[发明专利]一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法

权利要求书

1.一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；

步骤2，在压缩区域弦向5％-15％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吸气口；

其中，吸气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吸气角度为0°-45°；其中，C代表弦长；吸气角度是指：吸气方向与飞行反方向之间夹角；吸气口总压为自由来流处压力的0.1倍-0.5倍；吸气口总温为自由来流处温度的0.1倍-0.5倍；

通过布置吸气口，一方面，吸气会形成膨胀波系，抑制压缩区域传向地面的激波强度；另一方面，吸气口移除质量流产生的反作用力，进而减小阻力；

步骤3，在膨胀区域弦向80％-95％和展向10％-80％的范围内，布置两个至四个吹气口；

其中，吹气口展向长度为0.10-0.70倍半展长，宽度为0.01C-0.15C，吹气角度为0°-45°；其中，吹气角度是指：吹气方向与飞行反方向之间夹角；吹气口总压为自由来流处压力的1.1倍到1.5倍；吹气口总温为自由来流处温度的1.1倍到1.5倍；

通过布置吹气口，一方面，吹气口吹出的压强大且速度大的气体在膨胀区域形成激波系；经过激波系对膨胀区域的干扰，阻止机翼和机身尾部产生的膨胀波合并，降低地面声爆波形尾部膨胀波的强度；另一方面，吹气口吹出的质量流产生的反作用力，增加升力的同时，减小阻力，提高超声速飞机的气动性能。

2.根据权利要求1所述的一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，其特征在于，吸气口布置数量为两个；吹气口布置数量为两个；吸气口和吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度为0°；吸气角度为0°；每个吸气口处的总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口处的总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍。

3.根据权利要求1所述的一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，其特征在于，左侧机翼采用以下方式布置吸气口和吹气口：

将左侧机翼前缘展向0.10％-0.70％范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吸气口；

在左侧机翼后缘展向0.10％-0.70％范围内平均分成3段，在首段和尾段各布置两个吹气口；

其中，每个吸气口的宽度均为0.018C，吸气角度均为0°；每个吹气口的宽度均为0.018C，吹气角度均为0°；

每个吸气口总压为自由来流的0.2倍；每个吸气口总温为自由来流的0.5倍；

每个吹气口总压为自由来流的1.2倍；每个吹气口总温为自由来流的1.2倍；

右侧机翼吹吸气口布置方式，与左侧机翼呈对称布置。