[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

说明书

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，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；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。优点为：本发明通过在飞机机翼下表面的压缩区域安装吸气口，并在膨胀区域安装吹气口，利用激波和膨胀波之间的相互干扰作用，能够显著降低地面观测到的声爆强度。与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

技术领域

本发明属于超声速飞机声爆抑制技术领域，具体涉及一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法。

背景技术

随着世界全球化进程的加快以及生活水平提升，航空运输已成为当今世界政治、经济、文化的发展以及日常交流生活中必不可少的交通运输方式。经过数十年研究发展，现有的高亚声速飞机技术已经趋于相对成熟，在安全性、经济性、舒适性和环保性均达到了较高的水平。尽管如此，高亚声速飞机在远距离跨国航线中的飞行时间依然很长。此外，未来空中交通系统的拥堵程度会给出行带来严峻问题：预计2030年客运量将增加2到3倍，严重影响了旅客的乘坐体验及出行效率。超声速客机可以很大程度上解决这些难题，其在民航运输领域起到类似于公路系统中“高速公路”、铁路系统中“高铁”的作用，成为世界飞机未来发展的主要方向之一。

目前，由于超声速客机声爆问题严重，因此，超声速客机只能在海洋上方超声速巡航，极大限制了超声速客机运营航路规划，降低了飞行效率。声爆是制约超声速飞机发展的核心关键问题。根据NASA制定的“N+3”代超声速飞机声爆的技术指标要求如表1所示。

表1“N+3”代超声速飞机环境技术指标要求

未来，超声速客机巡航状态的声爆感觉声压级应不超过70PLdB，而目前国际先进水平只能达到80～85PLdB。此外ICAO(国际民航组织)也制定了超声速飞机噪声标准。多年研究表明，如何抑制声爆的强度是一项具有挑战性的世界难题：地面观测到的声爆水平每降低1个分贝，都意味着声能量显著降低。根据抑制声爆的机理，国内外已发展了添加多种能量来抑制声爆强度的方法，例如，通过使用反声爆发动机技术(专利号为US3737119A)，在飞机头部下方安装发动机，利用喷流从而削弱激波强度；以及利用机头表面冷却技术，降低头部激波传播速度，实现地面声爆水平的降低。然而，上述方法虽然对声爆实现抑制，却对飞机气动性能带来不利影响。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，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；