一种改善后机身跨音速低频振动的扰流片及具有其的飞机

技术领域

本申请属于飞机振动设计技术领域，特别涉及一种改善后机身跨音速低频振动的扰流片及具有其的飞机。

背景技术

现代飞机的后机身要求具有光滑流线的形状，尽量减小后机身的收缩角，后机身上表面和下表面具有较小的外形曲率，如图1所示，为典型飞机后机身剖面外形说明图，在巡航飞行状态下，设计良好的后机身一般能够保证后机身不会发生流动分离。但是有时候，出于内部设备布置的需要，后机身不得不采取具有较大曲率，收缩角度较大的外形形状，导致后机身在跨音速下产生低频振动，如图2所示，为不合理的后机身剖面外形示意图，后机身需要布置应急着陆钩，为了满足布置空间的要求，后机身不得不采用具有较大曲率的外形形状，导致后机身在跨音速下产生振动。图3是外形不合理的后机身的跨音速流动示意图，后机身下表面急剧收缩、曲率较大的位置，会产生一道激波，气流经过激波以后膨胀，产生多道膨胀波，然后气流发生分离。分离导致飞机机体产生低频振动。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种改善后机身跨音速低频振动的扰流片及具有其的飞机，通过在后机身布置特殊形状的扰流片，能够有效减小后机身的低频振动。

本申请第一方面提供了一种改善后机身跨音速低频振动的扰流片，所述扰流片为三角锥形，布置在飞机后机身下表面，其具有朝向来流方向的第一棱边，与第一棱边连接的用于分流的左右侧三角形，以及与第一棱边上下端部连接的上下侧三角形，上下侧三角形在沿来流方向的扰流片末端交汇，形成第二棱边，其中，上侧三角形与飞机后机身下表面相接触连接；

其中，由第一棱边形成所述扰流片的高度H，由第二棱边形成所述扰流片的宽度W，第一棱边至第二棱边的距离形成所述扰流片的长度L，所述扰流片的高度H设置为35-45mm，所述扰流片的宽度W设置为45-55mm，所述扰流片的长度L设置为65-75mm。

优选的是，所述扰流片的高度H设置为40mm，所述扰流片的宽度W设置为50mm，所述扰流片的长度L设置为70mm。

优选的是，所述扰流片采用金属材料制成。

优选的是，所述扰流片采用橡胶材料制成。

本申请第二方面提供了一种飞机，包括如上所述的扰流片，所述扰流片设置在飞机后机身下表面，所述扰流片具有多个，多个扰流片所在的区域覆盖飞机的后机身下表面产生激波的位置。

优选的是，多个所述扰流片以尾椎为对称中心，布置在飞机左右两侧，在每一侧，多个扰流片布置成3-5排，每排设置有3-5个，每排间距250mm，各排之间的扰流片间距为75mm。

优选的是，在飞机左右两侧的每一侧，多个扰流片布置成4排，每排设置有4个。

本申请提供的飞机机身附面层的低能流体经过系列扰流片后被注入能量，改变了附近的局部流动，大幅度削弱了激波的强度，机体低频振动的振幅降低40％左右。本申请能够有效减小后机身在跨音速下产生的振动。

附图说明

图1是典型飞机后机身剖面外形说明图。

图2是不合理的后机身剖面外形示意图。

图3是外形不合理的后机身的跨音速流动示意图。

图4本申请改善后机身跨音速低频振动的扰流片的一优选实施例的结构示意图。

图5扰流片的布置位置示意图。

图6扰流片的安装位置及对附近流动的影响示意图。

其中，1-扰流片，11-第一棱边，12-左右侧三角形，13-上下侧三角形，14-第二棱边，2-后机身下表面，3-尾撑，4-尾椎，5-喷管。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请第一方面提供了一种改善后机身跨音速低频振动的扰流片，所述扰流片1为三角锥形，布置在飞机后机身下表面2，如图4所示，其具有朝向来流方向的第一棱边11，与第一棱边连接的用于分流的左右侧三角形12，以及与第一棱边11上下端部连接的上下侧三角形13，上下侧三角形13在沿来流方向的扰流片末端交汇，形成第二棱边14，其中，上侧三角形与飞机后机身下表面2相接触连接；

其中，由第一棱边11形成所述扰流片1的高度H，由第二棱边14形成所述扰流片1的宽度W，第一棱边11至第二棱边14的距离形成所述扰流片1的长度L，所述扰流片1的高度H设置为35-45mm，所述扰流片1的宽度W设置为45-55mm，所述扰流片1的长度L设置为65-75mm。

在一些可选实施方式中，所述扰流片1的高度H设置为40mm，所述扰流片1的宽度W设置为50mm，所述扰流片1的长度L设置为70mm。

本申请的扰流片为特殊形状的涡流发生器。该实施例中，通过试验及仿真分析，整个扰流片的长宽高尺寸在合适范围内，能够有效抑制飞机振动，特别是将扰流片的长宽高尺寸设定为H＝40mm，W＝50mm，L＝70mm。备选实施方式中，扰流片的长宽高尺寸也可以设置为其它数值，例如H＝42mm，W＝52mm，L＝68mm。或者，H＝38mm，W＝51mm，L＝70mm等。

在一些可选实施方式中，所述扰流片1采用金属材料制成。在一些其它可选实施方式中，所述扰流片1采用其它能够承受高速气流冲击的材料，例如橡胶等。

本申请第二方面提供了一种飞机，包括如上所述的扰流片，所述扰流片1设置在飞机后机身下表面2，所述扰流片1具有多个，多个扰流片1所在的区域覆盖飞机的后机身下表面2产生激波的位置。

在一些可选实施方式中，多个所述扰流片1以尾椎4为对称中心，布置在飞机左右两侧，在每一侧，多个扰流片1布置成3-5排，每排设置有3-5个，每排间距250mm，各排之间的扰流片间距为75mm。

在一些可选实施方式中，在飞机左右两侧的每一侧，多个扰流片1布置成4排，每排设置有4个。

如图5-图6所示，以左右两组扰流片为例，其分别布置在机体下表面2上，且位于左右两个尾撑3之间，更具体的，其设置在左右两个喷管5之间，且靠近尾椎4。

在图6中，前三排扰流片布置在在原本产生激波的位置之前，第四排扰流片布置在原本产生激波的位置，第五排扰流片布置在原本产生激波的位置之后。

机身附面层的低能流体经过系列扰流片后被注入能量，改变了附近的局部流动，大幅度削弱了激波的强度，机体低频振动的振幅降低40％左右。

本申请的扰流片通常以固定的方式或者一体式设计的方式置于飞机机身下表面，备选实施方式中，本申请的扰流片还可以按需要向飞机后机身下表面伸缩，具体的，通过驱动机构连接并驱动扰流片，默认状态下，扰流片置于机体内部，以保证飞机具有良好的气动外表面。在进行跨音速飞行时，通过打开飞机后机身下表面的舱盖，通过驱动机构将扰流片伸出其它外，以抑制低频振动。在其它实施例中，飞机后机身下表面还可以将舱盖与扰流片设置为一体，舱盖正反可用，背面光滑，反面固定连接有扰流片，默认状态下，舱盖背面朝向机体外，其具有良好的气动外表面，跨音速飞行时，舱盖旋转，将具有扰流片的一面朝向机体外，以减弱飞机的振动。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。