一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的製作方法

2023-06-11 01:29:16 1

專利名稱：一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的製作方法
技術領域：
本發明涉及飛行器翼型，特別涉及一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的結構。
背景技術：
在飛行器發展的一百多年的歷史裡，如何使飛行器獲得更高的氣動性能，一直是各方面研究所追求的重點目標。在飛行器發展的初期，著名的空氣動力學家I^andtl最早提出了對流動進行控制，從而提高飛行器空氣動力學性能這一重要理念。當時，這種控制流動的技術是以邊界層控制的形式提出的。在實際應用中，通過表面切向吹氣對邊界層進行控制，取得了重大的成功。但是，傳統的邊界層控制，存在著諸如技術複雜，管道系統產生的附加質量過大等問題，制約了它的應用。近些年來，流動控制技術逐步發展起來，成為了一種具有廣闊發展前途的新技術。 2002年2月，中國航空工業發展研究中心對21世紀的航空前沿技術進行了全面的掃描，在重點分析40項航空前沿技術的創新性、實用性、技術可行性和經濟可行性的基礎上，選出了 10項最有發展潛力的航空前沿技術，其第5項就是「先進主動流動控制技術」，因為它有著廣闊的應用空間。國內外學者對流動控制技術進行了大量實驗。有的學者通過對翼型採取周期性俯仰振動的方式對流動進行控制，使最大升力獲得了 120%的增益；有的學者採取襟翼振動的方式控制流動分離，使失速攻角後升力增加了 70% ；有的學者採取在翼型前緣增加振動柱體來控制流動，使得失速攻角推遲近80%。可見，通過採取流動控制，使得翼型的氣動性能獲得了顯著的提高。然而，實際中，上述對流動的控制技術在應用上還存在著諸多問題。對於周期性俯仰振動技術，在應用於飛行器時，尤其是對於高速飛行器，由於大幅度的俯仰振動，降低了飛行器的安全性，提高了其對材料的要求，增加了應用的難度。在實驗中，襟翼振動具有較高的頻率，因此在應用上同樣存在著困難。因此，目前所採用的流動控制技術在應用上還並不成熟，並且存在一系列的問題。

發明內容
本發明的目的，是提供一種增升減阻效果明顯的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型。通過對翼型局部彈性結構加載強迫振動，或者利用其在飛行過程中，與流體發生強烈的流固耦合所產生的自激振動，對流動進行控制，從而提高翼型的氣動性能。本發明的目的是通過以下技術方案實現的一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，該翼型的前緣處設有空腔、及將空腔的開口覆蓋住的彈性蒙皮。優選的，所述空腔在該翼型的吸力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，其中通過該彈性蒙皮與來流發生強烈的流固耦合作用，使得該彈性蒙皮進行自激振動。優選的，所述空腔在該翼型的吸力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，該翼型還設有收容在所述空腔內的激振器、固定裝置及彈簧，其中所述彈簧的一端通過固定裝置連接在激振器上，該彈簧的另一端固定在所述彈性蒙皮的中心，其中通過激振器帶動彈簧動作，彈簧動作帶動所述彈性蒙皮進行強迫振動。優選的，所述空腔在該翼型的壓力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，其中通過該彈性蒙皮與來流發生強烈的流固耦合作用，使得該彈性蒙皮進行自激振動。優選的，所述空腔在該翼型的壓力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，該翼型還設有收容在所述空腔內的激振器、固定裝置及彈簧，其中所述彈簧的一端通過固定裝置連接在激振器上，該彈簧的另一端固定在所述彈性蒙皮的中心，其中通過激振器帶動彈簧動作，彈簧動作帶動所述彈性蒙皮進行強迫振動。優選的，所述彈性蒙皮為聚酯纖維薄片。優選的，所述激振器的振幅為5mm，振動頻率為OHz 200Hz。本發明具有以下有益效果其一，具有彈性結構的翼型能夠大幅提高升力、降低阻力，提高了翼型的氣動性能。由前對風洞中空氣動力學實驗結果所列出的那樣，相較於傳統翼型，本發明所述的控制表面流體流動的翼型具有卓越的提高翼型氣動性能的優勢。其二，具有結構簡單，體積小，無過多附加質量的特點。在翼型前緣處的空腔中固定激振器，其體積小，質量輕，將柔性材料作為彈性蒙皮，其結構簡單，無附加體積，質量相較剛性蒙皮更輕。其三，本發明所述的翼型便於控制。其中的激振器可以改變振動頻率，從而改變彈性蒙皮的振動頻率，以適應不同工況要求。其四，具有很高的安全性。相較於其他控制流動技術所採用的整體或襟翼的大幅振動，在實際中，本發明所述的翼型有著更大的優勢。由於只是採取局部彈性蒙皮的振動，本發明可以達到較高的振動頻率，而對材料沒有過高的要求，另一方面，也保證了飛行器有較高的安全性。本發明通過對彈性結構加載強迫振動，或者利用其在飛行過程中，與流體發生強烈的流固耦合所產生的自激振動，對流動進行控制，從而提高翼型的氣動性能。本發明所述的翼型具有增升減阻效果明顯、結構簡單、體積小、質量輕、便於控制、安全性高等優點，並且具有很大的實際應用價值，提供了翼型發展的新思路。


圖1是符合本發明的第一實施例的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的結構示意圖；圖2是符合本發明的第二實施例的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的結構示意圖；圖3是符合本發明的第三實施例的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的結構示意圖；圖4是符合本發明的第四實施例的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型的結構示意圖；圖5是圖2所示的空氣動力學高性能翼型的彈性智能蒙皮、激振器和彈簧的工作原理示意圖；圖6是圖2所示的空氣動力學高性能翼型的彈性智能蒙皮、激振器和彈簧的另一工作原理示意圖。
具體實施例方式下面將結合附圖對本發明作進一步說明。但本發明的內容不僅僅局限如此。本發明在對翼型繞流問題的研究中，發現前緣剪切層對於不同的擾動具有豐富的響應譜。通過在這一區域加載適當的擾動，能夠使得分離流動內部出現共振，從而出現更加規則的流動。在這一非線性過程中，前緣剪切層中小渦的合併現象加劇，引發了更加強烈的夾帶和更強的升力渦。與此同時，使得後緣渦向下遊移動。上述理論說明了前緣是翼型對擾動的敏感區域，因此選取在該處加載局部彈性結構。同時，採取兩種不同的技術方案實現在彈性區域加載擾動。其一是通過採用適當彈性模量的柔性材料作為彈性蒙皮，在飛行器飛行時產生自激振蕩。由於來流與彈性蒙皮間發生強烈的流固耦合現象，從而實現在局部彈性蒙皮處加載振動。分別選取翼型吸力面和壓力面的前緣加載這種自激振動。其二是通過翼型內置的振動系統對局部彈性結構加載強迫振動。在翼型前緣處設置一個空腔，在其中固定激振器，通過信號線與外部連接，可以改變其振動頻率。同時將振動系統與彈性蒙皮連接，從而實現對彈性蒙皮加載強迫振動。分別選取翼型吸力面和壓力面的前緣加載這種強迫振動。實施例1 請參閱圖1，本實施例中用於飛行器的空氣動力學高性能翼型1選取NACA0015翼型。該翼型1的弦長為800mm，實驗部分展向寬度為200mm。該翼型1在其前緣2. 2mm到 126. 4mm處開設空腔11、以及覆蓋在空腔11上的彈性結構12。所述彈性結構12為彈性蒙皮12。該空腔11在該翼型1的吸力面13設有開口，彈性蒙皮12覆蓋在所述開口的表面， 並且該彈性蒙皮12的四周被固定在翼型1上。在具體實施過程中，彈性蒙皮12在翼型1 的吸力面13上，由於彈性蒙皮12是柔性材料，其與來流發生強烈的流固耦合作用，一方面， 彈性蒙皮12在流體載荷作用下會產生變形，另一方面，彈性蒙皮12的變形又反過來影響流動，從而實現了彈性蒙皮12的自激振動。實施例2 請參閱圖2，本實施例中用於飛行器的空氣動力學高性能翼型2同樣選取 NACAOO15翼型。該翼型2在其前緣2. 2mm到126. 4mm處開設空腔21、以及覆蓋在空腔21上的彈性結構22。所述彈性結構22為彈性蒙皮22。該空腔21在該翼型2的吸力面23設有開口，彈性蒙皮22覆蓋在所述開口的表面，並且該彈性蒙皮22的四周被固定在翼型2上。 該翼型2還設有收容在空腔21內的激振器24、固定裝置25及彈簧26。所述激振器M的振幅為5mm，振動頻率可以從OHz到200Hz間變化。所述彈簧沈的一端由固定裝置25連接在激振器M上，彈簧沈的另一端固定在彈性蒙皮22的中心。本實施例中，通過外部電壓電流控制，使得激振器M處於OHz到200Hz之間的任一激振頻率，以實現彈性蒙皮22的局部振動。請參照圖5及圖6，當激振器M達到最低點時，彈簧沈復原，長度恢復到初始的尺寸，將彈性蒙皮22向上頂起；當激振器M達到最高點時，彈簧沈發生變形，長度變短， 將彈性蒙皮22向下拉。通過激振器M的往復振動，使得彈性蒙皮22出現周期性振動，這就是本實施例的工作原理。彈性蒙皮22採用柔性材料，在彈性蒙皮22的中心，設置與彈簧 26的連接固定結構(未圖示)。實施例3
請參閱圖3，本實施例中用於飛行器的空氣動力學高性能翼型3設有空腔31及彈性蒙皮32，其與實施例1中的結構基本相同。不同的是空腔31是在翼型3的壓力面33開口，彈性蒙皮32覆蓋在該開口的表面。實施例4 請參閱圖4，本實施例中用於飛行器的空氣動力學高性能翼型4設有空腔41、彈性蒙皮42、激振器44、固定裝置45及彈簧46，其與實施例2中的結構基本相同。不同的是空腔41是在翼型4的壓力面43設有開口，彈性蒙皮42覆蓋在該開口的表面。其具體的工作原理同實施例2 —樣，在此不再重複敘述。本發明的積極效果在於，通過採用局部彈性智能結構，使得翼型的升力增加，阻力降低，並且使得翼型氣動性能獲得大幅提升。為了驗證具有局部彈性智能結構翼型的積極效果，在西北工業大學翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室的NF-3風洞進行對其進行了空氣動力學實驗。NF-3低速風洞的二元試驗段截面積為:3mX 1. 6m，紊流度低於0. 05%, 本發明的測試範圍在風洞的馬赫數為0. 05到0. 2間進行。通過大量的風洞實驗得出，採取實施例1時，升力係數的提升最高可達到67%，阻力係數的降低最高可達到89%，升阻比的提升最高可達到810% ；採取實施例2時，相較於傳統NACA0015翼型，升力係數的提升最高可達到138%，阻力係數的降低最高可達到87%，升阻比的提升最高可達到733% ；採取實施例3時，升力係數的提升最高可達到56%，阻力係數的降低最高可達到80%，升阻比的提升最高可達到560%，失速攻角的推遲最多可達到3° ；採取實施例4時，升力係數的提升最高可達到75 %，阻力係數的降低最高可達到74 %，升阻比的提升最高可達到652 %，失速攻角的推遲最多可達到2°。以上內容是結合具體的優選實施方式對本發明所作的進一步詳細說明，不能認定本發明的具體實施方式
僅限於此，對於本發明所屬技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干簡單的推演或替換，都應當視為屬於本發明由所提交的權利要求書確定專利保護範圍。
權利要求
1.一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於該翼型(1、2、3、4)的前緣處設有空腔(11、21、31、41)、及將空腔的開口覆蓋住的彈性蒙皮(12、22、32、42)。
2.如權利要求1所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述空腔 (11)在該翼型(1)的吸力面(13、23)的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，其中通過該彈性蒙皮與來流發生強烈的流固耦合作用，使得該彈性蒙皮進行自激振動。
3.如權利要求1所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述空腔 (21)在該翼型O)的吸力面03)的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，該翼型還設有收容在所述空腔內的激振器(M)、固定裝置0 及彈簧(26)，其中所述彈簧的一端通過固定裝置連接在激振器上，該彈簧的另一端固定在所述彈性蒙皮的中心， 其中通過激振器帶動彈簧動作，彈簧動作帶動所述彈性蒙皮進行強迫振動。
4.如權利要求1所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述空腔 (31)在該翼型(3)的壓力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，其中通過該彈性蒙皮與來流發生強烈的流固耦合作用，使得該彈性蒙皮進行自激振動。
5.如權利要求1所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述空腔 (41)在該翼型的壓力面的前緣處設有開口，所述彈性蒙皮覆蓋在該空腔的開口上，該翼型還設有收容在所述空腔內的激振器(44)、固定裝置0 及彈簧(46)，其中所述彈簧的一端通過固定裝置連接在激振器上，該彈簧的另一端固定在所述彈性蒙皮的中心，其中通過激振器帶動彈簧動作，彈簧動作帶動所述彈性蒙皮進行強迫振動。
6.如權利要求1所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述彈性蒙皮為聚酯纖維薄片。
7.如權利要求3或5所述的用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，其特徵在於所述激振器的振幅為5mm，振動頻率為OHz 200Hz。
全文摘要
本發明涉及一種用於飛行器的空氣動力學高性能翼型，該翼型的前緣處設有空腔、及將空腔的開口覆蓋住的彈性蒙皮。本發明通過對彈性結構加載強迫振動，或者利用其在飛行過程中，與流體發生強烈的流固耦合所產生的自激振動，對流動進行控制，從而提高翼型的氣動性能。本發明所述的翼型具有增升減阻效果明顯、結構簡單、體積小、質量輕、便於控制、安全性高等優點，並且具有很大的實際應用價值，提供了翼型發展的新思路。
文檔編號B64C3/14GK102358416SQ20111025900
公開日2012年2月22日 申請日期2011年9月5日 優先權日2011年9月5日
發明者孫旭, 張家忠, 梅冠華, 陳嘉輝 申請人:西安交通大學