切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法及吹氣裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種用于控制跨聲速抖振的切向狹縫吹氣技術(shù)，屬于航空航天領(lǐng)域中 的流動控制技術(shù)，具體設(shè)及一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法及吹氣裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 在跨聲速飛行條件下，飛機(jī)的機(jī)翼、導(dǎo)彈的彈翼和旋翼飛行器的旋翼的上表面的 激波/邊界層干擾可導(dǎo)致激波的自持振蕩，從而在各種翼表面形成振蕩荷載，不僅會引起 飛機(jī)的抖振問題、降低乘坐的舒適度，還會造成結(jié)構(gòu)疲勞，甚至引發(fā)飛行事故。為此，在民 用飛機(jī)試飛過程中，跨聲速抖振邊界一直是限制飛行包線的主要因素之一。W提高抖振始 發(fā)迎角、降低抖振荷載、擴(kuò)展飛行包線為目標(biāo)，國內(nèi)外研究人員從被動控制和主動控制方面 分別入手，嘗試了上翼面凹槽控制、前緣滿流發(fā)生器、激波控制鼓包（shock control bump， SCB)等被動控制措施，W及尾緣偏流裝置（trailing edge deflector,T?。⒅C振艙面控制 等主動控制措施等不同方式對跨聲速抖振的控制作用。
[0003] W往研究表明，采用凹槽、前緣滿流發(fā)生器、激波控制鼓包等來被動方式來抑制激 波抖振，會在設(shè)計狀態(tài)下收到較好的效果，但在偏離設(shè)計條件時卻往往會產(chǎn)生不利影響，甚 至惡化基本翼型氣動特性；采用尾緣偏流裝置、諧振艙面或者襟翼擺等主動激勵方式來抑 制抖振，往往控制率非常復(fù)雜，且控制艙面本身尺寸較大、對驅(qū)動力要求較高，會付出額外 的驅(qū)動能量。因此，W往的控制技術(shù)并未真正應(yīng)用于航空航天產(chǎn)品。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法及吹氣裝置，其 是W跨聲速抖振邊界推遲及抖振載荷減緩為目標(biāo)，W收縮管或收縮/擴(kuò)張管為吹氣裝置的 切向狹縫吹氣控制方法，具有裝置簡潔，對流場的擾動較小，光滑過渡、不產(chǎn)生分離流，降低 能量損失的優(yōu)點。 陽0化]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是： 一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特殊之處在于，該方法是采用收縮管或 收縮/擴(kuò)張管在其出口端與各種翼表面平行的位置向各種翼的跨聲速激波位置吹氣控制 跨聲速抖振，其吹氣位置從激波當(dāng)?shù)氐淖钕掠挝恢瞄_始，逐步向上游移動且一定超過激波 最上游位置，直到快接近前緣位置為止，在運(yùn)個區(qū)間內(nèi)，借助于試驗或者數(shù)值模擬方法來研 究吹氣位置對抖振的控制效果，并得到優(yōu)化位置。
[0006]上述吹氣的量和吹氣管道入口的總壓、吹氣管道的最小橫截面面積W及吹氣管口 處的氣流壓力有關(guān)，根據(jù)一維管流的等賭關(guān)系式可計算；所述等賭關(guān)系式的計算具體是： 若在最小截面處達(dá)到音速，且記最小截面面積為A%任意位置截面面積為A，該位置的 馬赫數(shù)為M，則有：
根據(jù)上式，可計算出任意截面位置A的馬赫數(shù)M ;然后根據(jù)等賭關(guān)系式，結(jié)合吹氣口位 置的總壓、總溫、總密度，就可W確定該截面位置的密度、溫度、音速，總而求得吹氣流量；若 代入的面積A為吹氣管出口的值，則求得的就是吹氣管出口的流量。
[0007] 上述吹氣采用狹縫吹氣，其吹氣狹縫的高度不超過各種翼當(dāng)?shù)靥卣飨议L的5%。
[0008] 上述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特殊之處在于：在狹縫吹氣的下端 出口，采用樣條曲面將吹氣端口與各種翼的表面光滑過渡，實現(xiàn)吹氣的平滑流動而不產(chǎn)生 分離流，降低能量損失。
[0009] 上述激波位置的確定可W通過風(fēng)桐試驗或者數(shù)值模擬方法得到；風(fēng)桐試驗技術(shù)包 括流場顯示技術(shù)中的多普勒激光測速、粒子成像技術(shù)、表面油流顯示W(wǎng)及壓力涂層均可W 用于確定激波位置；數(shù)值模擬方法通過求解化ler方程或者化Vier-Stokes方程，借助于壓 力云圖或者馬赫數(shù)云可圖，直接確定激波位置。
[0010] 上述各種翼包括飛機(jī)的機(jī)翼、導(dǎo)彈的彈翼和旋翼飛行器的旋翼。
[0011] 一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，其特殊之處在于：包括邊界進(jìn)行 適當(dāng)彎曲的收縮管或者收縮/擴(kuò)張管，其能夠安裝在各種翼內(nèi)部，并將出口端與各種翼的 表面平行。
[0012] 上述出口端吹氣采用狹縫吹氣，其吹氣狹縫的高度不超過各種翼當(dāng)?shù)靥卣飨议L的 5〇/〇。
[0013] 上述出口端采用樣條曲面將吹氣端口與各種翼的表面光滑過渡。
[0014] 上述收縮管或者收縮/擴(kuò)張管為Venturi管或Laval管。
[0015] 本發(fā)明的優(yōu)點在于： 本發(fā)明利用基于Venturi管或Laval管的切向狹縫吹氣裝置來實現(xiàn)對跨聲速抖振的控 制。
[0016] 本發(fā)明所提出的控制方式具有如下優(yōu)點： (1)裝置簡潔。僅采用簡單的Venturi管或Laval管為基準(zhǔn)裝置實現(xiàn)主動吹氣控制。
[0017] (2)位置明確。僅在激波最下游位置的上游開展吹氣控制。
[001引（3)對流場的擾動較小。狹縫高度不超過各種翼當(dāng)?shù)叵议L的5%。
[0019] (4)光滑過渡。在吹氣端口下端采用光滑樣條曲面實現(xiàn)與下游翼面的表面的光滑 過渡，不產(chǎn)生分離流，降低能量損失。
【附圖說明】
[0020] 圖1為試驗方法確定的激波位置； 圖2為CFD模擬的激波位置； 圖3為W表面壓力分布表征的激波厚度； 圖4為在當(dāng)?shù)丶げǖ淖钕掠挝恢玫纳嫌芜M(jìn)行吹氣； 圖5為收縮管及收縮/擴(kuò)張管的示意圖； 圖6為收縮管或收縮/擴(kuò)張管的切向吹氣示意圖； 圖7為有無吹氣控制的升力系數(shù)功率譜密度圖。
【具體實施方式】
[0021] 本發(fā)明一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，該方法是采用收縮管或收縮/ 擴(kuò)張管在其出口端與各種翼表面平行的位置向各種翼的跨聲速激波位置吹氣控制跨聲速 抖振，其吹氣位置從激波當(dāng)?shù)氐淖钕掠挝恢瞄_始，逐步向上游移動且一定超過激波最上游 位置，直到快接近前緣位置為止，在運(yùn)個區(qū)間內(nèi)，借助于試驗或者數(shù)值模擬方法來研究吹氣 位置對抖振的控制效果，并得到優(yōu)化位置。
[0022] 吹氣的量和吹氣管道入口的總壓、吹氣管道的最小橫截面面積化及吹氣管口處的 氣流壓力有關(guān)，可根據(jù)一維管流的等賭關(guān)系式計算。
[0023] 等賭關(guān)系式的計算具體是： 若在最小截面處達(dá)到音速，且記最小截面面積為A%任意位置截面面積為A，該位置的 馬赫數(shù)為M，則有：
根數(shù)上式，可計算出任意截面位置A的馬赫數(shù)M;然后根據(jù)等賭關(guān)系式，結(jié)合吹氣口位 置的總壓、總溫、總密度，就可W確定該截面位置的密度、溫度、音速，總而求得吹氣流量；若 代入的面積A為吹氣管出口的值，則求得的就是吹氣管出口的流量。
[0024] 吹氣采用狹縫吹氣，其吹氣狹縫的高度不超過各種翼當(dāng)?shù)靥卣飨议L的5%。 陽0巧]切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于：在狹縫吹氣的下端出口，采用 樣條曲面將吹氣端口與各