專利名稱：一種機翼流動控制裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種機翼流動控制裝置，用于解決飛機起飛或降落階段機翼翼 面附面層分離帶來的升力降低的問題。
背景技術：
飛機在起飛階段多采用如圖1所示的方式，機翼101配合前緣襟翼102、 后緣襟翼103并增大飛行迎角，來增大升力，主要是因為大飛機起飛階段速度 較低，氣流的動壓頭較低，不足以提供升力，因此需要通過前后襟翼等增升裝 置提高機翼面積和增大飛行迎角提高升力。但是，大迎角飛行導致機翼附面層 分離，從而導致升力下降。為解決附面層分離的問題歐美等大型飛機制造公司， 如Boeing和Airbus等多采用在翼面附面層分離區(qū)前沿增加擾流裝置的方案來 推遲附面層分離的發(fā)生。擾流裝置104通常采取如圖1所示的由一個一個的小 突起組成的波浪形狀，安裝在飛機機翼的上表面，可有效抑制流動分離，在高 空高速巡航飛行時由于擾流裝置104的存在會導致飛機機翼附面層發(fā)生轉(zhuǎn)捩， 帶來非常大的摩擦阻力降低升阻比，帶來燃油消耗。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明解決的技術問題是克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種機翼流動控制 裝置，結(jié)構(gòu)簡單，維護方便，能夠同時解決飛機起飛或降落階段機翼翼面附面 層分離帶來的升力降低的問題和飛機巡航階段機翼翼面附面層轉(zhuǎn)捩帶來的摩擦 阻力增加的問題。
本發(fā)明的技術解決方案是 一種機翼流動控制裝置，在飛機機翼主機翼的 上表面靠近翼前緣安裝機翼流動控制裝置，該裝置由平行設置的基頻條帶和亞 諧頻條帶組成，基頻條帶和亞諧頻條帶均為鋸齒形，在飛機起飛階段前襟翼伸 出露出機翼流動控制裝置，促進飛機機翼主機翼的附面層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流附
4面層，在巡航飛行時前襟翼復位遮住機翼流動控制裝置，使飛機機翼主機翼的 附面層保持層流。所述的機翼流動控制裝置安裝在踞飛機機翼主機翼翼前緣50mm 簡0mm處。所述的機翼流動控制裝置與飛機機翼主機翼的翼前緣近似平行。 所述的機翼流動控制裝置通過刻蝕、粘貼或鑲嵌的方式固定在飛機機翼主 機翼的上表面。所述的基頻條帶的特征尺寸為飛機機翼主機翼翼面邊界層內(nèi)最不穩(wěn)定波的 特征尺寸，基頻條帶的長度對應于最不穩(wěn)定波的流向波長，為2mm 50mm, 基頻條帶的寬度對應于最不穩(wěn)定波的展向波長，為2mm 50mm,基頻條帶的 高度不超過飛機機翼主機翼翼面邊界層厚度的一半，為1mm 10mm。所述的亞諧頻條帶的長度為基頻條帶長度的二倍，亞諧頻條帶的寬度為基 頻條帶寬度的二倍，亞諧頻條帶的高度與基頻條帶的高度相同。所述的基頻條帶與亞諧頻條帶之間的間距等于基頻條帶的長度。本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于本發(fā)明在起飛階段前襟翼伸出露出機 翼流動控制裝置，從而控制機翼的附面層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流附面層，用以抑制 或消除附面層分離，從而有效提高機翼的升力；在巡航飛行時機翼前襟翼復位 遮蓋住該裝置，使該裝置不起作用，使機翼的附面層在巡航階段保持層流，以 減小翼面摩擦阻力，提高升阻比。本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量小，幾乎不會給飛機 帶來任何額外質(zhì)量；并且運行穩(wěn)定，運行時不需提供功率，維護方便，本發(fā)明 能夠同時解決飛機起飛或降落階段機翼翼面附面層分離帶來的升力降低的問題 和飛機巡航階段機翼翼面附面層轉(zhuǎn)捩帶來的摩擦阻力增加的問題。


圖1為現(xiàn)有流動控制裝置示意圖； 圖2為本發(fā)明的安裝位置示意圖； 圖3為本發(fā)明的效果示意圖；圖4 (a)為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖，4 (b)為本發(fā)明的參數(shù)關系圖； 圖5為本發(fā)明的才莫擬效果圖。
具體實施方式
下面結(jié)合附圖和具體實施方式
對本發(fā)明做進一步詳細地描述。亞諧共振波可以加速促發(fā)邊界層失穩(wěn)進入轉(zhuǎn)捩，而且這種亞諧共振波的引 入不會引起邊界層以外的流動區(qū)域的變化(如激波等)。本發(fā)明的設計基于轉(zhuǎn)捩 控制原理，主要用于主動控制附面層轉(zhuǎn)捩。如圖2所示，在飛機機翼1主機翼 的上表面靠近主機翼翼前緣50mm 1000mm處設置機翼流動控制裝置4，如圖 4(a)所示，該裝置由平行設置的基頻條帶6和亞諧頻條帶7組成，基頻條帶 6和亞諧頻條帶7均為鋸齒形，機翼流動控制裝置4的安裝角度與飛機機翼1 主機翼的翼前緣平行，基頻條帶6與亞諧頻條帶7可以采用航空用材料，例如 鋁合金、鈥合金等通過刻蝕、粘貼或鑲嵌的方式固定在飛機機翼1的上表面。 流動控制裝置4在飛機起飛或降落階段前襟翼2伸出露出該裝置，飛機巡航階 段前襟翼2復位遮蓋住流動控制裝置4;在起飛階段前襟翼2伸出露出該裝置 4，從而控制機翼1主機翼的附面層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流附面層5，用以推遲或減 小附面層5分離，從而有效提高飛機機翼1主機翼的升力；如圖3所示，在巡 航飛行時機翼前襟翼2復位遮蓋住流動控制裝置4，使該裝置不起作用，主動 控制機制失效，使飛機機翼1主機翼的附面層8在巡航階段保持層流，以減小 翼面摩擦阻力。通過此技術可以在不向飛機機翼1主機翼附加質(zhì)量和功率要求 的情況下解決飛機起飛階段飛機機翼1主機翼翼面附面層分離的問題，而且還 避免了巡航飛行階段飛機機翼1主機翼翼面附面層轉(zhuǎn)捩等問題。本發(fā)明的理論基礎是對擾動形式的Navier-Stokes方程進行求解。針對標準的一維守恒型方程組——+ ^^ = 0 (1) 改進的MacCormack有限差分格式為=A —了" 仏=仏--》 /z z2 -人"廣1="r -與+2《乂*+2《yr+《yr)6(2)其中:《/ =i-26Ax7/廣8/;+1+,+26Ax使用格式(2)可以較好的對擾動形式的Navier-Stokes方程組進行求解 4尤動形式的Navier-Stokes方禾呈為^7' 》CP—F/)》(C7—G/)<5c+ ■+0(3)其中尸'=Ay + P'(v0+v') /V/。v' + 0)'(Vo+v') p0v0v' + 0)'(Vo+v') + ; ' p0w0v' + (pw)'(v0+v') O' + p')O0+v') + O0+;70)v'/VV' + /7'O0+W')肌w' + (戸)'Oo+w') /WV' + (pv)'Oo+w')+ (，)'O。 + w') + 0' +力(>0 + w') + 0。 + / 0 )w'￡，'
0
《
砂
("o'+( )'+(wo'-《
0
0 W + (vrw)' + OO'—《
1
e' = ^"/7。[(2w。 + + (2v。 + v')v' + (2w。 +
+ 4 P'[("。 + m')2 + (v。 + v')2 + (Wq + O2 ] + 一 ;/ 2 y-l
L "
仏
1
("l)《Pr 1
3少
],<formula>formula see original document page 9</formula>
//可近似地由r的函數(shù)給出/z =//Q(^r-"^7"^r)T 。在上面給出的粘性
通矢量的脈動量中，("D、("。+z/)〈+i/r』。由于0、)'， 0、)'， (v、)'，
( )'，(W,(釘^)', 的表達式與("D'相似，不再此處
詳細給出。 一旦U'由方程(3)計算給出，則流動的脈動量可由下式給出
<formula>formula see original document page 9</formula>上述各式中參數(shù)的含義如下
通量項
五v，《，Gv粘性項
時間
三維向量
p密度
速度
p壓強
內(nèi)能
q熱流
剪切應
Re雷諾數(shù)
乾馬赫數(shù)
T溫度
Pr普朗特數(shù)A 粘性系數(shù)
^ 體常數(shù) 根據(jù)以上的理論方法，在一定的飛機飛行條件下和發(fā)動機工作參數(shù)下，可 得到機翼流動裝置的幾何尺寸等參數(shù)。使用以上提到的直接數(shù)值模擬方法，可 以得到飛機機翼主機翼翼面邊界層的最不穩(wěn)定波的頻率、波長和特征尺度，根 據(jù)此不穩(wěn)定波的波長和特征尺度設計基于轉(zhuǎn)捩控制原理的機翼流動控制裝置的 幾何尺寸等參數(shù)，基頻條帶的特征尺寸對應于機翼翼面邊界層內(nèi)最不穩(wěn)定波的 特征尺寸，即基頻條帶的長度對應最不穩(wěn)定波的流向波長，基頻條帶的寬度對 應最不穩(wěn)定波的展向波長，基頻條帶的高度不超過邊界層厚度的一半，亞諧頻 條帶與基頻條帶的間距與基頻條帶的長度相等，亞諧頻條帶的特征尺寸與基頻 條帶的特征尺寸呈倍數(shù)關系，具體關系為亞諧頻條帶的長度和寬度分別為基頻 條帶長度和寬度的二倍，亞諧頻條帶的高度與基頻條帶的高度相等。
飛機一般飛行條件為高度0Km 15Km，飛行速度0m/s~300m/s,在飛機 起飛階段，飛機往往采用大攻角飛行狀態(tài)以提高升阻比，這會使得機翼翼面邊 界層發(fā)生分離，為此在機翼前緣設置流動控制裝置，可促使翼面邊界層快速轉(zhuǎn) 捩，從而控制流動分離。根據(jù)上述飛行條件計算出機翼流動控制裝置的特征尺 寸如圖4(b)所示，流動控制裝置4的具體幾何尺寸為基頻條帶6的每個鋸 齒結(jié)構(gòu)長l_=2mm 50mm，寬D=2mm~50mm,高H=1mm~10mm;亞諧頻條 帶7的鋸齒結(jié)構(gòu)，長L:4mm 100mm,寬D=4mm~100mm，高H=1mm~10mm, 亞諧頻條帶7的長度、寬度分別為基頻條帶6長度、寬度的二倍，亞諧頻條帶 7的高度與基頻條帶6的高度相等，基頻條帶6與亞諧頻條帶7之間的間距與 基頻條帶6的長度相等，為2mm 50mm。
例如，在飛行馬赫數(shù)Mj0.3，飛行高度為OKm的飛行器。飛行速度為
W=104.0m/S,雷諾數(shù)為Re一1.6xlOVm，才艮據(jù)以上方法計算可得在距主機翼翼 前緣0.6m， Re￡ =0.96><106的截面處，主才幾翼翼面邊界層內(nèi)的不穩(wěn)定波的頻率為 27.4KHz，不穩(wěn)定波的展向和流向波長為7mm，由此可設計機翼流動控制裝置的具體尺寸如下基頻條帶6每個鋸齒形狀的尺寸為長度7mm，寬度為7mm， 高度為5mm;亞諧頻條帶7每個鋸齒形狀的尺寸為長度為14mm,寬度為 14mm，高度為5mm,基頻條帶6與亞諧頻條帶7之間的間距為5mm,安裝 位置為距主機翼翼前緣600mm處，安裝角度為與飛機機翼主機翼的翼前緣平行。
如圖5所示，向飛機機翼主機翼的邊界層內(nèi)引入機翼流動控制裝置，即引 入基頻條帶和亞諧共振條帶后使邊界層內(nèi)產(chǎn)生了快速失穩(wěn)波，該不穩(wěn)定波可使 邊界層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流。本發(fā)明的理論和計算結(jié)果都證明了本發(fā)明能夠同時 解決了飛機起飛或降落階段機翼翼面附面層分離帶來的升力降低的問題和飛機 巡航階段機翼翼面附面層轉(zhuǎn)捩帶來的摩擦阻力增加的問題。
本發(fā)明未詳細描述內(nèi)容為本領域4支術人員公知技術。
權利要求
1、一種機翼流動控制裝置，其特征在于在飛機機翼(1)主機翼的上表面靠近翼前緣安裝機翼流動控制裝置(4)，該裝置由平行設置的基頻條帶(6)和亞諧頻條帶(7)組成，基頻條帶(6)和亞諧頻條帶(7)均為鋸齒形，在飛機起飛階段前襟翼(2)伸出露出機翼流動控制裝置(4)，控制飛機機翼(1)主機翼的附面層(8)快速轉(zhuǎn)捩形成湍流附面層(5)，在巡航飛行時前襟翼(2)復位遮住機翼流動控制裝置(4)，使飛機機翼(1)主機翼的附面層(8)保持層流。
2、 根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的機 翼流動控制裝置(4)安裝在踞飛機機翼(1 )主機翼翼前緣50mm 1000mm處。
3、 根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的機 翼流動控制裝置(4)與飛機機翼(1 )主機翼的翼前緣平行。
4、 根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的機 翼流動控制裝置(4)通過刻蝕、粘貼或鑲嵌的方式固定在飛機機翼(1 )主機 翼的上表面。
5、 根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的基 頻條帶(6)的特征尺寸對應于飛機機翼(1)主機翼翼面邊界層內(nèi)最不穩(wěn)定波 的特征尺寸，基頻條帶(6)的長度對應于最不穩(wěn)定波的流向波長，為 2mm 50mm,基頻條帶(6)的寬度對應于最不穩(wěn)定波的展向波長，為 2mm 50mm，基頻條帶(6)的高度不超過飛機機翼(1 )主機翼翼面邊界層 厚度的一半，為1mm 10mm。
6、 根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的亞 諧頻條帶(7)的長度為基頻條帶(6)長度的二倍，亞諧頻條帶(7)的寬度 為基頻條帶(6)寬度的二倍，亞諧頻條帶(7)的高度與基頻條帶(6)的高度相同。
7、根據(jù)權利要求1所述的一種機翼流動控制裝置，其特征在于所述的基 頻條帶(6)與亞諧頻條帶(7)之間的間距等于基頻條帶(6)的長度。
全文摘要
一種機翼流動控制裝置，在飛機主機翼的上表面靠近翼前緣設置機翼流動控制裝置，該裝置由平行設置的基頻條帶和亞諧頻條帶組成，基頻條帶和亞諧頻條帶均為鋸齒形，在起飛階段前襟翼伸出露出機翼流動控制裝置，從而控制機翼的附面層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流附面層，用以抑制或消除附面層分離，從而有效提高機翼的升力；在巡航飛行時機翼前襟翼復位遮蓋住該裝置，使該裝置不起作用，使機翼的附面層在巡航階段保持層流，以減小翼面摩擦阻力，提高升阻比。本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量小，維護方便，可以在不增加飛機質(zhì)量和功率要求的情況下解決飛機起飛階段翼面附面層分離的問題，而且還避免了巡航飛行階段翼面附面層轉(zhuǎn)捩帶來的摩擦阻力增加的問題。
文檔編號B64C21/00GK101318553SQ20081011344
公開日2008年12月10日 申請日期2008年5月28日 優(yōu)先權日2008年5月28日
發(fā)明者關發(fā)明, 清 沈, 鋒 紀 申請人:中國航天空氣動力技術研究院