一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構的製作方法
2023-05-18 22:53:21
專利名稱：一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種運輸機的機翼結構，更特別地說，是指一種具有層流流動控制和 分離控制的機翼結構。本發明設計的機翼通過減小機翼上翼面的摩擦阻力和抑制邊界 層分離，能夠節省燃油量，降低運輸機的運行成本。
背景技術：
當氣流繞過機翼後，由於氣流粘性的作用，在其翼面(上翼面、下翼面)存在一 個很薄的剪切層，被稱作邊界層。邊界層有層流和湍流兩種流態，轉捩是邊界層中的 流態由層流過渡為湍流的過程(參見圖1B所示)。圖中，機翼上翼面2從前緣點A 至第二轉捩起點O為層流區，第二轉捩起點O至第二轉捩終點P為過渡區，第二轉 捩終點P至後緣點E為湍流區。在層流區內產生了兩個邊界層分布(一是無吸氣區 的起始發展階段薄邊界層的速度分布211 ，二是無吸氣區的充分發展後的厚邊界層的 速度分布212);在湍流區內產生了兩個邊界層分布(一是無吹氣區上遊的邊界層速 度分布214， 二是無吹氣作用下的邊界層速度分布215)。轉捩是一個十分複雜的流 動變化過程，工程上常把轉捩過程簡化為一個突變現象。影響轉捩的主要因素是雷諾 數，若邊界層當地雷諾數達到某一臨界值時，即發生轉捩。轉捩還受其他許多因素影 響，如外流的原始湍流度、逆壓梯度、流過曲面時離心力的作用、物面粗糙度、噪聲 以及流體與物體間的熱交換等。
相對於湍流邊界層，層流邊界層具有較低的摩擦阻力。目前，國外對大型運輸機 阻力問題十分重視，美國已經將降低摩擦阻力列為大型運輸機設計四項先進技術中的 一項。歐洲減阻網也將層流流動控制技術列為重點研究領域之一。對於一個亞音速運 輸機，表面摩擦阻力佔總阻力的50%左右，且在同一雷諾數下，層流摩阻比湍流摩 阻小80 90%。因此，減小摩擦阻力最有效的方法就是阻止邊界層流動從層流較早 地轉變為湍流，儘可能擴大機翼上翼面的層流流動區域。層流流動控制實質上就是通 過釆取控制措施，使失穩的邊界層變得穩定，延遲邊界層流動從層流到湍流的轉捩， 從而減小摩擦阻力。
另外，由於氣流粘性的作用以及邊界層內存在的流向逆壓梯度，使邊界層內的流 體會逐漸減速，最後整個邊界層內的流體的動能都被粘性應力給耗散掉，流體不能再 朝下遊流動了，然而上遊的還未減速的邊界層還在源源不斷地追趕上來，邊界層內的 流體因為無法繼續貼著上翼面流動而離開了上翼面，流動出現了分離。由於分離後背 風面壓強低於機翼前部的壓強，故存在壓差阻力，且分離區越大，壓差阻力越大，甚 至在嚴重的分離情況下，會使升力急劇下降，出現失速現象。因此，採用有效的方法， 避免邊界層的分離是非常必要的。 發明 內 容
本發明的目的是提供一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，該豐幾翼結構 能耗小、效率高， 一方面通過在豐幾翼1的上翼面2上設置多個A微孔21、 B微孔 22，且A微孔21、 B微孔22通過氣流通道4形成氣流通路；另一方面在機翼1的 內部設置多段結構的氣流通道4，並在氣流通道4內安裝多個吸氣泵3來產生吹氣量； 本發明設計的機翼結構能夠實現機翼1的上翼面2前緣吸氣、後緣吹氣，進而對邊 界層流動進行千擾控制；這樣不僅能夠推遲邊界層轉捩，減小摩擦阻力；而且能控制 邊界層分離，改善機翼失速特性。
本發明是一種具有層流流動控制和分離控制的豐幾翼結構，該機翼結構是在機翼1 的上翼面2的縱向中心線的前端採用雷射鑽洞技術鈷有多個A微孔21，所述A微孔 21按行列整齊排列形成吸氣區；在機翼1的上翼面2的縱向中心線的後端採用雷射 鈷洞技術鈷有多個B微孔22，所述B微孔22按行列整齊排列形成吹氣區；吸氣區 與吹氣區的聯通通道稱作氣流通道4，即氣流通道4的入口與吸氣區導通，氣流通道 4的出口與吹氣區導通。氣流通道4設置在機翼1內，所述氣流通道4由前氣流道 41、中間氣流道43、後氣流道42構成，中間氣流道43設置在前氣流道41、後氣 流道42之間，呈橢圓形，且中間氣流道43內安裝有吸氣泵3;前氣流道41與後氣 流道42設計成喇叭形，且相對放置。
所述前氣流道41將由吸氣區流入的流體在喇叭尾部(前氣流道41的喇叭尾部) 逐漸變窄，造成通道內的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強減小，這樣使上翼 面2的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道4內。
所述後氣流道42是將從中間氣流道43流出的流體首先在喇叭尾部(後氣流道 42的喇叭尾部)逐漸變窄，然後在喇叭口逐漸變寬，使得通道內的流體流速減小而 壓力增大，這樣使從吸氣區吸入的氣流更易被吹氣區排放到主流中。
本發明具有層流流動控制和分離控制的機翼結構的優點在於採用在機翼上翼面 開設微孔方式和在機翼內設置氣流通道，能夠推遲邊界層轉捩位置、減小摩擦阻力， 控制邊界層分離，改善機翼失速特性。因此，微孔與氣流通道的組合不僅能減小摩擦 阻力，而且能夠有效控制邊界層分離，具有雙重控制作用。
圖1是本發明具有層流流動控制和分離控制的機翼剖視圖。
圖1A是本發明具有層流流動控制的邊界層速度分布結構示意圖。
圖1B是未改進的邊界層速度分布結構示意圖。
圖2是未改進近壁面的流場結構示意圖。
圖3是具有本發明的機翼結構在實施吸、吹氣控制後的近壁面流場結構示意圖。 圖4是本發明A微孔的設置布局示意圖。 圖5是本發明B微孔的設置布局示意圖。 圖6是常規飛機的俯視簡圖。
圖中 l.機翼 2.上翼面 21.A微孔 22.B微孔
201.起始發展階段薄邊界層的速度分布 202.充分發展後的厚邊界層的速度分布 203.吸氣作用下變薄的邊界層速度分布 204.吹氣區上遊的邊界層速度分布 205.吹氣作用下的邊界層速度分布
211. 無吸氣區的起始發展階段薄邊界層的速度分布
212. 無吸氣區的充分發展後的厚邊界層的速度分布
214. 無吹氣區上遊的邊界層速度分布
215. 無吹氣作用下的邊界層速度分布
3.吸氣泵 4.氣流通道 41.前氣流道 42.後氣流道
43.中間氣流道 5.弦長
具體實施例方式
下面將結合附圖對本發明做進一步的詳細說明。
本發明設計的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，通過在機翼1的上翼 面2的前後分別設置不同孔徑的多個微孔，該開設的微孔與氣流通道構成吸、吹通 路，從而改變了轉捩在機翼1的上翼面2的設置點。推遲的轉捩位置能夠減小摩擦
阻力，控制邊界層分離，改善機翼失速特性。在氣流通道內設置多個吸氣泵，通過調 節吹、吸氣量，能夠使流過翼型前緣表面邊界層底層的低速流體被吸走，從而使邊界 層變薄，達到推遲邊界層從層流到湍流的轉捩，減小物體表面的摩擦阻力。
參見圖1、圖1A所示，本發明是一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構， 該機翼結構是在機翼1的上翼面2的縱向中心線的前端採用雷射鑽洞技術鈷有多個A 微孔21 ，所述A微孔21按行列整齊排列形成吸氣區(參見圖4所示)；在機翼1 的上翼面2的縱向中心線的後端採用雷射鑽洞技術鑽有多個B微孔22,所述B微孔 22按行列整齊排列形成吹氣區(參見圖5所示)；吸氣區與吹氣區的聯通通道稱作氣 流通道4，即氣流通道4的入口與吸氣區導通，氣流通道4的出口與吹氣區導通。A 微孔21的孔徑為50 100/^，相鄰兩微孔之間的間距為0.5 lmw。 B微孔22 的孔徑為0.5~ 1 wm ，相鄰兩微孔之間的間距為5 10 wm 。
(參見圖1A、圖6所示)在本發明中，吸氣區的區域是在3~15%弦長、40 80%展長(前一個展寬)的範圍。吹氣區的區域是在60 90%弦長、40 80%展 長(後一個展寬)的範圍。弦長5是指前緣點A與後緣點E之間的連線。展長是指 機翼的展寬，展寬是從前緣點A與後緣點E逐漸縮小的， 一般機翼前緣寬度比機翼 後緣寬度要寬。
在本發明中，氣流通道4設置在機翼1內，所述氣流通道4由前氣流道41、中 間氣流道43、後氣流道42構成，中間氣流道43設置在前氣流道41、後氣流道42 之間，呈橢圓形，且中間氣流道43內安裝有吸氣泵3;前氣流道41與後氣流道42 設計成喇叭形，且相對放置。
所述前氣流道41將由吸氣區流入的流體在喇叭尾部(前氣流道41的喇叭尾部) 逐漸變窄，造成通道內的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強減小，這樣使上翼 面2的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道4內。
所述後氣流道42是將從中間氣流道43流出的流體首先在喇叭尾部(後氣流道 42的喇叭尾部)逐漸變窄，然後在喇叭口逐漸變寬，使得通道內的流體流速減小而 壓力增大，這樣使從吸氣區吸入的氣流更易被吹氣區排放到主流中。
本發明橢圓形中間氣流道43內安裝有2 10個吸氣泵3，吸氣泵3輸出的氣量 可任意調節。通過調節吸氣泵3的輸出氣量，能夠實現機翼前緣吸氣、後緣吹氣，
進而對邊界層流動進行幹擾控制。吸氣泵3具有吸氣和排氣功能，其壓縮比(排氣 和進氣壓力的比值)為1.2~1.8。中間氣流道43中的全部吸氣泵3產生的吹氣量 為2~15X10—5MPa 。
本發明設計的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，由於層流摩擦阻力CCT 比湍流摩擦阻力C^小，減小了機翼總摩擦阻力& (& = Cw + )。通過阻止邊界 層流動從層流較早地轉變為湍流，儘可能擴大機翼l表面(本發明僅涉及上翼面2) 的層流流動區域。在吸氣作用下，流過機翼1前緣表面邊界層底層的低速流體被吸 走，上翼面2的層流邊界層會變薄，而薄的邊界層能更有效地抑制轉捩的發生，這 就使得轉捩位置明顯推後，上翼面2的邊界層層流流動範圍顯著增加，因而能減小 上翼面2的摩擦阻力。
參見圖1A所示，在本發明中，根據不同點的設置使機翼1的上翼面2分劃為層 流區、過渡區、湍流區，前緣點A與第一轉捩起點M之間為層流區，第一轉捩起點 M與第一轉捩終點N之間為過渡區，第一轉捩終點N與後緣點E之間為湍流區。在 層流區採用雷射鑽洞技術鑽有多個A微孔21形成的吸氣區，且吸氣區的範圍為前緣 點A與吸氣終點B之間。在湍流區採用雷射鈷洞技術鑽有多個B微孔22形成的吹 氣區，且吹氣區的範圍為吹氣起點C與吹氣終點D之間。當邊界層厚度超過臨界值 時，邊界層流動開始從層流轉變為湍流，此時流動開始發生轉變的位置為轉捩起點位 置(即第一轉捩起點M)，邊界層流動轉變為完全發展湍流的位置為轉捩終點位置(即 第一轉捩終點N)，以第一轉捩終點N的下遊(第一轉捩終點N至後緣點E的範圍) 的邊界層流動為湍流流動。從圖1A中可知，在前緣點A至第一轉捩起點M的範圍 內邊界層流動的速度分布為有起始發展階段薄邊界層的速度分布201、充分發展後 的厚邊界層的速度分布202、吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203 (由於推遲邊 界層轉捩位置所產生的，則吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203就起到了減小摩 擦阻力和控制邊界層分離的雙重作用，可以從圖1A與圖1B對比看出)；第一轉捩 終點N至後緣點E的範圍內邊界層流動的速度分布為有吹氣區上遊的邊界層速度 分布204、吹氣作用下的邊界層速度分布205。本發明通過在上翼面2上設置多個 A微孔21能夠使轉捩位置明顯推後，且在第一轉捩起點M與吸氣終點B之間再形 成一個吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203，有效地減小了上翼面2的摩擦阻力， 節省了燃油量。 參見圖1B所示，當氣流繞過機翼1的上翼面2時，由於粘性的作用，在第二邊 界層邊緣與上翼面2之間形成邊界層。這4^l界層內部在起始階段為層流流動，其 厚度從駐點(是指氣流在翼面的速度為零時的點)開始沿風向方向逐漸增厚，當邊界 層厚度超過臨界值時，邊界層流動開始從層流轉變為湍流，此時流動開始發生轉變的 位置為轉捩起點位置(即第二轉捩起點O)，邊界層流動轉變為完全發展湍流的位置 為轉捩終點位置(即第二轉捩終點P)，以第二轉捩終點P的下遊(第二轉捩終點P 至後緣點E的範圍)的邊界層流動為湍流流動。從圖中可知，在前緣點A至第二轉 捩起點O的範圍內邊界層流動的典型速度分布為無吸氣區的起始發展階段薄邊界 層的速度分布211、無吸氣區的充分發展後的厚邊界層的速度分布212;第二轉捩 終點P至後緣點E的範圍內邊界層流動的典型速度分布為無吹氣區上遊的邊界層 速度分布214、無吹氣作用下的邊界層速度分布215。
通過對圖1A與圖1B所示的結構進行對比可以看出，圖1A中的層流邊界層比 圖1B中的層流邊界層要薄。
本發明具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，在吸氣泵3抽吸作用下，流 過機翼前緣表面邊界層底層的低速流體被吸走，使上翼面層流邊界層變薄，臨界雷諾 數(層流邊界層內部擾動開始放大的雷諾數)增大，從而能夠延遲轉捩的發生，擴大 上翼面層流流動的面積(參見圖3所示)；這些吸入的流體流經氣流通道4後，從lfl 翼後緣的多排B微孔22排出，排出的氣流使翼面邊界層內的流體獲得額外能量，使 近翼面低速氣流加速，邊界層速度梯度減小，吹氣區湍流邊界層摩擦阻力相應減小， 不會在吹氣區形成一個回流區(參見圖2所示)。因此，通過調整吹吸氣量，吸氣和 吹氣能使上翼面的總摩擦阻力減小；同時吸、吹氣能使邊界層變得飽滿，抑制流動分 離現象的發生，從而改善機翼失速特性。
權利要求
1、一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於該機翼(1)的上翼面(2)的縱向中心線的前端有多個A微孔(21)，所述A微孔(21)按行列整齊排列形成吸氣區；該機翼(1)的上翼面(2)的縱向中心線的後端有多個B微孔(22)，所述B微孔(22)按行列整齊排列形成吹氣區；吸氣區與吹氣區的聯通通道稱作氣流通道(4)，即氣流通道(4)的入口與吸氣區導通，氣流通道(4)的出口與吹氣區導通；所述氣流通道(4)設置在機翼(1)內；所述氣流通道(4)由前氣流道(41)、中間氣流道(43)、後氣流道(42)構成，中間氣流道(43)設置在前氣流道(41)、後氣流道(42)之間，呈橢圓形，且中間氣流道(43)內安裝有吸氣泵(3)；前氣流道(41)與後氣流道(42)設計成喇叭形，且相對放置；所述前氣流道(41)將由吸氣區流入的流體在喇叭尾部逐漸變窄，造成通道內的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強減小，這樣使上翼面(2)的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道(4)內；所述後氣流道(42)是將從中間氣流道(43)流出的流體首先在喇叭尾部逐漸變窄，然後在喇叭口逐漸變寬，使得通道內的流體流速減小而壓力增大，這樣使從吸氣區吸入的氣流更易被吹氣區排放到主流中。
2、 +艮據權利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的禾幾翼結構，其特徵在於 A微孔(21)的孔徑為50 100//m，相鄰兩A微孔(21)之間的間距為0.5~1 n/w 。
3、 ^艮據權利要求l所述的具有層流流動控制和分離控制的lfl翼結構，其特徵在於 B微孔(22)的孔徑為0.5 1 mm ，相鄰兩B微孔(22)之間的間距為5 10mw
4、 根據權利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於 吸氣區的區域是在3 15%弦長、40 80%展長的範圍。
5、 糹艮據^又利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於-. 吹氣區的區域是在60~90%弦長、40 80%展長的範圍。
6、 根據;f又利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於: 中間氣流道(43)內安裝有2 10個吸氣泵(3)。
7、 根據權利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於: 吸氣泵(3〉的壓縮比為1.2 1.8。
8、 根據權利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，其特徵在於: 中間氣流道(43)中全部吸氣泵(3)產生的吹氣量為2 15X10—SWP"。
全文摘要
本發明公開了一種具有層流流動控制和分離控制的機翼結構，該機翼的上翼面的縱向中心線的前端有多個A微孔，所述A微孔按行列整齊排列形成吸氣區；該機翼的上翼面的縱向中心線的後端有多個B微孔，所述B微孔按行列整齊排列形成吹氣區；吸氣區與吹氣區的聯通通道稱作氣流通道，即氣流通道的入口與吸氣區導通，氣流通道的出口與吹氣區導通；所述氣流通道設置在機翼內；所述氣流通道由前氣流道、中間氣流道、後氣流道構成，中間氣流道呈橢圓形，且中間氣流道內安裝有吸氣泵；前氣流道與後氣流道設計成喇叭形，且相對放置；本發明的機翼通過調整吹、吸氣量這種控制方法能推遲邊界層從層流到湍流的轉捩，減小物體表面的摩擦阻力；同時還能延遲流動分離，改善翼型失速特性。
文檔編號B64C21/02GK101348170SQ200810119479
公開日2009年1月21日 申請日期2008年9月1日 優先權日2008年9月1日
發明者何雨薇, 佟增軍, 劉沛清, 段會申, 陳建中 申請人:北京航空航天大學