專利名稱：具有一系列激波凸起的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種包括從表面延伸的一系列激波凸起的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)和操作該結(jié) 構(gòu)的方法。
背景技術(shù)：
圖1是飛機(jī)機(jī)翼上表面的俯視圖。機(jī)翼具有機(jī)翼前緣1和機(jī)翼后緣2，它們都相對(duì) 于自由流方向向后方掠過(guò)。在跨音速時(shí)，掠過(guò)激波4與機(jī)翼上表面垂直形成。如Holden，H. Α.和Babinsky， H，2003，《利用三維裝置控制激波/邊界層的相互作用》(2003年1月6日至9日美國(guó)內(nèi)華 達(dá)州里諾第41屆航空航天科學(xué)會(huì)議和展覽，NO. AAIA 2003-447)所描述，三維激波凸起能 用來(lái)產(chǎn)生λ狀波型的拖尾激波底部(smeared shock foot)。按照慣例，這些凸起的的弦向位置由激波4的預(yù)期位置決定。然而，無(wú)論是層流還 是紊流狀態(tài)的機(jī)翼，該位置都是馬赫數(shù)與升力系數(shù)的復(fù)合函數(shù)。通過(guò)使用三維激波凸起能 降低與激波相關(guān)的波阻，當(dāng)激波位于凸起的特定位置時(shí)益處達(dá)到最大。因此，當(dāng)飛行狀況變 化時(shí)，激波可能離開(kāi)該最佳位置。解決該問(wèn)題的傳統(tǒng)方法是配置變曲率的機(jī)翼后緣，以修正機(jī)翼形狀從而修正激波 位置，這將導(dǎo)致額外的重量和系統(tǒng)復(fù)雜性。因此，難題在于找到一種不依賴于機(jī)翼截面形狀 和翼展負(fù)荷分配而能固定激波的方法。US2006/0060720使用激波控制凸起產(chǎn)生從機(jī)翼下表面延伸出的激波。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的第一方面提供了一種空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)包括一系列從其表 面延伸的激波凸起，所述激波凸起沿著一條線布置，該線的平均掠角比非擾動(dòng)激波的平均 掠角小，所述非擾動(dòng)激波在該結(jié)構(gòu)沒(méi)有激波凸起的情況下、在所述結(jié)構(gòu)的跨音速運(yùn)動(dòng)過(guò)程 中接近所述表面形成。激波凸起沿著掠角比非擾動(dòng)激波的平均掠角小的線布置，而不是沿著非擾動(dòng)激波 的線布置。也就是說(shuō)，如果非擾動(dòng)激波后掠，那么所述線不后掠或者只后掠較小的掠角。同 樣，如果非擾動(dòng)激波是前掠的，那么所述線不前掠或者只前掠較小的掠度。換句話說(shuō)，激波 凸起使激波“反掠”。本發(fā)明的第二方面提供了一種操作空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的方法，該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)包括一 系列從其表面延伸的激波凸起，所述方法包括使所述結(jié)構(gòu)以跨音速運(yùn)動(dòng)；臨近所述結(jié)構(gòu) 的表面形成激波；用所述一系列激波凸起擾動(dòng)激波，以減小其掠角。通常，所述激波凸起使激波形成階梯式平面形狀，并具有一系列折點(diǎn)。通常，每個(gè)激波凸起產(chǎn)生具有λ狀波型的拖尾激波底部。通常，所述一系列激波凸起中的第一激波凸起定位成與非擾動(dòng)激波的位置一致， 所述一系列激波凸起中的其它激波凸起定位在非擾動(dòng)激波位置的前方或后方(取決于非擾動(dòng)激波是前掠還是后掠)。通常，每個(gè)凸起具有前緣、后緣、內(nèi)側(cè)緣和外側(cè)緣。所述凸起在其邊緣處可逐漸融 入表面，或者在一個(gè)或更多個(gè)其邊緣處可具有突然的不連續(xù)凹部。通常，每個(gè)凸起基本上沒(méi)有尖銳的凸緣或凸點(diǎn)。通常，激波凸起成形和定位成修正非擾動(dòng)激波的結(jié)構(gòu)。這與US2006/0060720形成 對(duì)比，US2006/0060720使用激波控制凸起產(chǎn)生激波，否則在沒(méi)有激波控制凸起時(shí)該激波不存在。所述結(jié)構(gòu)可包括機(jī)翼，如飛機(jī)機(jī)翼、水平尾翼或操縱面；飛機(jī)結(jié)構(gòu)，如機(jī)艙、掛架或 翼；或任何其它空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，如渦輪葉片。在機(jī)翼的情況下，激波凸起可定位在機(jī)翼的高壓力表面(即，在這種情況下的機(jī) 翼下表面)，但是更優(yōu)選地，所述表面是機(jī)翼的低壓表面(即，在這種情況下的機(jī)翼上表 面)。并且通常每個(gè)凸起具有頂點(diǎn)，該頂點(diǎn)朝向機(jī)翼的后緣定位，換句話說(shuō)，其定位在50% 弦線之后。凸起的頂點(diǎn)可以是單個(gè)點(diǎn)或平臺(tái)。在平臺(tái)的情況下，平臺(tái)的前緣朝向機(jī)翼的后 緣定位。


將參照附圖描述本發(fā)明的實(shí)施方式，附圖中圖1是飛機(jī)機(jī)翼頂部的俯視圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明第一實(shí)施方式具有一系列激波凸起的飛機(jī)機(jī)翼頂部的俯視圖；圖3是通過(guò)一個(gè)凸起的中心沿著直線A-A的截面圖；圖4是展示了擾動(dòng)激波和位于第一激波凸起外側(cè)的非擾動(dòng)激波的平均掠角的俯 視圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明第二實(shí)施方式具有一系列激波凸起的飛機(jī)機(jī)翼頂部的俯視圖。
具體實(shí)施例方式圖2是與圖1中機(jī)翼類似的跨音速氣流中的飛機(jī)機(jī)翼上表面的俯視圖。一系列激 波凸起的覆蓋區(qū)域標(biāo)記為3a-3c，圖3是通過(guò)一個(gè)凸起的中心沿著直線A-A的縱向截面圖， 線A-A與自由流方向平行。在沒(méi)有激波凸起的跨音速巡航狀態(tài)，將在機(jī)翼表面附近形成非 擾動(dòng)激波4。每個(gè)凸起從機(jī)翼的指定表面(nominal surface) 5處突出，并在前緣6a、后緣6b、 內(nèi)側(cè)緣6c、外側(cè)緣6d處與指定表面5相接；每個(gè)凸起還具有頂點(diǎn)6e。凸起側(cè)面的較低部分 是凹面的，并逐漸融入指定表面5。例如，在圖3中，凸起前側(cè)的較低部分7在前緣6a處逐 漸融入指定表面5。可選地，在一個(gè)或更多個(gè)凸起的邊緣處存在突然的不連續(xù)。例如，凸起 前側(cè)的較低部分可以是平面的，如圖中虛線7a所示。在這種情況下，激波凸起的前側(cè)7a在 前緣6a處與指定表面5的相接存在突然的不連續(xù)。前/后截面A-A的頂點(diǎn)6e偏移到凸起 中心的后方。每個(gè)凸起3a-3c的頂點(diǎn)6e也定位在50%弦線的后方，通常介于60%到65% 弦線之間。注意，不同于渦流發(fā)生器，這些凸起沒(méi)有尖銳的凸緣或凸點(diǎn)，因此，當(dāng)它們?cè)谧罴?位置操作時(shí)(即當(dāng)激波在凸起頂點(diǎn)的正前方位于凸起上時(shí))，氣流仍保持附著在這些凸起 上。
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通過(guò)產(chǎn)生如圖3所示的λ狀波型的拖尾激波底部8，激波凸起3a_3c修正了激波 的結(jié)構(gòu)。當(dāng)激波凸起3a_3c運(yùn)行在它們的最佳狀態(tài)，如圖3所示，激波4位于凸起頂點(diǎn)6e 的正前方時(shí)，拖尾底部8具有λ狀波型，其具有朝向凸起前緣的單個(gè)前激波8a和位于頂點(diǎn) 6e稍前方的單個(gè)后激波Sb。可選地，拖尾底部可具有包括扇狀系列的前部激波的λ狀波 型，以代替只有單個(gè)前部激波8a。因?yàn)榫植繗饬饕话懵愿哂谝羲伲瑲饬鞯臄_動(dòng)側(cè)向傳播，幾 乎與自由流方向垂直，并且不沿著非擾動(dòng)激波4。如圖2所示，擾動(dòng)激波線9與非擾動(dòng)激波 4重合，直到它到達(dá)第一(最內(nèi)側(cè))激波凸起3a。在該點(diǎn)，激波凸起擾動(dòng)激波，因此，擾動(dòng)激 波線9如圖示那樣向前彎曲。在距第一凸起3a相同的翼展方向距離處，氣流回到它的非擾 動(dòng)狀態(tài)，并試圖回到其最初弦向位置。這導(dǎo)致在擾動(dòng)激波線9上產(chǎn)生了折點(diǎn)11。第二凸起 3b設(shè)置在凸起3a的外側(cè)激波線4的前方，以重新擾動(dòng)激波，已知的是，獨(dú)立于最初的激波位 置4，第一凸起3a將指定拖尾λ狀激波的路徑。與此相似，第三凸起3c設(shè)置在凸起3b的 外側(cè)激波線4前方的合適位置，以重新擾動(dòng)激波。可使用超過(guò)三個(gè)激波凸起，以朝著機(jī)翼末 端延伸該過(guò)程。激波凸起3a_3c使激波形成階梯式平面形狀9，平面形狀9具有一系列折點(diǎn)11。圖 4是示出線9a和線4a的俯視圖，線9a代表擾動(dòng)激波9的平均掠角，線4a代表第一激波凸 起3a外側(cè)的非擾動(dòng)激波4的平均掠角。如圖4所示，線9a的掠角小于線4a。激波的擾動(dòng)位置9根據(jù)最內(nèi)側(cè)的凸起3a的氣流確定，而不是根據(jù)升力系數(shù)或馬赫 數(shù)決定。這就排除了變曲率系統(tǒng)的需要，并能保持凸起在各種飛行狀況下都能運(yùn)行在或接 近運(yùn)行在最佳工況。激波凸起的中心沿著線10分布。線10的掠角也小于線4a。如圖2所示的實(shí)施例 中，所有的激波凸起3a_3c集中在直線10上。然而，在其它實(shí)施方式中，激波凸起的中心可 以不位于一直線上，例如圖5所示。在該實(shí)施例中，激波凸起3a-3e沿著Z字形線IOa-IOd 布置。Z字形線IOa-IOd的平均掠角(標(biāo)記為IOe)相對(duì)于第一凸起IOa外側(cè)的非擾動(dòng)激 波4的平均掠角掠過(guò)一個(gè)較小的角度，類似于圖2中的線10。應(yīng)注意，圖5中為了說(shuō)明的目 的，Z字形線IOa-IOd相對(duì)直線平均線IOe的偏離被放大了。盡管在機(jī)翼的上表面示出了激波凸起，相似的裝置也可用于各種其它應(yīng)用中，例 如圍繞著掛架和機(jī)艙。當(dāng)應(yīng)用于直升機(jī)旋翼和螺旋槳葉片的末端時(shí)，它們也能減少功率曲 線(profile power)禾口噪音。雖然已參照上述一個(gè)或更多個(gè)實(shí)施方式描述本發(fā)明，但應(yīng)該認(rèn)識(shí)到，在不超出所 附權(quán)利要求所要求保護(hù)的范圍的情況下，可進(jìn)行各種改變或改進(jìn)。
權(quán)利要求
一種空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)包括一系列從其表面延伸的激波凸起，所述激波凸起沿著一條線布置，該線的平均掠角比非擾動(dòng)激波的平均掠角小，所述非擾動(dòng)激波是指在所述結(jié)構(gòu)沒(méi)有所述激波凸起的情況下、在所述結(jié)構(gòu)的跨音速運(yùn)動(dòng)過(guò)程中接近所述表面形成的激波。
2.如權(quán)利要求1所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述一系列激波凸起中的第一激波凸起定位成與 所述非擾動(dòng)激波的位置一致，所述一系列激波凸起中的其它激波凸起定位在所述非擾動(dòng)激 波的位置的前方或后方。
3.如上述任一權(quán)利要求所述的結(jié)構(gòu)，其中，每個(gè)凸起具有前緣、后緣、內(nèi)側(cè)緣和外側(cè)緣。
4.如權(quán)利要求3所述的結(jié)構(gòu)，其中，每個(gè)凸起與所述表面在所述前緣、后緣、內(nèi)側(cè)緣和 外側(cè)緣處相接。
5.如上述任一權(quán)利要求所述的結(jié)構(gòu)，其中，每個(gè)凸起基本上沒(méi)有尖銳的凸緣或凸點(diǎn)。
6.如上述任一權(quán)利要求所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述激波凸起的形狀和位置被進(jìn)行設(shè)置，以 便修正激波的結(jié)構(gòu)。
7.如權(quán)利要求6所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述激波凸起的形狀和位置被進(jìn)行設(shè)置，以便在激 波中產(chǎn)生λ狀波型的拖尾底部。
8.如上述任一權(quán)利要求所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)是機(jī)翼，所述表面為所述 機(jī)翼的低壓表面。
9.如上述任一權(quán)利要求所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)是具有前緣和后緣的機(jī) 翼，其中，第一系列的每個(gè)凸起具有頂點(diǎn)，該頂點(diǎn)朝機(jī)翼后緣定位。
10.一種操作空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的方法，該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)包括一系列從其表面延伸的激波 凸起，所述方法包括使所述結(jié)構(gòu)以跨音速運(yùn)動(dòng)；臨近所述結(jié)構(gòu)的表面形成激波；以及用所述一系列激波凸起使激波擾動(dòng)，以減小其掠角。
11.如權(quán)利要求10所述的方法，其中，所述被擾動(dòng)的激波具有階梯式平面形狀，并具有 一系列折點(diǎn)。
12.如權(quán)利要求10或11所述的方法，其中，所述激波凸起用于修正激波的結(jié)構(gòu)。
13.如權(quán)利要求10至12中任一項(xiàng)所述的方法，該方法還包括使每個(gè)激波凸起產(chǎn)生入 狀波型的拖尾激波底部。
14.如權(quán)利要求10至13中任一項(xiàng)所述的方法，其中，至少一個(gè)所述激波凸起上的氣流 充分地完全附著。
全文摘要
一種空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)(1)，包括從其表面延伸的一系列激波凸起(3a，3b，3c)。激波凸起沿著一條線(7)布置，該線的平均掠角比非擾動(dòng)激波(4)的平均掠角小，所述非擾動(dòng)激波是指在所述結(jié)構(gòu)沒(méi)有所述激波凸起的情況下、在所述結(jié)構(gòu)的跨音速運(yùn)動(dòng)過(guò)程中接近所述表面形成的激波。激波凸起沿著掠角比非擾動(dòng)激波的平均掠角小的線布置，而不是沿著非擾動(dòng)激波的線布置。當(dāng)該結(jié)構(gòu)以跨音速運(yùn)動(dòng)時(shí)，在其表面附近形成激波，激波凸起使該激波(9)擾動(dòng)，以減小其掠角。
文檔編號(hào)B64C23/04GK101932507SQ200980103812
公開(kāi)日2010年12月29日 申請(qǐng)日期2009年2月17日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月29日
發(fā)明者諾曼·伍德 申請(qǐng)人:空中客車英國(guó)有限公司