专利名称：带有非均匀地间隔开的激波突起的空气动力结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种空气动力结构和操作该结构的方法，所述空气动力结构包括一系 列从其表面延伸的激波突起。
背景技术：
如Holden H. A.和Babinsky H. (2003)的“使用3D装置的激波/边界层的干扰控 制”(2003年1月6日至9日在美国内华达州里诺市的第41届航空航天科学会议和展览的 论文No. AIAA 2003-447中)中所述，当跨音速流越过3-D激波突起时，超音速的局部条件 产生具有λ状波型的拖尾激波底部。传统上，这样的一系列突起以均勻的间隔分布在结构上。US 2006/0060720使用激波控制凸起，以产生远离机翼的下表面延伸的激波。
发明内容
本发明的第一方面提供一种空气动力结构，该空气动力结构包括从其表面延伸的 一系列激波突起，其中，所述激波突起以相邻突起之间具有非均勻间隔的方式分布在所述 结构上。通常，每个突起均具有前缘、后缘、内侧缘和外侧缘。所述突起可在其边缘处逐渐 并入到所述表面中，或者可在其一个或更多个边缘处具有凹入的突变部。通常，每个突起均基本不具有尖锐的凸缘或凸起点。通常，所述激波突起的形状和位置设置成使得当该结构以跨音速移动时改变下述 激波的结构，所述激波是指在不具有所述激波突起的情况下邻近所述结构的表面形成的激 波。这可与US 2006/0060720形成对比，该US 2006/0060720使用激波控制凸起，以产生否 则在无激波控制凸起的情况下不会存在的激波。本发明的第二方面提供一种操作本发明第一方面所述的结构的方法，该方法包 括以跨音速移动所述结构；邻近一系列激波突起形成激波；以及通过所述激波突起改变 所述激波的结构。所述激波突起可以以相邻的突起中心之间和/或相邻的突起边缘之间具有非均 勻间隔的方式分布。该结构可包括机翼，诸如飞机机翼、水平尾翼或控制表面；飞机结构，诸如机舱、 外挂架或安定翼；或者涡轮叶片之类的任何其它类型的空气动力结构。在为机翼的情况下，所述激波突起可位于该机翼的高压表面(也就是说，在飞机 机翼的情况下为下表面)上，但更优选的是，该表面是机翼的低压表面(也就是说，在飞机 机翼的情况下为上表面)。而且，各突起通常均具有朝所述机翼的后缘定位的顶点，换言之， 其位于50%翼弦之后。每个突起的顶点均可以是单一点，或者平台。在为平台的情况下，则 平台的前缘朝机翼的后缘定位。从属权利要求中阐述了本发明的各种优选的方面。
现在将参照附图描述本发明的实施方式，附图中图1是根据本发明的第一实施方式的具有一系列激波突起的飞机机翼的顶部的 俯视图；图2是沿线A-A剖取的、通过其中一个突起的中心的剖视图；图3是根据本发明的第二实施方式的具有一系列激波突起的飞机机翼的顶部的 俯视图；
图4是根据本发明的第三实施方式的具有一系列激波突起的飞机机翼的顶部的 俯视图；以及图5是根据本发明的第四实施方式的具有一系列激波突起的飞机机翼的顶部的 俯视图。
具体实施例方式图1是飞机机翼的上表面的俯视图。该机翼具有前缘1和后缘2，前缘1和后缘2 均相对于自由流方向后掠。图1中附图标记3示出了一系列激波突起的印迹。图2是沿与自由流方向平行的 线A-A剖取的、通过其中一个突起的中心的纵向剖视图。每个突起均从机翼的公称表面突出，并且均在前缘3a、后缘3b、内侧缘3c和外侧 缘3d处与公称表面8相接。突起的侧面的下部凹进，并且逐渐并入到公称表面8中。例如， 在图2中，突起的前侧的下部9在前缘3a处逐渐并入到公称表面8中。可选的是，在突起 的一个或多个边缘处可具有突变部。例如，如虚线9a所示，突起的前侧的下部可以是平的。 在该情况下，激波突起的前侧9a在前缘3a处以突变部与公称表面8相接。前/后剖面A-A的顶点7偏移到突起的中心6的后面。各突起3的顶点7位于 50 %翼弦之后，通常在60 %至65 %的翼弦之间。在跨音速下，后掠激波4形成为与机翼的上表面正交，并且激波突起3定位成通过 产生具有图2中所示的λ状波型的拖尾激波底部5来改变激波的结构。如图2中所示，当 激波突起3在它们的最佳效果(激波4恰在突起的顶点7的前方)下操作时，拖尾底部5 具有λ状波型，使单一的前激波5a朝向突起的前缘，单一的后激波5b位于顶点7的略前 方。可选的是，拖尾底部的λ状波型可具有一系列的扇状前激波，而不是仅具有单一的前 激波5a。注意，与涡流发生器不同，所述突起不具有尖锐的凸缘或凸起点，所以，当突起在它 们的最佳效果下操作时(即，当激波恰好位于突起上的其顶点的前方时)，流动仍附着在突 起上。如图1中所示，激波突起3的中心沿相对于自由流方向掠过的线分布在机翼上，并 且位于激波4的略后面。激波突起3在相邻的突起中心之间具有非均勻的间隔。也就是说，内侧一对突起 的中心之间的距离dl大于外侧一对突起的中心之间的距离d2。每个突起的尺寸和形状均 相同，所以相邻的突起边缘之间的间隔也不均勻。图3示出了较长系列的突起3，这些突起也以相邻的突起中心之间的非均勻间隔dl至d6分布在机翼上。距离dl至d6满足下列关系dl > d2 > d3 > d4 < d5 < d6也就是说，突起中心之间的间隔在该系列中的中间位置处达到最小值(d4)。每个突起的尺寸和形状均相同，所以对于相邻突起边缘之间的距离存在相同的间隔关系。图4示出了一系列突起3a至3c，该系列突起3a至3c以相邻的突起中心之间的均 勻间隔分布在机翼上。然而，这些突起在横向于自由流方向的方向的宽度不同，所以，相邻 的突起边缘之间的最小距离si至s5满足下列关系si > s2 > s3 > s4 < s5也就是说，突起边缘之间的间隔在该系列中的中间位置处达到最小值(s4)。图5示出了一系列突起3a至3c，该系列突起3a至3c以相邻的突起中心之间的非 均勻间隔和以横向于自由流的方向的不同宽度《1至《3分布在机翼上。突起之间的间隔在 突起3c之间达到最小，并且宽度满足下列关系wl < w2 < w3激波4的强度根据负载分布和表面几何形状而横跨机翼的翼展变化。对于每个单 独的激波突起，所形成的流动扰动(呈λ状激波底部的形式)大体与自由流方向正交并关 于突起对称地侧向散开。突起的确切几何形状可在具有最少数量的激波的有角表面和具有无穷多个波 (具有类似效果)的平滑变化的表面(如图2中所示)的范围内变化。由于马赫数接近于 一致，因此，由突起造成的扰动侧向分散。由于由突起产生的波型的侧向衰较慢，因此其效 果可影响许多沿顺翼展方向离开的突起的高度。可以确定这些扰动是如何影响随后的突起 的性质的，因此，可限定最佳的间隔和几何形状。突起非均勻宽度和/或突起之间的中心间隔可设置成基于横跨翼展的冲击强度， 针对最少数量突起获得最大波阻衰减，以使对于给定量的波阻衰减来说翼重增加最小。可 以限定修正的负载分布，以提供进一步的总体阻减。例如图3至5的实施方式中的突起之间的尺寸和间隔可选择成使突起间隔在沿机 翼翼展的近似70%的距离的位置处达到最小值。这通常是最大马赫数和最大局部升力系数 的位置，所以，预期较大密度的激波突起在该区域中比在翼根或翼尖处更有利。尽管上面已参照一个或多个优选实施方式描述了本发明，但是应当理解，在不脱 离如所附的权利要求限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变和变型。
权利要求
一种空气动力结构，该空气动力结构包括从所述空气动力结构的表面延伸的一系列激波突起，其中，所述激波突起以相邻突起之间具有非均匀间隔的方式分布在所述结构上。
2.根据权利要求1所述的结构，其中，所述激波突起以相邻的突起中心之间具有非均 勻间隔的方式分布在所述结构上。
3.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述激 波突起以相邻的突起边缘之 间具有非均勻间隔的方式分布在所述结构上。
4.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述间隔在所述一系列激波突起的 中间位置处达到最小。
5.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述激波突起中的至少两个激波突 起的横向于自由流方向的宽度不同。
6.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述激波突起的所述中心沿相对于 自由流方向扫掠的线分布。
7.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，每个突起均具有前缘、后缘、内侧缘 和外侧缘。
8.根据权利要求7所述的结构，其中，每个突起均在前缘、后缘、内侧缘和外侧缘处与 所述表面相接。
9.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，每个突起均基本不具有尖锐的凸缘 或凸起点。
10.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述激波突起的形状和位置设置成 使得当该结构以跨音速移动时改变下述激波的结构，所述激波是指在不具有所述激波突起 的情况下邻近所述空气动力结构的表面形成的激波。
11.根据权利要求10所述的结构，其中，所述激波突起的形状和位置设置成使得当该 结构以跨音速移动时在激波中产生具有λ状波型的拖尾底部。
12.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述空气动力结构是机翼，所述表 面是该机翼的低压表面。
13.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，所述空气动力结构是机翼，该机翼 具有前缘和后缘，并且其中每个突起均具有朝所述机翼的所述后缘定位的顶点。
14.一种操作根据前述权利要求中任一项所述的结构的方法，该方法包括以跨音速 移动所述结构；邻近所述一系列激波突起形成激波；以及通过所述激波突起改变所述激波 的结构。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，当所述激波恰在至少一个所述激波突起的顶 点的前方形成在所述至少一个激波突起上时，所述至少一个激波突起上的流动基本完全附
16.根据权利要求14或15所述的方法，其中，当所述激波突起以跨音速移动时，所述激 波突起在所述激波中产生具有λ状波型的拖尾底部。
全文摘要
一种空气动力结构，该空气动力结构包括从其表面延伸的一系列激波突起(3)。所述激波突起以相邻突起之间的中心和/或边缘之间具有非均匀间隔(d1，d2)的方式分布在所述结构上。突起之间的非均匀间隔可被设置成基于横跨翼展的冲击强度，针对最少数量突起获得最大波阻衰减，以使对于给定量的波阻衰减来说翼重增加最小。
文档编号B64C23/04GK101959755SQ200980106432
公开日2011年1月26日 申请日期2009年2月17日 优先权日2008年2月29日
发明者诺曼·伍德 申请人:空中客车英国有限公司