種翼的表面光滑過渡，實(shí)現(xiàn)吹氣的平滑流動(dòng)而不產(chǎn)生分離流，降 低能量損失。
[00%] 激波位置的確定可W通過風(fēng)桐試驗(yàn)或者數(shù)值模擬方法得到；風(fēng)桐試驗(yàn)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。
[0027] 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。
[0028] 一種上述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，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。
[0029] 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%。
[0030] 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。
[0031] 收縮管或者收縮/擴(kuò)張管為Venturi管或Laval管。 陽0巧具體地： 1)確定激波位置 參見圖1，激波位置的確定可W通過風(fēng)桐試驗(yàn)或者數(shù)值模擬方法得到。風(fēng)桐試驗(yàn)技術(shù)諸 如流場顯示技術(shù)(多普勒激光測速、粒子成像技術(shù)、表面油流顯示、壓力涂層等）均可W用于 確定激波位置；參見圖2,數(shù)值模擬方法可通過求解化ler方程或者化vier-Stokes方程， 借助于壓力云圖或者馬赫數(shù)云圖等，直接確定激波位置。
[0033] 2)確定激波厚度范圍 跨聲速激波具有一定的厚度范圍，其表現(xiàn)的具體形式參見圖3。
[0034] 3)吹氣位置 參見圖4,采用不同技術(shù)手段均可得到激波厚度范圍。吹氣位置從激波當(dāng)?shù)氐淖钕掠挝?置開始，逐步向上游移動(dòng)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(gè)區(qū) 間內(nèi)，借助于試驗(yàn)或者數(shù)值模擬方法來研究吹氣位置對抖振的控制效果。
[0035] 4)收縮管及收縮/擴(kuò)張管 參見圖5,低速氣流在收縮管道中可W加速減壓，從而提高氣流速度；低速氣流或在收 縮/擴(kuò)張管道中先加速，再減速，可W適當(dāng)控制出口端的靜壓。例如，Ven化ri管一種典型的 收縮/擴(kuò)張管道，當(dāng)?shù)退贇饬靼醇^方向，從最大截面流向最小截面時(shí)，可實(shí)現(xiàn)加速減壓； 在Laval管中，氣流速度可W持續(xù)加速至超聲速。
[0036] 5)吹氣控制示意圖 參見圖6,將收縮管或者收縮/擴(kuò)張管，例如Ven化ri管或Laval管的邊界進(jìn)行適當(dāng)彎 曲，使得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。
[0037] 6)吹氣狹縫高度 采用狹縫吹氣來實(shí)現(xiàn)，因此吹氣狹縫的高度不超過各種翼當(dāng)?shù)靥卣飨议L的5%，W避免 擾動(dòng)太強(qiáng)烈，致使損失了各種翼的基本氣動(dòng)性能。 陽0測 7)光滑過渡 在狹縫吹氣的下端出口，采用樣條曲面將吹氣端口與下游翼面的表面光滑過渡，實(shí)現(xiàn) 吹氣的平滑流動(dòng)而不產(chǎn)生分離流，降低能量損失。
[0039] 本發(fā)明吹氣控制跨聲速抖振的仿真數(shù)據(jù)，參見圖7,顯示有無吹氣控制的升力系數(shù) 功率譜密度。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于，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(dòng)且一定超過激波最 上游位置，直到快接近前緣位置為止，在這個(gè)區(qū)間內(nèi)，借助于試驗(yàn)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。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于：所述吹氣 的量和吹氣管道入口的總壓、吹氣管道的最小橫截面面積以及吹氣管口處的氣流壓力有 關(guān)，根據(jù)一維管流的等熵關(guān)系式可計(jì)算；所述等熵關(guān)系式的計(jì)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(jì)算出任意截面位置A的馬赫數(shù)M ;然后根據(jù)等熵關(guān)系式，結(jié)合吹氣口位 置的總壓、總溫、總密度，就可以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。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于：所述吹氣 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%。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述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種翼的表面光滑過渡，實(shí)現(xiàn)吹氣的平滑流動(dòng) 而不產(chǎn)生分離流，降低能量損失。5. 根據(jù)權(quán)利要求1~4任一所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于： 所述激波位置的確定可以通過風(fēng)洞試驗(yàn)或者數(shù)值模擬方法得到；風(fēng)洞試驗(yàn)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)、表面油流顯示以及壓力涂層均可以用于確定 激波位置；數(shù)值模擬方法通過求解Euler方程或者Navier-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。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法，其特征在于：所述各種 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。7. -種權(quán)利要求1所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，其特征在于：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。8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，其特征在于：所述 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%。9. 根據(jù)權(quán)利要求7所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，其特征在于：所述 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。10. 根據(jù)權(quán)利要求7~9所述切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的吹氣裝置，其特征在于： 所述收縮管或者收縮/擴(kuò)張管為Venturi管或Laval管。
【專利摘要】一種切向狹縫吹氣控制跨聲速抖振的方法及裝置，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(dòng)且一定超過激波最上游位置，直到快接近前緣位置為止，在這個(gè)區(qū)間內(nèi)，借助于試驗(yàn)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。本發(fā)明是以跨聲速抖振邊界推遲及抖振載荷減緩為目標(biāo)，以收縮管或收縮/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(dòng)較小，光滑過渡、不產(chǎn)生分離流，降低能量損失的優(yōu)點(diǎn)。
【IPC分類】B64C21/04
【公開號】CN105173064
【申請?zhí)枴?br>【發(fā)明人】黨會(huì)學(xué)
【申請人】黨會(huì)學(xué)
【公開日】2015年12月23日
【申請日】2015年9月22日