个巨大的漩涡，该漩涡可吸引机翼本体1上表面处的气体由机翼本体1上表面向该漩涡处流动，进而加快机翼本体1上表面处气体流动的流速，使机翼本体1上表面处的气体的压力降低，进而使得机翼本体1下表面处的气体的压力值进一步大于机翼本体1上表面处的压力值，使飞机飞行时的升力值增加。同时，从图7中可以看出，当本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的等离子体激励器3开启时，结合图5及图6的分析，等离子体激励器3在机翼本体1下表面诱导产生了从裸露电极33流向覆盖电极31的壁面射流，且该壁面射流可加速格尼襟翼2迎风面21处的漩涡，使格尼襟翼2迎风面21处的空气的流速加快，进而使格尼襟翼2迎风面21处的空气的压力降低，使飞机飞行时的阻力降低。综上所述，本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，在增加飞机飞行升力的基础上，可降低飞机飞行时的阻力，提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，通过设置格尼襟翼和等离子体激励器，且格尼襟翼设置在机翼本体的后缘上，格尼襟翼的设置方向相对于所述机翼本体向下，并与机翼本体的弦线成预设角度；等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；覆盖电极的上表面涂覆在机翼本体的下表面上，绝缘介质层覆盖在覆盖电极的下表面，裸露电极设置在绝缘介质层的下表面，交流电源的一端与覆盖电极连接，交流电源的另一端与裸露电极连接；裸露电极和绝缘介质层靠近格尼襟翼的迎风面设置，覆盖电极远离格尼襟翼的迎风面设置；裸露电极和覆盖电极沿机翼本体的弦线方向间隔预设距离，且绝缘介质层沿弦线方向的长度大于或者等于覆盖电极沿弦线方向的长度、裸露电极沿弦线方向的长度以及预设距离之和。这样，当上述等离子体激励器开启时，格尼襟翼的存在可使得飞机飞行时的升力增加，而上述等离子体激励器可激发格尼襟翼迎风面处的空气电离，在机翼本体的下表面处形成从裸露电极流向覆盖电极的壁面射流，而壁面射流的存在使得格尼襟翼迎风面处的空气的流动速度增加，进而使格尼襟翼迎风面处的空气压力降低，使飞机飞行时的阻力降低，飞机的升阻比提高，飞机飞行时的耗油量降低。

下面给出具体的实施例，用于具体说明本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的各组成部分的具体参数设置。

在本实施例一种可能的实现方式中，覆盖电极31沿弦线方向的长度大于裸露电极33沿弦线方向的长度。

当覆盖电极31沿弦线方向的长度大于裸露电极32沿弦线方向的长度时，在交流电源34的一个周期内，可加强交流电源34处于负半周期时产生的从裸露电极33流向覆盖电极31的壁面射流的强度，进一步降低飞机飞行时的阻力。

在本发明一种可能的实现方式中，格尼襟翼2的高度等于机翼本体1位于翼根处的弦线长度的0.5％～3％，格尼襟翼2的厚度等于机翼本体1位于翼根处的弦线长度的0.1％～0.5％。

具体地，格尼襟翼2的高度指的是从机翼本体1向下，格尼襟翼2的长度，格尼襟翼2的厚度指的是格尼襟翼2的迎风面21到背风面22的垂直距离。

可选地，本实施例中，格尼襟翼2的设置方向与机翼本体1的弦线方向成90°夹角。

可选地，本实施例中，交流电源的峰值大于或者等于2kV，上述交流电源的频率大于或者等于2kHz。

可选地，本实施例中，裸露电极33沿弦线方向上的长度、上述覆盖电极沿上述弦线方向上的长度分别等于上述机翼本体1的弦线长度的0.3％～1％。

本实施例提供的等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，裸露电极33和覆盖电极31不完全覆盖机翼本体1，且裸露电极33沿弦线方向上的长度、覆盖电极31沿上述弦线方向上的长度分别等于机翼本体1的弦线长度的0.3％～1％，即等离子激励器3仅设置在机翼本体1靠近后缘11的位置。

可选地，裸露电极33和覆盖电极31沿机翼本体1的弦线方向间隔预设距离位于[0mm，1.5mm]内。

本实施例通过对裸露电极和覆盖电极沿机翼本体的弦线方向间隔的预设距离进行限定，可提高空气的放电性能，进而提高壁面射流的强度，以进一步降低飞机飞行时的阻力，提高飞机飞行时的升阻比，降低飞机飞行时的耗油量。

可选地，本实施例中，裸露电极33距格尼襟翼2的迎风面21的距离位于[0mm，5mm]内。

可选地，本实施例中，覆盖电极31沿机翼本体1翼长方向的长度、绝缘介质层32沿翼长方向的长度、裸露电极33沿翼长方向的长度均等于机翼本体1的翼长。

可选地，裸露电极33和覆盖电极31的厚度小于或等于15μm，绝缘介质层的厚度小于或等于250μm。

下面采用一个更具体的实施例来验证本发明提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的作用效果，其中，图8为本发明实施例一提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的作用效果验证结果图。

具体地，在本实施例中，机翼本体1的翼型为NACA0012，雷诺数为6.84e5，格尼襟翼2的设置方向与弦线方向成90°夹角。且格尼襟翼2的高度等于机翼本体1位于翼根处的弦线长度的1％，格尼襟翼2的厚度等于机翼本体1位于翼根处的弦线长度的0.2％。等离子体激励器3中，交流电源34的峰值为4kV、频率为3kHz；覆盖电极31沿弦线方向的长度等于机翼本体1的弦线长度的0.5％；裸露电极沿弦线方向的长度等于机翼本体1的弦线长度的0.3％；且裸露电极33和覆盖电极31沿机翼本体1的弦线方向上间隔的预设距离为0.25mm。

利用Fluent软件、Shyy唯象学模型进行数值模拟，以计算本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的升阻比，计算结果如图8所示。请参照图8，其中，图8中，纵坐标表示升阻比，横坐标表示机翼攻角。从图8中可以看出，与仅包含机翼本体的机翼相比，本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼的升阻比得到大幅增加。

进一步地，当将本实施例提供的基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼应用于飞机上时，由于飞机具有两种工作模式(起降模式和巡航模式)，且当飞机工作在不同的模式下时，要求飞机的升阻比不同。例如，在起降模式下，要求飞机的升力足够大，而在巡航模式下时，飞机不再向上攀升，此时，对飞机的升力要求不高，但要求飞机的阻力足够小。因此，结合图8，为了达到良好的飞行效果，在起降模式下，飞行员可控制机翼本体的攻角在8°至10°之间，并控制等离子激励器处于关闭状态；而在巡航模式下，飞行员可控制机翼本体的攻角为3°至4°，等离子激励器保持开启状态。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种基于等离子体激励器和格尼襟翼的升阻比增强型机翼，包括机翼本体和格尼襟翼，所述格尼襟翼设置在所述机翼本体的后缘上，且所述格尼襟翼的设置方向相对于所述机翼本体向下，并与所述机翼本体的弦线成预设角度；其特征在于，所述机翼还包括等离子体激励器；

所述等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质层、裸露电极以及交流电源；其中，所述覆盖电极的上表面涂覆在所述机翼本体的下表面上，所述绝缘介质层覆盖在所述覆盖电极的下表面，所述裸露电极设置在所述绝缘介质层的下表面，所述交流电源的一端与所述覆盖电极连接，所述交流电源的另一端与所述裸露电极连接；所述裸露电极和所述绝缘介质层靠近所述格尼襟翼的迎风面设置，所述覆盖电极远离所述格尼襟翼的迎风面设置；

所述裸露电极和所述覆盖电极沿所述机翼本体的弦线方向间隔预设距离，且所述绝缘介质层沿所述弦线方向的长度大于或者等于所述覆盖电极沿所述弦线方向的长度、所述裸露电极沿所述弦线方向的长度以及所述预设距离之和。

2.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述覆盖电极沿所述弦线方向的长度大于所述裸露电极沿所述弦线方向的长度。

3.根据权利要求2所述的机翼，其特征在于，所述预设距离位于[0mm，1.5mm]内。

4.根据权利要求3所述的机翼，其特征在于，所述交流电源的峰值大于或者等于2kV，所述交流电源的频率大于或者等于2kHz。

5.根据权利要求4所述的机翼，其特征在于，所述裸露电极沿所述弦线方向上的长度、所述覆盖电极沿所述弦线方向上的长度分别等于所述机翼本体的弦线长度的0.3％～1％。

6.根据权利要求1-5任一项所述的机翼，其特征在于，所述裸露电极距所述格尼襟翼的迎风面的距离位于[0mm，5mm]内。

7.根据权利要求6所述的机翼，其特征在于，所述覆盖电极沿所述机翼本体翼长方向的长度、所述绝缘介质层沿所述翼长方向的长度、所述裸露电极沿所述翼长方向的长度均等于所述机翼本体的翼长。

8.根据权利要求6所述的机翼，其特征在于，所述格尼襟翼的设置方向与所述弦线方向成90°夹角。

9.根据权利要求6所述的机翼，其特征在于，所述格尼襟翼的高度等于所述机翼本体位于翼根处的弦线长度的0.5％～3％，所述格尼襟翼的厚度等于所述机翼本体位于翼根处的弦线长度的0.1％～0.5％。

10.根据权利要求6所述的机翼，其特征在于，所述裸露电极和所述覆盖电极的厚度小于或等于15μm，所述绝缘介质层的厚度小于或等于250μm。