CN107933895B - 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法 - Google Patents

一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107933895B
CN107933895B CN201710978175.3A CN201710978175A CN107933895B CN 107933895 B CN107933895 B CN 107933895B CN 201710978175 A CN201710978175 A CN 201710978175A CN 107933895 B CN107933895 B CN 107933895B
Authority
CN
China
Prior art keywords
micro
blowing
airfoil
increase
lift
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.)
Active
Application number
CN201710978175.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107933895A (zh
Inventor
高振勋
蒋崇文
李椿萱
张智超
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201710978175.3A priority Critical patent/CN107933895B/zh
Publication of CN107933895A publication Critical patent/CN107933895A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107933895B publication Critical patent/CN107933895B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/04—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for blowing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法，属于飞行器设计技术领域。本发明将带微孔的蒙皮布置在翼型下翼面后缘附近，在巡航状态下开启微吹，微吹作用区域内的壁面摩阻会显著降低，而微吹上游的压强升高还会令翼型的压差阻力降低，从而令机翼的总阻力降低。同时，下翼面微吹引起的压强升高会增加机翼的升力。最后可同时获得减阻和增升的效果。微吹技术可用于宽广的流动领域，包括低速、高亚音速甚至超音速客机，而近年来制造技术的飞速发展也为该技术的应用提供了保障。

Description

一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法。
背景技术
微吹技术(Micro-Blowing Technique，MBT)是为了降低大型客机表面湍流边界层摩擦阻力而发展起来的一种低能耗阻力控制技术，该技术于1994年由NASA格伦研究中心的Hwang提出。该微吹技术在壁面上开大量的微孔(如图1所示的典型微孔壁板)，通过这些微孔向壁面附近的湍流边界层内吹气，从而实现降低壁面摩擦阻力的目的。微吹技术保留了传统吹气减阻技术对于表面摩擦阻力的减阻机制，且在零吹气时微孔壁面摩擦阻力并不大于固壁面。微孔壁的微孔直径约为0.1至0.3mm，远小于边界层厚度，所需的吹气量相对于边界层的平均流量仅为10-3～10-2量级，这种微干扰仅改变湍流边界层底部的流动结构，却很大程度上减小了表面摩擦阻力。微吹技术通过实验研究得到较大发展，Hwang、Kornilov、Liu等人的平板实验研究发现，在亚声速和超声速下微吹能够减小50％～75％的摩擦阻力，参见参考文献[1]：Hwang,D.P."Review of research into the concept of themicroblowing technique for turbulent skin friction reduction."Prog.Aeosp.Sci.,2004,40,559-575.参考文献[2]：Kornilov,V.I.and Boiko,A.V."Efficiency of air microblowing through microperforated wall for flat platedrag reduction."AIAA J.,2012,50(3),724-732.参考文献[3]：Liu,S.,Li,H.and BraunM.J."Experimental study on skin friction reduction with micro-blowing.",2004ASME Heat Trans-fer/Fluids Engineering Summer Conf.,The American Societyof Mechanical Engineers,Charlotte,North Carolina USA,2004。然而，Hwang等在参考文献[1]中将微吹技术应用在实际的对称翼型上，其将微孔蒙皮布置在上、下翼面11％至66％的弦长位置，实验测量数据显示在Hwang的大部分实验条件下微吹技术在翼型上应用时导致总阻力不降反增。这一缺陷如果不能克服将令微吹技术不能应用于实际的大型客机上。因此，设计一种新的微吹技术在翼型上的应用方案，实现翼型总阻力的降低并同时保证微吹对翼型升力产生有利影响，将对微吹技术未来在大型客机的实用化以及大型客机气动性能的提高有重要意义。
发明内容
本发明针对超临界翼型提出了一种新的微吹减阻技术的应用方案，不仅实现了利用微吹技术降低翼型总阻力的目的，同时又可以达到增加翼型升力的效果。不同于国外Hwang等人在翼型的上、下壁面的大部分均应用微吹的方式，本发明的主要实现途径是合理设计微吹在翼型表面上的应用范围，巧妙实现翼型减阻增升的目的。
本发明中提出的用于超临界翼型减阻增升的微吹方法，包括以下步骤：
步骤1：选择微孔几何尺寸、微孔壁板的孔隙率，加工带微孔的蒙皮，并从发动机中引入一部分气流通过此蒙皮向壁面边界层内吹气。
步骤2：将带微孔的蒙皮布置在翼型下翼面后缘附近，带微孔的蒙皮的范围需要根据翼型下翼面形状优化确定。
步骤3：在巡航状态下(马赫数0.7-0.8)开启微吹，微吹作用区域内的壁面摩阻会显著降低，而微吹上游的压强升高还会令翼型的压差阻力降低，从而令机翼的总阻力降低。同时，下翼面微吹引起的压强升高会增加机翼的升力。最后可同时获得减阻和增升的效果。
本发明的优点在于：
(1)减阻效率高。本发明可利用微吹技术同时降低摩擦阻力和压差阻力，同时又可增加机翼升力。从而降低了飞机飞行的燃料消耗，提高了飞行的经济性。
(2)经济性好。微吹技术中所需的吹气量相对于边界层的平均流量极其微小，其吹气分数F＝ρJUJ/ρ∞U∞约为10-3～10-2的量级，而实验表明在很小的吹气量下即可令微吹作用区域的表面摩擦阻力减小50％甚至更高，同时利用本发明又可降低压差阻力和增加升力，因此该技术的经济性很好。
(3)适用范围广。微吹技术可用于宽广的流动领域，包括低速、高亚音速甚至超音速客机，而近年来制造技术的飞速发展也为该技术的应用提供了保障。
附图说明
图1典型微吹蒙皮(NASA-PN2型)微观结构示意图；
图2微吹条件下引起的上下游典型压强变化；
图3超临界翼型RAE2822几何形状；
图4上/下翼面均采用微吹时翼型总阻力及阻力分量随吹气分数的变化；
图5本发明提供的下翼面后缘附近微吹布局方案；
图6本发明微吹布局方案的典型应用结果曲线(马赫数0.734，迎角0°～1.0°，吹气分数0.008～0.5)；
表1本发明微吹布局方案的典型应用结果数据(马赫数0.734，迎角0°～1.0°，吹气分数0.008～0.5)
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
为了克服目前微吹技术应用于翼型时总阻力不降反升的缺陷，本发明针对超临界翼型提出了一种新的微吹减阻技术的应用方案，不仅实现了利用微吹技术降低翼型总阻力的目的，同时又可以达到增加翼型升力的效果。不同于国外Hwang等人在翼型的上、下壁面的大部分均应用微吹的方式，本发明的主要实现途径是合理设计微吹在翼型表面上的应用范围，巧妙实现翼型减阻增升的目的。
壁面的微吹气不只会引起壁面附近湍流边界层内速度型的变化，同时也会引起上、下游壁面压强的变化。图2给出了微孔在吹气时其上下游的典型压强变化，可以看出微吹会在上游引起明显的高压区，并在下游导致低压区，这种压强的变化也是参考文献[1]在翼型上应用微吹时压差阻力升高的主要原因。对于如图3所示的典型超临界翼型RAE2822，如果按照参考文献[1]的方案在翼型的上下翼面11％至66％的弦长位置上均使用微吹，则由图2的压强分布可以推测，微吹则会在翼型前缘附近的上、下翼面引起压强升高，而在翼型后半部会引起压强的降低，这两种变化均会带来翼型压差阻力变大的不利影响。图4给出了在上下翼面整体应用微吹时计算得到的翼型压差阻力、摩擦阻力、总阻力随微吹的吹气分数(吹气分数定义为吹气密度乘以速度与来流密度乘以速度的比)的变化。可以看到，这种微吹布局方案虽然仍能使翼型的摩擦阻力降低，但同时会令翼型的压差阻力快速增加，最终翼型的总阻力是升高的。
分析图3所示的超临界翼型RAE2822的翼型形状可以发现，事实上如果改变微吹布局在翼型上的位置，则可以改变微吹引起的压强变化对压差阻力的贡献，甚至可令压差阻力不升反降。基于这一思想，本发明提出如图5所示的一种微吹布局方案，该方案中并不在上、下翼面均应用微吹，而是将微吹的作用区域限制在下翼面的后缘。这样的设计会产生以下效果：一方面，微吹引起的上游的高压区将会位于下翼面最大厚度之后的区域，从而微吹引起的上游压强升高所附加的力则不再是阻力，而是推力，因此会导致翼型压差阻力的降低；另一方面，微吹只作用在下翼面，其在下翼面引起的压强升高则会令翼型的升力显著增加。因此，本发明中提出的微吹在翼型上的布局方案可克服参考文献[1]公开的微吹方案引起压差阻力增加的缺陷，同时又具备增加翼型升力的优点。
本发明提供的用于超临界翼型减阻增升的微吹方法，分为以下步骤：
步骤1：选择微孔几何尺寸、微孔壁板的孔隙率等参数，微孔直径推荐在0.1mm～0.2mm之间；微孔在壁板上均匀分布，其孔隙率宜选取23～25％；壁板的厚度应在微孔直径的5倍以上。加工带微孔的壁板，微孔的轴线方向垂直于壁板，将壁板作为机翼蒙皮，并从发动机中引入一部分气流可通过此带微孔的蒙皮向壁面边界层内吹气。
步骤2：将带微孔的蒙皮布置在翼型下翼面后缘附近，如图5所示。带微孔的蒙皮的范围需要根据翼型下翼面形状优化确定。微吹区域(带微孔的蒙皮区域)的前边界确定的原则是保证微吹在上游引起的压力升高区域位于下翼面最大厚度之后，后边界可直接延伸至机翼后缘。
步骤3：在巡航状态下开启微吹，微吹作用区域内的壁面摩阻会显著降低，而微吹上游的压强升高还会令翼型的压差阻力降低，从而令机翼的总阻力降低。同时，下翼面微吹引起的压强升高还会增加机翼的升力。最后可同时获得减阻和增升的效果。
实施例：选用NASA-PN2型微孔蒙皮，微孔直径为0.165mm，蒙皮厚度为1.02mm，孔隙率为23％。应用的翼型为RAE2822翼型，来流条件取为马赫数为0.734，飞行高度为10.7km。蒙皮布局方案如图5所示，微吹蒙皮布置在下翼面后缘20％弦长区域。吹气分数为F＝0.008～0.5，迎角范围α＝0°～1°。表1给出了按以上方案布局的微吹在不同迎角、不同吹气分数下的减阻和增升效果，其中下标中含有“w”代表无微吹情况下的升力或阻力值，Cl、Clw分别表示微吹作用时和无微吹时的翼型升力系数，而Cd、Cdw则分别为微吹作用时和无微吹时的翼型阻力系数。此外，图6则将表1中数据画成曲线。
表1本发明的微吹方法在不同迎角、不同吹气分数下的减阻和增升效果
Figure BDA0001437451780000041
从图6中可以看出，在迎角为0°至1.0°时，本发明中提出的微吹布局能同时减小翼型总阻力和增大翼型升力。随着吹气分数的增大，F取到0.05时，微吹作用最多能增加14.7～17.8％的升力，并减小12.8～16.8％的总阻力。该数据表明本发明提出的超临界翼型微吹布局减阻增升的方案是合理可行的。

Claims (1)

1.一种用于超临界翼型RAE2822减阻增升的微吹方法，其特征在于：
步骤1：选择微孔直径为0.165mm、微孔的孔隙率为23％，加工带微孔的NASA-PN2型蒙皮，蒙皮厚度为1.02mm，并从发动机中引入一部分气流通过此蒙皮向壁面边界层内吹气；
步骤2：将带微孔的蒙皮布置在翼型下翼面后缘20％弦长区域；
步骤3：在马赫数0.734的巡航状态下开启微吹，吹气分数的范围为F＝0.008～0.5，迎角范围α＝0°～1°；同时获得减阻和增升的效果；
吹气分数F取到0.05时，微吹作用最多能增加14.7～17.8％的升力，并减小12.8～16.8％的总阻力。
CN201710978175.3A 2017-10-18 2017-10-18 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法 Active CN107933895B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710978175.3A CN107933895B (zh) 2017-10-18 2017-10-18 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710978175.3A CN107933895B (zh) 2017-10-18 2017-10-18 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107933895A CN107933895A (zh) 2018-04-20
CN107933895B true CN107933895B (zh) 2020-12-29

Family

ID=61936293

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710978175.3A Active CN107933895B (zh) 2017-10-18 2017-10-18 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107933895B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109850128B (zh) * 2019-04-12 2023-11-24 西华大学 多级吹气环量增升装置和飞行器
CN110667820A (zh) * 2019-09-10 2020-01-10 河南理工大学 一种飞行器机翼
CN111184312A (zh) * 2020-01-14 2020-05-22 承德石油高等专科学校 一种基于微射流技术的减阻运动头盔及其制造方法
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
EP4124569A1 (en) * 2021-07-30 2023-02-01 Airbus Operations GmbH Drag reduction system for an aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1080608A (zh) * 1992-07-03 1994-01-12 北京航空航天大学 一种提高翼型(叶型)升力的方法
US5803410A (en) * 1995-12-01 1998-09-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Skin friction reduction by micro-blowing technique
CN101348170A (zh) * 2008-09-01 2009-01-21 北京航空航天大学 一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构
CN102167163A (zh) * 2011-03-25 2011-08-31 北京航空航天大学 一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法
CN107150788A (zh) * 2017-04-26 2017-09-12 朱晓义 一种产生更大升力的固定翼飞行器

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1080608A (zh) * 1992-07-03 1994-01-12 北京航空航天大学 一种提高翼型(叶型)升力的方法
US5803410A (en) * 1995-12-01 1998-09-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Skin friction reduction by micro-blowing technique
CN101348170A (zh) * 2008-09-01 2009-01-21 北京航空航天大学 一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构
CN102167163A (zh) * 2011-03-25 2011-08-31 北京航空航天大学 一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法
CN107150788A (zh) * 2017-04-26 2017-09-12 朱晓义 一种产生更大升力的固定翼飞行器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
大型飞机微吹吸减阻流动控制技术的研究进展;杨亮;《第六届中国航空学会青年科技论坛》;20140125;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107933895A (zh) 2018-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107933895B (zh) 一种用于超临界翼型减阻增升的微吹结构和方法
US4522360A (en) Passive drag control of airfoils at transonic speeds
US2562227A (en) Flow profile for reduced drag
CN104691739B (zh) 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型
CN112572761B (zh) 一种具有低阻高发散马赫数高升力的跨空域稳健层流翼型
CN107742011B (zh) 叶轮叶片减阻微织构的设计方法
CN101492090B (zh) 一种后缘分离涡高升力高速层流翼型
CN106364697B (zh) 基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法
CN107757871B (zh) 一种轻小型固定翼无人机用翼型
CN104477376B (zh) 一种高超声速飞行器气动舵/反作用控制系统复合气动控制方法
Helin et al. Effects of trailing-edge jet entrainment on delta wing vortices
CN108001669B (zh) 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法
Li et al. Experimental investigations on the effects of divergent trailing edge and Gurney flaps on a supercritical airfoil
Jahanmiri Aircraft drag reduction: an overview
McManus et al. Airfoil performance enhancement using pulsed jet separation control
CN112758309A (zh) 一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法
CN109367795A (zh) 机身双侧进气高速飞行器气动布局
US6905092B2 (en) Laminar-flow airfoil
US10204192B2 (en) System and method for drag reduction
Dal Monte et al. A retrospective of high-lift device technology
Hossain et al. Enhancement of aerodynamic properties of an airfoil by co flow jet (CFJ) flow
Brown et al. The problem of obtaining high lift-drag ratios at supersonic speeds
CN111498084A (zh) 一种应用于高空高速长航时无人机的低阻层流翼型
Mishra et al. Numerical investigation of a finite wing section with a bleed hole allowing boundary layer suction
CN113619772B (zh) 一种协同射流式二级喷口环量控制翼型

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant