激波突起的製作方法

2023-11-30 09:02:36 2

專利名稱：激波突起的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種激波突起，並且涉及一種操作包括從空氣動力結構表面伸出的激 波突起的該空氣動力結構的方法。
背景技術：
當飛機在其設計馬赫數以上以跨音速飛行速度下操作時，機翼上的激波具有加強 並提高阻力的趨勢。在某個時刻，激波可變得足夠強，從而在激波的下遊產生流動分離，並 且該流動分離相應地可在機翼或控制表面上產生衝擊。該衝擊可從輕到重，並且可導致高 的局部動態負載、結構傳遞噪聲，或者使飛機的操作性能降低。由衝擊引起的激波的該現象已被公知並通過在激波前方應用葉片渦流發生器 (VVG)而先期得以解決。這樣的處理通常有效，但其帶來相關的寄生阻力增加，該寄生阻力 增加根據操作條件而存在於整個飛行包線上。如Holden H. A.和Babinsky H. (2003)的「使用3D裝置的激波/邊界層的幹擾控 制」(2003年1月6日至9日在美國內華達州裡諾市的第41屆航空航天科學會議和展覽的 論文no. AIAA 2003-447中)中所述，當跨音速流越過3-D激波突起時，超音速的局部狀態 產生具有λ狀波型的拖尾激波底部。US 2006/0060720使用激波控制凸起，以產生離開機翼的下表面延伸的激波。

發明內容
本發明的第一方面，提供一種激波突起，該激波突起包括發散前部和收斂後部，其 中，所述後部具有至少一個平面形式的等高線，該等高線具有一對凹入的相對側邊。本發明的第一方面的激波突起提供一種具有較低阻力的改進形狀。另外，所述後 部的凹入形狀旨在促進縱向漩渦的形成，該縱向漩渦在某些操作條件下可減少產生激波的 衝擊。平面形式的輪廓線的相對側邊可以是凸起的，並且分別在激波突起的後緣處的正 面彼此相交，或者可在尖端狀點處相交。通常，該激波突起具有前緣、後緣、內側緣和外側緣。所述突起可在其邊緣處逐漸 併入到所述表面中，或者可在其一個或更多個邊緣處具有凹進的突變部。通常，所述激波突起基本不具有尖銳的凸緣或凸起點。本發明的第二方面，提供一種空氣動力結構，該空氣動力結構包括從其表面伸出 的一個或更多個上述類型的激波突起。通常，每個所述激波突起的形狀和位置設置成使得 當該結構以跨音速移動時改變下述激波的結構，所述激波是指在不具有所述激波突起的情 況下鄰近所述空氣動力結構的表面形成的激波。這可與US 2006/0060720形成對比，該 US2006/0060720使用激波控制凸起，以產生否則在無激波控制凸起的情況下不會存在的激 波。本發明的第三方面，提供一種操作空氣動力結構的方法，該結構包括從其表面伸出的激波突起，該方法包括在第一條件下操作所述結構，在該第一條件下，所述激波突起上的流動基本完全 附著，並且在第二條件下操作所述結構，在該第二條件下，激波形成為與所述機翼的所述表 面相鄰，所述激波突起改變所述激波的結構，並且所述激波突起上的流動分離並形成一對 縱向漩渦。示例性地，所述第二條件是具有比所述第一條件高的流速和/或升力係數的條 件。該結構可包括機翼，諸如飛機機翼、水平尾翼或控制表面；飛機結構，諸如機艙、 外掛架或翼；或者渦輪葉片之類的任何其它類型的空氣動力結構。在為機翼的情況下，所述激波突起可位於該機翼的高壓表面(也就是說，在飛機 機翼的情況下為下表面)上，但更優選的是，該表面是機翼的低壓表面(也就是說，在飛機 機翼的情況下為上表面)。而且，激波突起通常均具有朝所述機翼的後緣定位的頂點，換言 之，其位於50%翼弦之後。所述突起的頂點可以是單一點，或者平臺。在為平臺的情況下， 則平臺的前緣朝機翼的後緣定位。


現在將參照附圖描述本發明的實施方式，附圖中圖1是具有一系列根據本發明第一實施方式的激波突起的飛機機翼的俯視圖，該 機翼在其「設計」操作條件下操作；圖2是沿線A-A剖取的、通過其中一個突起的中心的縱向剖視圖，機翼處於其「設 計」操作條件下；圖3是圖1的飛機機翼的俯視圖，機翼處於「非設計」操作條件下；圖4是沿線B-B剖取的、通過其中一個突起的中心的縱向剖視圖，機翼處於「非設 計」操作條件下；圖5是沿線C-C剖取的、通過其中一個突起的中心的橫向剖視圖；圖6是示出許多等高線的其中一個突起的俯視圖；以及圖7是具有一系列根據本發明第二實施方式的激波突起的陣列的飛機機翼的俯 視圖。
具體實施例方式圖1是飛機機翼的上表面的俯視圖。該機翼具有前緣1和後緣2，前緣1和後緣2 均相對於自由流方向後掠。機翼的上表面具有一系列從該表面伸出的激波突起。該系列激波突起包括第一組 激波突起3 ；以及位於第一組激波突起後面的第二組激波突起10。每個突起3、10均從機翼的公稱表面8突出，並且均在前緣3a、IOa ；後緣3b、IOb ； 內側緣3c、IOc和外側緣3d、IOd處與公稱表面8相接。突起的側面的下部凹進，並且逐漸 併入到公稱表面8中。例如，在圖2中，突起的前側的下部9在前緣3a處逐漸併入到公稱 表面8中。可選的是，在突起的一個或更多個邊緣處可具有突變部。例如，如虛線9a所示，突起的前側的下部可以是平的。在該情況下，激波突起的前側9a在前緣3a處以突變部與 公稱表面8相接。圖2是沿與自由流方向平行的線A-A剖取的、通過其中一個突起3的中心的剖視 圖。前/後剖面A-A的頂點7偏移到突起的中心6的後面。各突起3的頂點7位於50%翼弦之後，通常在60%至65%翼弦之間。在跨音速下，激波形成為與機翼的上表面正交。圖1和圖2示出了當飛機以一起 限定「設計」操作條件(大體與飛行包線的巡航段相關)的馬赫數和升力係數操作時激波 的位置4。在該「設計」操作條件下，激波突起3定位成在激波4中產生具有如圖2中所示 的λ狀波型的拖尾底部5，並且第二組激波突起10上的流動完全附著。如圖2中所示，當激波突起3在它們的最佳效果(激波4恰位於突起的頂點7的 前方)下操作時，拖尾底部5具有λ狀波型，使單個前激波5a朝向突起的前緣，單個後激 波5b位於頂點7的略前方。可選的是，拖尾底部的λ狀波型可具有一系列的扇狀前激波， 而不是僅具有單一的前激波5a。如圖3和4中所示，當機翼以與「非設計」操作條件相關的較大馬赫數或升力係數 操作時，第二組激波突起10定位成改變激波11的形成為與所述結構的表面相鄰的結構。當 升力係數或馬赫數增大時，激波向後移動到圖3中所示的位置11，並且激波突起10定位成 產生具有如圖4中所示的λ狀波型的拖尾激波底部5。注意，與渦流發生器不同，所述突起不具有尖銳的凸緣或凸起點，所以，當突起在 它們的最佳效果下操作時(即，當激波恰位於突起上的其頂點的前方時)，流動保持附著在 突起上。三維激波突起的特徵在於當偏離其最佳效果操作時(即，當激波位於突起上方而 不是恰位於突起的頂點的前方時)，突起後部的流動趨於分離。利用該後部突起分離而形成 一對反轉的縱向漩渦12、13，該對縱向漩渦與流動方向對準，該流動方向對於高速衝擊具有 與VVG相似的積極影響。這些漩渦嵌入在邊界層中或恰位於該邊界層的上方。如圖1中所 示，當在正常的巡航條件下操作時，流動完全附著，並且避免VVG的通常的寄生阻力。因此， 激波突起10提供改善的飛行包線和速度範圍或者在高速下降低的負載。第二組激波突起相對於第一組激波突起略偏移，從而第二組中的激波突起10無 一個位於第一組中的激波突起3中任意一個的正後方。圖5是通過其中一個突起10的中心的側向剖視圖，圖6示出了一組平面形式的等 高線(與地圖中的等高線相同)，該組等高線包括其中激波突起併入到機翼的上表面中的 呈實線的外圍等高線；中間等高線25 ；以及上部等高線24。外圍等高線包括發散前部20和 具有相對凹入側22、23的收斂後部，相對凹入側22、23在突起的後緣處的尖端狀點21處相 交。中間等高線25的後部具有一對凹入側面，該對凹入側面在等高線25的後緣處凸起並 且正面相交。激波突起10圍繞其前後中心線26橫向對稱。各單獨的激波突起10的詳細形狀可從所示的形狀變化，使得在「設計」操作條件 下，如圖1中所示，突起上的流動完全附著。如圖3中所示，當在較高的馬赫數或升力係數 下操作時，除了形成一對縱向漩渦之外，激波底部可進行一些有益的改變。能夠預期衝擊減輕的水平與由VVG實現的水平相似，該原理可應用到其它空氣動 力結構，例如渦輪機葉片、機艙、外掛架、翼和尾部。在圖1的實施方式中，機翼的上表面具有一系列激波突起，該系列激波突起包括具有橢圓形外形的第一組激波突起3 ；以及位於第一組激波突起之後的第二組尖端形激波 突起10。然而，各種其它實施方式也落入本發明的範圍內，包括·單一的尖端型激波突起·與圖1中的第一組激波突起3處於相同的「設計」位置的單組尖端形激波突起 (也就是說，省略橢圓形激波突起3)·與圖1中的第二組激波突起10處於相同的「非設計」位置的單組尖端形激波突 起(也就是說，省略橢圓形激波突起3) 包括兩組與圖1中的激波突起3、10位置相同的尖端型激波突起的一系列激波突 起。圖7是根據本發明的第二實施方式的飛機機翼的上表面的俯視圖。除了在該情況 下前面組具有10個激波突起3同時僅具有單個後激波突起10之外，圖7的實施方式與圖 1的實施方式相同。圖7示出了激波4、11的順翼展範圍。能夠看出，激波4在機翼的大部 分順翼展部分上延伸，而激波11較短，所以僅需要少量的後激波突起10(在該情況下僅一 個)。儘管上面已參照一個或更多個優選實施方式描述了本發明，但是應當理解，在不 脫離如所附的權利要求限定的本發明的範圍的情況下，可以進行各種改變和變型。
權利要求
一種激波突起，該激波突起包括發散前部和收斂後部，其中，所述後部具有至少一個平面形式的等高線，所述等高線具有一對凹入的相對側邊。
2.根據權利要求1所述的激波突起，其中，所述平面形式的等高線的所述凹入的相對 側邊在尖端處相交。
3.根據前述權利要求中任一項所述的激波突起，其中，該激波突起還包括前緣、後緣、 內側緣和外側緣。
4.根據前述權利要求中任一項所述的激波突起，其中，該激波突起基本不具有尖銳的 凸緣或凸起點。
5.一種空氣動力結構，該空氣動力結構包括從該空氣動力結構的表面伸出的一個或更 多個根據前述權利要求中任一項所述的激波突起。
6.根據權利要求5所述的結構，該結構包括一個或更多個根據權利要求3或權利要求 4所述的激波突起，其中，每個突起均在前緣、後緣、內側緣和外側緣處與所述表面相接。
7.根據權利要求5或6所述的結構，其中，所述激波突起的形狀和位置設置成使得當該 結構以跨音速移動時改變下述激波的結構，所述激波是指在不具有所述激波突起的情況下 鄰近所述空氣動力結構的所述表面形成的激波。
8.根據權利要求7所述的結構，其中，所述激波突起的形狀和位置形成為使得當該結 構以跨音速移動時在激波中產生具有λ狀波型的拖尾底部。
9.根據權利要求5至8中任一項所述的結構，其中，該空氣動力結構是機翼，並且所述 表面是該機翼的低壓表面。
10.根據權利要求5至9中任一項所述的結構，其中，所述空氣動力結構是具有前緣和 後緣的機翼，並且其中每個突起均具有朝所述機翼的所述後緣定位的頂點。
11.一種操作空氣動力結構的方法，該結構包括從該結構的表面伸出的激波突起，該方 法包括a.在第一條件下操作所述結構，在該第一條件下，所述激波突起上的流動基本完全附 著，並且b.在第二條件下操作所述結構，在該第二條件下，激波形成為與所述機翼的所述表面 相鄰，所述激波突起改變所述激波的結構，並且所述激波突起上的所述流動分離並形成一 對縱向漩渦。
12.根據權利要求11所述的方法，其中，所述激波突起包括根據權利要求1至4中任一 項所述的激波突起。
13.根據權利要求11或12所述的方法，其中，所述第二條件包括比所述第一條件中高 的流速和/或升力係數。
14.根據權利要求11至13中任一項所述的方法，其中，當所述結構在所述第二條件下 操作時，所述激波突起在所述激波中產生具有λ狀波型的拖尾底部。
全文摘要
一種激波突起(10)，該激波突起包括發散前部(20)和收斂後部。所述後部具有至少一個平面形式的等高線，該等高線具有一對凹入的相對側邊(22，23)。所述激波突起提供具有較低阻力的改善的形狀。另外，所述後部的凹入形狀旨在促進縱向漩渦的形成，該縱向漩渦在某些操作條件下減少產生激波的衝擊。
文檔編號B64C7/00GK101959756SQ200980106626
公開日2011年1月26日 申請日期2009年2月17日 優先權日2008年2月29日
發明者諾曼·伍德 申請人:空中巴士英國有限公司