[发明专利]一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构

说明书

本发明公开了一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构，属于飞行器流动控制技术领域。抖振控制结构为设置在机翼后缘内部的通气孔，通气孔的一端与翼型上表面相通，另一端与翼型钝后缘相通；通气孔的孔径与翼型后缘厚度为同一量级。本发明能够在控制抖振的同时，减少对原机翼升阻特性的影响。

技术领域

本发明属于飞行器流动控制技术领域，具体涉及一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构。

背景技术

飞行器在跨声速飞行时，激波-边界层干扰可能造成流动分离以及激波周期性的自激振荡，引起跨声速抖振。抖振时往往产生较大的非定常载荷，对飞行品质和结构寿命造成不利影响。因此需要对流动进行控制，抑制跨声速抖振。

Mabey等人针对对称翼型(机翼截面)的激波振荡提出了一种抖振通气孔的概念，如附图1所示，通过在激波下游的翼型上、下表面穿孔并从内部连通，使得翼型上、下表面的压力实现传导，从而在零攻角下消除或减弱激波振荡。

Jiang等人在Mabey研究成果的基础上进行了发展，利用贯通翼型上、下表面的抖振通气孔，将超临界翼型上表面激波后的分离流与翼型后缘分离区隔开，阻碍了两者的融合和相互作用，从而抑制抖振。

对于Mabey和Jiang等人所研究的抖振通气孔流动控制技术，虽然能够有效减弱翼型和机翼绕流中的激波振荡，抑制跨声速抖振，但同时也对原翼型的气动特性产生了较大影响。根据数值模拟结果，在完全消除抖振载荷时，升力系数损失可达10％以上。这对于十分重视升力特性的相关飞行器设计，如民航客机来说，是难以接受的。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构，能够在控制抖振的同时，减少对原机翼升阻特性的影响。

一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构，所述抖振控制结构为设置在机翼后缘内部的通气孔，所述通气孔的一端与翼型上表面相通，另一端与翼型钝后缘相通；所述通气孔的孔径与翼型后缘厚度为同一量级。

进一步地，所述通气孔设置在机翼翼型内的中后部。

进一步地，所述通气孔在机翼后缘内在走向与翼型上表面的弧度一致。

进一步地，所述通气孔的截面形状为圆形或方形。

进一步地，所述通气孔对于三维机翼表现为通槽的形式。

有益效果：

1、本发明的抖振控制结构采用了连通翼后缘和翼上表面的通气孔，利用翼后缘与翼上表面的压差，在通气孔中产生从翼后缘流向上表面某处的射流，该射流能够阻碍激波脚分离泡与后缘分离区的融合，从而抑制跨声速抖振。

2、本发明的通气孔的入口位于翼型钝后缘处，且孔直径与翼型后缘厚度为同一量级，因此对翼型下表面高压的影响较小，从而能够减小流动控制对翼型造成的升力损失。

附图说明

图1为现有技术中抖振通气孔在翼型上的结构示意图；

图2为跨声速条件下翼型表面时均压力分布曲线图；

图3为本发明跨声速抖振控制结构示意图；

图4为后缘通气孔出口、入口处的局部放大图；

图5为翼型升力系数-时间曲线对比图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。