一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构

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。

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，对于超临界翼型，在跨声速条件下的表面时均压力分布如图2所示。翼型上表面压力相对较低，在低压区“平台”之后一直到后缘，翼型表面压力逐渐升高。本发明提出的机翼后缘通气孔示意图如图3所示，通气孔的截面形状为圆形，图中为便于展示，对翼型进行了增厚。后缘通气孔为在翼型内的中后部，将钝后缘B处与翼型上表面压力较低的A处连接起来的通孔。由于B处压力高于A处，在压差驱动下就会在孔中产生由B至A处的流动，并在A处形成与翼型弦长方向垂直的射流。这样形成的射流能够阻碍激波脚分离泡与翼型后缘分离区的融合，减弱分离区的非定常性，抑制翼型跨声速抖振。同时由于通气孔的入口位于翼型钝后缘处，且孔直径d与翼型后缘厚度t为同一量级，如附图4所示，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5给出了数值模拟计算得到的利用本发明提出的翼后缘通气孔抖振控制结构进行流动控制，在跨声速飞行条件下(马赫数Ma＝0.73，攻角α＝3.5°)，OAT15A翼型的升力系数-时间曲线与无控情况的对比。可以看出，在有后缘通气孔进行流动控制的情况下，翼型的非定常升力系数波动幅值减小约52％，说明抖振得到有效控制；同时升力系数时均值仅减小约0.7％，相对于传统的抖振通气孔技术，对升力特性的影响减小了一个数量级。由以上结果可见：本发明提出的基于后缘通气孔的抖振控制器能够在控制抖振的同时，大大减少对原翼型升阻特性的影响。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。