专利名称：一种翼尖噪声控制方法及装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种气动噪声控制技术，采用主动控制的方式在机翼尖附近进行喷流控制，破坏或减小飞行器飞行过程中翼尖附近的大尺度涡流场结构，降低翼尖气动噪声辐射。
背景技术：
过去的几十年里气动噪声研究对飞行器的推进系统的降噪研究取得重要进展。然而现代飞行器要达到更高的降噪水平，飞行器发动机则不是唯一要考虑的噪声源。特别是在起飞着陆阶段，飞行器机体噪声是飞行器总噪声中不可忽视组成部分。其中机体噪声中一类重要的声源则位于飞行器升力面(如机翼，襟翼)的侧端。这类位于飞行器升力面侧端的噪声源的物理机理为升力面上下两层流动的压力差会产生绕升力面侧端边缘的流动。升力面侧端形成的剪切层和卷起的单一的涡结构具备了两种噪声产生机制。第一，剪切层波动和侧面相互作用。第二，不稳定涡模态的放大。这种剪切层和涡的不稳定性都会导致升力面侧端流场压力脉动，并辐射到远场。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种原理结构简单、质量小的翼尖降噪控制方法及装置。本发明的技术解决方案是一种翼尖噪声控制方法，步骤如下(1)在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端安装流动控制装置；(2)在飞行器大迎角飞行及起飞或降落阶时，利用上述流动控制装置采用喷流方式改变或减弱由于升力面上下压差产生的翼端大尺度非定常涡结构；在巡航阶段，该流动控制装置不工作；所述的流动控制装置的喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60 130 度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0. 6倍弦长。所述步骤O)中锯齿形结构实现方式有两种，一为狭长细缝隙结构，二为锯齿分布的圆孔。所述的锯齿分布的圆孔直径0. 5mm 1. 5mm,圆孔与圆孔间距为1 3cm。所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0. 6mm 1. 0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0.3 0.6倍弦长。一种翼尖噪声控制装置，包括安装在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端的翼套和翼套上的喷口 ；所述的翼套剖面几何形状为翼端局部翼型，喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60 130度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0. 6倍弦长。所述的喷口为狭长细缝隙结构或者圆孔结构。所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0. 6mm 1. 0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0.3 0.6倍弦长。所述的圆孔直径0. 5mm 1. 5mm,圆孔与圆孔间距为1 3cm。CN 102530242 A本发明的原理是本发明通过向流场涡结构中吹入气体及喷流来降低非定场流动的远场噪声辐射。主要基本概念是，一方面改变涡结构中速度分布曲线，从而达到改变剪切层和不稳定涡结构的相互作用的目的；另一方面用喷流流场来替换物面涡流场结构，降低物面和远场的脉动压力振幅，同时采用锯齿形分布向流场中引入较强波状扰动，促发流动快速转捩为湍流，起到抑制大涡形成的目的。本发明与现有技术相比的有益效果是(1)在飞行器大迎角飞行时，升力面侧端处产生剪切层和不稳定涡如图1所示，这类流动会导致附近流场的压力脉动，并辐射到远场。本发明通过在翼尖附近或襟翼两端附近，采用主动和被动控制相结合的方式来实现，即主动喷流和锯齿形喷口配置。通过设计安装在翼尖和翼端侧面的翼套装置，在翼套的上表面，下表面或者侧面设置沿锯齿线分布的多个圆孔喷口，或者连续的锯齿形喷口，实施喷流向流场中喷入流体来减弱或破坏飞行器大迎角飞行过程中翼尖或襟翼端产生的非定常涡结构如图加所示，从而达到降噪目的；同时引入的是锯齿形的喷口分布，即向流场中引入强波状扰动，根据稳定性理论促发流动快速转捩为湍流流动，起到抑制大涡产生的作用，从而达到降低翼尖涡噪声的目的。本发明原理结构简单、质量小，操作简单，安装维护方便。(2)本发明经过大量的理论推导及试验，确定不同喷口结构形式下的不同要求，通过不同的喷口实现本发明的目的，达到控制翼尖噪声的目的，容易实施且操作简单。
图1为升力面侧端涡结构示意图。图2为翼尖流动和降噪设计概念图，2a为翼端流动示意图。2b为降噪控制示意图；图3为本发明降噪控制装置翼套狭长锯齿喷口示意图；图4为本发明降噪控制装置翼套示锯齿分布的圆孔分布意图；图5为本发明翼套侧端和上表面喷口组合配置的设计示意图；图6为本发明翼套上，下表面和侧端喷口组合配置的设计示意图。
具体实施例方式下面结合附图详细介绍本发明的实现过程。一种翼尖降噪控制方法，如图2b所示，该方法通过在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端安装流动控制装置(可以安装在翼端附近的上表面、侧表面或者下表面)；采用主动喷流或吹气的方式来控制附近流场。在飞行器大迎角飞行及起飞或降落阶时，采用喷流方式改变或减弱由于升力面上下压差产生的翼端大尺度非定常涡结构，达到降低物面和远场脉动压力水平。在巡航阶段，该喷流不起作用，以减小能量消耗。上述流动控制装置可以通过安装于翼端的翼套装置来实现，该翼套装置剖面几何形状为翼端局部翼型。通过翼套装置上设计的狭长细缝隙或者圆孔，向外部喷射气体，喷流内部气体压强为1. 3 X IO5 2X 105pa，或1. 3 2倍外部气压。也即上述主动喷流或吹气的方式来控制附近流场通过控制喷流内部气体的压强来实现。为了适应设计简单、安装方便的需求，针对飞行器翼端设计一种便于安装的翼套装置。如图3所示，翼套装置安装在翼端，其剖面同局部翼型。图3给出了单一上表面喷流的翼套装置1，翼套通过连接螺孔2与翼端固定连接，当工作需要时，通过控制由气源提供喷流气体，从上表面狭长喷口 3喷射流，达到改变外部流场的作用。除了单一的喷口方式还可以在翼套装置中不同位置处设计喷口。如在翼套上表面，下表面布置以及侧面布置喷口的设计。在图4为翼套侧端喷口和上下边缘喷口的设计。 图5为本发明翼套侧端和上表面喷口组合配置的设计；图6为上、下以及侧的组合喷口布置。图5、6中的喷口形状分别为狭长式喷口 5和圆孔式喷口 6。狭长式喷口 5和圆孔式喷口 6的齿高不同，原因是机翼翼厚的不同，在机翼厚的地方喷口的齿高较高，薄的地方齿高较低，但都在2 5厘米范围之内。喷口布置为锯齿形分布，如图2中右图为连续的锯齿分布的狭长喷口。如图4为锯齿分布的圆形喷口 4。锯齿边线夹角为60 130度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0.6倍弦长。对圆形喷口，喷口直径0. 5mm 1. 5_，喷口与喷口间距为1 3cm。连续狭长喷口宽0. 6mm 1. 0mm，最前喷口位置为距前缘位置为0. 3 0. 6倍弦长。一种翼尖噪声控制装置，包括安装在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端的翼套和翼套上的喷口 ；所述的翼套剖面几何形状为翼端局部翼型，喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60 130度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0. 6倍弦长。喷口为狭长细缝隙结构或者圆孔结构。所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0. 6mm 1. 0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0.3 0.6倍弦长。所述的圆孔直径0.5mm 1.5mm，圆孔与圆孔间距为1 3cm0根据实验或者数值模拟设计好翼套装置，通过连接螺孔将翼套与机翼连接起来， 安装好控制装置并连接相关喷流设备。在起飞和降落阶段，实施喷流。在高空巡航阶段，关闭喷流设备以减小能量消耗。仿真表明，通过喷出流动与主流相互作用，改变原来翼尖流场。在一定状态下减弱翼尖形成的剪切层，或者促使剪切层迅速转捩为噪声相对较弱的湍流。同时破坏或者削弱大尺度翼尖涡，从而降低其远场噪声辐射。本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
权利要求
1.一种翼尖噪声控制方法，其特征在于步骤如下(1)在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端安装流动控制装置；(2)在飞行器大迎角飞行及起飞或降落阶时，利用上述流动控制装置采用喷流方式改变或减弱由于升力面上下压差产生的翼端大尺度非定常涡结构；在巡航阶段，该流动控制装置不工作；所述的流动控制装置的喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60 130度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0. 6倍弦长。
2.根据权利要求1所述的一种翼尖噪声控制方法，其特征在于所述步骤O)中锯齿形结构实现方式有两种，一为狭长细缝隙结构，二为锯齿分布的圆孔。
3.根据权利要求2所述的一种翼尖噪声控制方法，其特征在于所述的锯齿分布的圆孔直径0. 5mm 1. 5mm,圆孔与圆孔间距为1 3cm。
4.根据权利要求2所述的一种翼尖噪声控制方法，其特征在于所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0. 6mm 1. 0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0. 3 0. 6倍弦长。
5.一种翼尖噪声控制装置，其特征在于包括安装在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端的翼套和翼套上的喷口 ；所述的翼套剖面几何形状为翼端局部翼型，喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60 130度，锯齿齿高为2 5厘米，锯齿长0. 4 0. 6倍弦长。
6.根据权利要求5所述的一种翼尖噪声控制装置，其特征在于所述的喷口为狭长细缝隙结构或者圆孔结构。
7.根据权利要求6所述的一种翼尖噪声控制装置，其特征在于所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0. 6mm 1. 0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0. 3 0. 6倍弦长。
8.根据权利要求6所述的一种翼尖噪声控制装置，其特征在于所述的圆孔直径 0. 5mm 1. 5mm,圆孔与圆孔间距为1 3cm。
全文摘要
一种翼尖噪声控制方法及装置，方法步骤(1)在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端安装流动控制装置；(2)在飞行器大迎角飞行及起飞或降落阶时，利用上述流动控制装置采用喷流方式改变或减弱由于升力面上下压差产生的翼端大尺度非定常涡结构；在巡航阶段，该流动控制装置不工作；所述的流动控制装置的喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60～130度，锯齿齿高为2～5厘米，锯齿长0.4～0.6倍弦长。
文档编号B64C23/00GK102530242SQ201110393530
公开日2012年7月4日 申请日期2011年12月1日 优先权日2011年12月1日
发明者冯峰, 王强, 郭欣 申请人:中国航天空气动力技术研究院