CN113071667A - 基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其飞机的基础机械增升装置采用前缘缝翼、主机翼以及后缘襟翼的形式，在后缘襟翼铰链处布置吹气孔，通过管道系统引导发动机的高压气流吹到襟翼表面，形成内吹式襟翼；类似的，在尾翼舵面的铰链处布置吹气孔，尾翼内部布置的小型发动机产生高压气流，再通过管道引导其吹向舵面。本发明通过主动流动控制技术，更高效的实现增升以及尾翼和舵面效益，最大化地提高两栖飞机起降阶段的升力系数，通过减小起降速度、起降滑跑距离以及保证稳定的操纵性的方式提高两栖飞机抗浪性。

Description

基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法

技术领域

本发明涉及固定翼飞机短距起降技术领域，具体是一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法。

背景技术

水陆两栖飞机是一种能适应在水上着陆、起飞和操作的装备有浮子或船体的飞机。两栖飞机由于在海上救援、森林灭火、运输等民用方面，以及其在军事上可以承担海上侦察、反潜、轰炸等独特的战略地位，受到国内外航空界的广泛关注，其中，典型的中大型两栖飞机有俄罗斯的Be-200和日本的US-2等，以及我国近期成功完成试飞的AG-600。

但是在高海况下两栖飞机适应性较差，船体在风浪中易出现剧烈的横摇、纵摇现象，对机体冲击载荷以及水上起降影响较大。于是，如何提高两栖飞机的抗浪性亟待解决。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，设计更高效的增升装置以及尾翼和舵面效益，最大化地提高两栖飞机起降阶段的升力系数，通过减小起降速度、起降滑跑距离以及保证稳定的操纵性的方式提高两栖飞机抗浪性。

本发明提供了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，飞机的基础机械增升装置采用前缘缝翼、主机翼以及后缘襟翼的形式，在基础机械增升装置和尾翼舵面分别使用主动流动控制技术引导气流吹向其表面，通过控制吹气动量系数来调整从吹气孔吹出的高压气流速度，以提高飞机抗浪性能。

在机械增升装置基础上，将主动流动控制技术应用于增升装置，通过内吹式襟翼来提高增升装置的收益，进一步提高增升装置带来的升力增量，于是两栖飞机起降阶段能够获得更大的升力系数，于是起降速度以及水面滑跑距离能够有效降低，从而提高两栖飞机的抗浪性。同时，较小的起降速度，以及因此引起的较小的动压而导致尾翼及舵面效益的减小，可能会带来两栖飞机低速起降时的操控效率不足的问题。而在高海况条件下，风浪极其恶劣，气流扰动强烈，低速起降，常规尾翼较难提供足以抵御风暴产生的扰动力矩。于是，本发明对尾翼舵面也采用了主动流动控制技术，以提高低速起降状态下尾翼以及舵面的效益，从而提高操纵稳定性，增强两栖飞机适应高海况的能力。

进一步改进，所述的基础机械增升装置中的主动流动控制技术为在后缘襟翼铰链处沿展向布置若干吹气孔，通过管道系统引导发动机的高压气流吹到襟翼表面，形成内吹式襟翼，通过增加襟翼或舵面表面气流的动量，消除表面的流动分离，增加升力系数和舵面效益。所述的吹气孔布置在距襟翼前缘5％～10％弦长的位置，以最大化高速喷流与喷缝射流相互作用，增大边界层能量，更好的推延后缘气流分离。

所述的基础增升装置的前缘缝翼相对弦长为0.1～0.18，最大偏转角为30°～40°；所述后缘襟翼相对弦长为0.3～0.4，最大偏转角为40°～60°。

进一步改进，所述的尾翼舵面中的主动流动控制技术为在尾翼舵面的铰链处沿展向布置若干吹气孔，尾翼内部布置的小型发动机产生高压气流，再通过管道引导其吹向舵面。

进一步改进，相邻的两个吹气孔之间设置有隔片，当所述隔片宽度小于某一临界值时，襟翼面的气流保持附着在在襟翼面上，当隔片宽度大于该临界值后，在隔片后面将出现楔形分离区，并且升力系数以及舵面侧力系数明显下降。因此，喷气孔和隔片的长度比为4/3～3/2，此时主动流动控制带来的增升效率和舵面效益较为高效，升力系数和侧力系数增加明显，且阻力代价较小。

进一步改进，所述的吹气喷流的强度用动量系数C_μ来表示，它表征了附面层控制的特性，定义为：

其中，m_j为喷口处空气流量，其定义为：m_j＝ρ_jA_jv_j；

ρ_j,v_j,A_j分别为射流的密度、速度以及喷口的面积；

q为来流动压，定义为：

其中ρ_∞,v_∞为自由来流密度和速度；

S为机翼参考面积。

本发明有益效果在于：

1)更低的起降速度和滑跑距离带来的高抗浪性。在机械式增升装置基础上，本发明将主动流动控制技术应用于增升装置，在高升力常规机械式增升系统的基础上，进一步提高增升装置带来的升力增量，减小两栖飞机的起降速度和滑跑距离，从而提高两栖飞机抗浪性。

2)高海况起降时更稳定的操纵性。通过将主动流动控制技术应用于舵面，即使在较高海况，以及更低的起降速度导致的较小的来流动压情况下，舵面也能够产生较高的侧力系数，提高舵面效益，足以抵御高海况下产生的扰动力矩，从而提高操纵稳定性，增强两栖飞机适应高海况的能力。

附图说明

图1是本发明所述实施例中为便于验证提出的方法的有效性提供的一种两栖飞机翼身组合体的立体图；

图2是本发明所述实施例中为便于验证提出的方法的有效性提供的一种两栖飞机翼身组合体的俯视图以及机翼截面示意图；

图3是本发明所述实施例中吹气襟翼的放大图以及吹气孔布置示意图；

图4是本发明所述实施例中采用吹气襟翼在8°攻角下气动力随吹气动量系数变化曲线

图5是本发明所述实施例中采用吹气襟翼在8°攻角、不同吹气动量系数下通过数值模拟得到的机翼附近空间流线；

图6是本发明所述实施例中采用吹气襟翼，动量系数为0.05时通过数值模拟得到的气动力特性曲线；

图7是本发明所述另一实施例中采用主动流动控制的垂尾详细示意图；

图8是本发明所述另一实施例中侧滑角为0时垂尾舵面上分离气泡随吹气动量系数的变化；

图9是本发明所述另一实施例中侧滑角为0时垂尾侧力系数随吹气动量系数的变化曲线；

图10是本发明所述另一实施例中侧力系数随侧滑角变化曲线；

附图标记说明：

1、机身；2、机翼；3、前缘缝翼；4、后缘吹气襟翼；5、吹气孔；6、隔片；7、气流分离涡；8、垂尾安定面；9、舵面；10、气流分离泡。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

实施例1

如图1～图6所示，本发明实施例公开了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，为便于验证该方法的有效性，本发明还提供了一两栖飞机翼身组合体，主要包括“V型”船身式机身1、上单后掠机翼2、前缘缝翼3，后缘襟翼4；所述翼身组合体总长为33.948m，翼展42.03m；所述验证计算条件为起飞状态，来流马赫数为0.2，高度为0km。

进一步，如图2机翼截面所示，所述基础增升装置由前缘缝翼3以及后缘襟翼4组成。所述前缘缝翼相对弦长为0.15，缝道宽度2％C，重叠量0.5％C，起飞状态偏转20°；所述后缘缝翼采用双缝襟翼，相对弦长为0.3，缝道宽度2％C，重叠量0.5％C，起飞状态，导流片在襟翼舱内不伸出，主襟翼偏转40°。

进一步，如图3吹气孔放大图所示，所述吹气孔5弦向布置在襟翼4前缘，距前缘10％Cflap，以最高效地混合高速喷流与喷缝射流，推延后缘气流分离；所述吹气孔5与隔片6沿展向间隔布置，吹气孔与隔片的长度比为4/3；每个吹气孔长度为12mm，宽度为4mm，每个隔片长度为9mm。

进一步，如图4所示，给出了8°攻角下，采用数值模拟计算得到的气动力系数随所述吹气动量系数变化曲线。升力系数随所述吹气动量系数的增大而增大，当动量系数为0.05时，升力增量能达到64％。对比所述曲线斜率的变化，较小的吹气动量系数对应的增升效果明显(斜率大)，然后增升效果缓和。造成这种现象的原因是在小动量系数下，附面层被注入能量，强迫气流在后面再附着，减弱并消除了襟翼表面的分离涡；对于较大的吹气动量系数，此时流动分离已经完全消除，产生了“超环量”现象，增升效率有所降低。但是，吹气动量系数的增加也导致阻力系数增加，一方面是因为升致阻力和机身干扰地影响，另一方面是因为襟翼上方分离涡的消除，使得偏转的襟翼产生更大的法向力，沿阻力方向的分力也随之增加。

进一步，图5更清晰直观的表明主动流动控制技术增升效果的有效性。当没有采用主动流动控制时，所述襟翼4后缘明显有气流分离涡5，所以如图4中所示升力较小；随着吹气动量系数的增加，襟翼4表面的流动分离被消除，即使在较大的襟翼偏角下仍能保持流动贴合襟翼表面，于是升力逐渐增大。此外，由于缝翼的缝道的存在，缝道射流具有改善流场状态的作用。

进一步，图6对比了不同攻角下当动量系数为0.05时吹气式增升相对于基础机械增升带来的升力增量，可见主动流动控制方法带来的增升效果很可观，且随着攻角的增大，主动流动控制带来的增益也随之增加，12°攻角下能获得67％的升力增量，这主要是因为大攻角下基础机械增升的襟翼后缘已发生气流分离，而采用主动流动控制则可以有效的消除这些分离涡。

因此，吹气式襟翼带来的可观的升力增量，对于两栖飞机而言，使其能够以更大的攻角以及襟翼偏转角实现水上起飞，获得更大的升力系数且不会失速，于是起飞速度和水面滑跑距离大大降低，从而提高其抗浪性。

实施例2

如图7～图10所示，本发明公开了一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法的另一实施例，该实施例主要是将主动流动控制技术应用于垂尾舵面，其主要结构包括：垂尾安定面6、舵面7以及吹气孔5和隔片6。

进一步，如图7所示，所述垂尾6为梯形翼、后掠角为32°、展弦比为1.35、梯形比为0.8；所述垂尾采用最大厚度为10％的NACA对称翼型；所述方向舵7相对面积为0.3，最大偏转角为20°；所述计算条件为起飞状态，方向舵偏转20°，来流速度为起飞速度40m/s，攻角为0，高度为0km。

进一步，如图7所示，所述吹气孔5沿弦向布置在舵面铰链处，展向则与所述隔片6间隔布置；吹气孔与隔片的长度比为4/3，吹气孔长度为100mm，隔片长度为75mm。

进一步，图8绘制了侧滑角为0时，通过数值模拟得到的垂尾侧力系数随吹气动量系数的变化曲线，随着吹气动量系数的增加，侧向力得到明显的升高，垂尾效益得到提升，动量系数达到0.04时，侧力系数相比于未采用主动流动控制的情况得到近100％的增量。但是侧向力系数增加的幅度逐渐减小，当吹气动量系数Cμ大于0.015后，再增加吹气动量系数，垂尾效益提升较小，这与实施例1中所述“超环量”现象以及形成原因相同。

进一步，图9对图8中三种工况的流场进行了对比，其中所述分离泡10是速度为0的等值面，表征舵面上气流分离区域。当不采用主动流动控制时，舵面上分离泡最大，即舵面上气流由于较大的逆压梯度完全分离；随着吹气动量的增加，分离泡逐渐减小直至消失，正是因为引入的高能量气流与低速边界层相混合，有效抑制气流分离；当动量系数达到0.01533时，舵面分离泡正好完全消失，再增大动量系数，将出现所述的“超环量”现象。

进一步，图10对所述吹气动量系数为0.01533和0时侧力系数与侧滑角的变化进行了对比分析，显然，在采用主动流动控制后，不同侧滑角下侧力系数都显著增加，且对于10°的大侧滑角，增量达到36％，仍保持较高的舵面效益。

因此，对于较好海况下恶劣的风浪引起的大扰动，且即使在起飞速度小导致的较小动压情况下，采用所述方法依然能够获得较高的舵面效益，足以维持操纵稳定性，于是有效提高了两栖飞机的抗浪性。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：飞机的基础机械增升装置采用前缘缝翼、主机翼以及后缘襟翼的形式，在基础机械增升装置和尾翼舵面分别使用主动流动控制技术引导气流吹向其表面，通过控制吹气动量系数来调整从吹气孔吹出的高压气流速度，以提高飞机抗浪性能。

2.根据权利要求1所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：所述的基础机械增升装置中的主动流动控制技术为在后缘襟翼铰链处沿展向布置若干吹气孔，通过管道系统引导发动机的高压气流吹到襟翼表面，形成内吹式襟翼。

3.根据权利要求1或2所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：所述的尾翼舵面中的主动流动控制技术为在尾翼舵面的铰链处沿展向布置若干吹气孔，尾翼内部布置的小型发动机产生高压气流，再通过管道引导其吹向舵面。

4.根据权利要求1所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：所述的基础增升装置的前缘缝翼相对弦长为0.1～0.18，最大偏转角为30°～40°；所述后缘襟翼相对弦长为0.3～0.4，最大偏转角为40°～60°。

5.根据权利要求2所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：所述的吹气孔布置在距襟翼前缘5％～10％弦长的位置。

6.根据权利要求2所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：相邻的两个吹气孔之间设置有隔片，喷气孔和隔片的长度比为4/3～3/2。

7.根据权利要求3所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：相邻的两个吹气孔之间设置有隔片，喷气孔和隔片的长度比为4/3～3/2。

8.根据权利要求1所述的基于主动流动控制技术提高水陆两栖飞机抗浪性能的方法，其特征在于：所述的吹气喷流的强度用动量系数C_μ来表示，它表征了附面层控制的特性，定义为：

其中，m_j为喷口处空气流量，其定义为：m_j＝ρ_jA_jv_j；

ρ_j,v_j,A_j分别为射流的密度、速度以及喷口的面积；

q为来流动压，定义为：

其中ρ_∞,v_∞为自由来流密度和速度；

S为机翼参考面积。

Images