合成射流激励装置和翼尖涡控制方法与流程

本发明涉及流体传输与流动控制技术领域，尤其涉及一种合成射流激励装置和翼尖涡控制方法。

背景技术：

飞机在飞行过程中由翼尖处拖出一对反向旋转的翼尖涡。翼尖涡是固定翼飞机尾迹中最重要的流动结构，会在飞机飞过后的空域稳定维持一段时间，从而对环境流场产生上/下洗的扰动作用，严重影响尾随飞机的飞行安全。翼尖涡在跑道上空的衰减时长决定了后续飞机起降的最小时间间隔。因此，流动控制技术可以降低翼尖涡的强度，加速翼尖涡的衰减。

目前，控制翼尖涡的方法有两类：被动控制技术和主动控制技术。被动控制技术是通过阻碍下翼面气流的上翻或者分割翼尖涡，起到削弱翼尖涡强度的效果。被动控制技术以翼尖小翼为典型代表。翼尖小翼会增加机翼轴的负重，增加的弯矩需要提高机翼结构的强度来补偿。因此在短程航线上，翼尖小翼增重对应的燃料消耗会抵消其通过减阻带来的燃料节省。主动控制技术是通过引入最优扰动，激发翼尖涡的最不稳定模态，以期达到加速翼尖涡衰减的目的。比较常用的主动控制技术包括：翼尖射流控制技术、基于活动翼面振荡的控制技术等。翼尖射流控制技术中经常采用合成射流激励器发射的射流来实现翼尖涡的加速衰减。传统合成射流激励器的包括：压电陶瓷型激励器、连杆活塞式激励器、等离子式的激励器等。

但是，上述传统的合成射流激励器均存在各自的缺点，例如：附加质量很小的压电陶瓷型激励器，其疲劳寿命较短；可靠性较高的连杆活塞式激励器，存在附加质量和体积较大的问题，难以实现稳定、精确的控制射流控制；等离子式的激励器，存在电能消耗大、适航取证难等问题。因此，目前的合成射流激励器无法同时满足低附加质量、无附加气源、可灵活调节的要求。

技术实现要素：

本发明提供一种合成射流激励装置和翼尖涡控制方法，以实现低附加质量、无附加气源、可灵活调节的射流控制。

第一方面，本发明实施例提供一种合成射流激励装置，包括：壳体、第一磁铁和第二磁铁；所述壳体内设有通道，所述壳体外缠绕有金属线圈，所述金属线圈的两端与交变电源的输出端电连接；所述第一磁铁和所述第二磁铁位于所述金属线圈缠绕位置处的壳体的通道内，且所述第一磁铁和第二磁铁之间夹持有橡胶膜；所述壳体内的通道被所述橡胶膜划分为不连通的第一通道和第二通道；

在所述金属线圈连通交变电源时，所述第一磁铁和第二磁铁在交变电场的控制下夹持所述橡胶膜在壳体的通道内作往复运动。

可选地，所述壳体包括：对称的第一壳体和第二壳体，所述第一壳体和第二壳体均包括柱体部和连接部；

所述第一壳体的连接部与所述第二壳体的连接部通过螺栓紧固连接，所述第一壳体的柱体部内腔的空间形成所述第一通道，所述第二壳体的柱体部内腔的空间形成所述第二通道。

可选地，还包括：第一挡片和第二挡片，所述第一挡片安装在第一壳体的柱体部上，所述第二档片安装在第二壳体的柱体部上；

所述金属线圈缠绕在所述第一壳体的连接部与第一档片之间的第一区域内，以及缠绕在所述第二壳体的连接部与第二档片之间的第二区域内。

可选地，所述第一区域和第二区域内的所述金属线圈相连，且所述第一区域和第二区域的所述金属线圈的缠绕方向相同。

可选地，所述第一区域和第二区域内的所述金属线圈的两端与控制器电连接，所述控制器包括：函数发生器和功率放大器；所述控制器用于控制所述金属线圈内的电流信号的频率、幅值、波形。

可选地，所述第一通道和第二通道中均包括：多段阶梯轴状的通道单元，每段通道单元按照内径从小到大的顺序依次连接布置；其中靠近通道外侧的通道单元的内径小于靠近通道内侧的通道单元的内径，且所述第一通道和第二通道的通道单元之间的内壁为平滑连续变化。

可选地，在所述金属线圈连通交变电源时，所述壳体的两端的通道口周期性地形成吹吸交替的合成射流。

可选地，还包括：第一导气管和第二导气管，所述第一导气管、第二导气管分别与壳体两端的通道口连接。

可选地，所述第一导气管和第二导气管的导流方向能够根据机翼翼尖侧面的流体方向进行调节。

第二方面，本发明实施例提供一种翼尖涡控制方法，应用如第一方面中任一项所述的合成射流激励装置来控制翼尖涡。

本发明提供的合成射流激励装置和翼尖涡控制方法，通过磁铁夹持的橡胶膜的往复振动来产生最大出口速度的各型射流，其中，最大出口速度与合成射流激励器的尺寸、激励电流强度、频率有关。本实施例中的装置不会给机翼增加过多质量，不改变机翼外形，同时无需增添额外的气源，自身装置结构简单，体积小，并且其对机翼造成的振动小，易于在机翼内进行阵列布置。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的合成射流激励装置的剖面图；

图2为本发明提供的合成射流激励装置的整体结构示意图；

图3为本发明提供的合成射流激励装置应用在机翼上的结构示意图；

图4为本发明提供的合成射流激励装置应用在机翼上的测试模型示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

图1为本发明提供的合成射流激励装置的剖面图，图2为本发明提供的合成射流激励装置的整体结构示意图。如图1、图2所示，本实施例中的装置可以包括：壳体1、第一磁铁2和第二磁铁3；壳体1内设有通道11，壳体1外缠绕有金属线圈4，金属线圈4的两端与交变电源的输出端电连接；第一磁铁2和第二磁铁3位于金属线圈4缠绕位置处的壳体1的通道11内，且第一磁铁2和第二磁铁3之间夹持有橡胶膜5；壳体1内的通道11被橡胶膜5划分为不连通的第一通道112和第二通道113；在金属线圈4连通交变电源时，第一磁铁2和第二磁铁3在交变电场的控制下夹持橡胶膜5在壳体1的通道11内作往复运动。

本实施例中，通过第一磁铁2和第二磁铁3夹持的橡胶膜5在壳体1的通道11内作往复运动，从而在壳体1的两端形成交替吹吸的合成射流。通过改变金属线圈中的电流信号的幅值、频率、波形等实现对合成射流的控制。

可选地，壳体1包括：对称的第一壳体12和第二壳体13，第一壳体12的连接部与第二壳体13的连接部通过螺栓紧固连接，第一壳体12的柱体部内腔的空间形成第一通道112，第二壳体13的柱体部内腔的空间形成第二通道113。

具体的，如图1所示，第一壳体12包括：第一柱体部121和第一连接部122，第二壳体13包括：第二柱体部131和第二连接部132；第一壳体12的第一连接部122与第二壳体的第二连接部132通过螺栓紧固连接，第一壳体12的第一柱体部121内腔的空间形成第一通道112，第二壳体13的第二柱体部131内腔的空间形成第二通道113。

可选地，图1中所示的装置，还包括：第一挡片61和第二挡片62，第一挡片61安装在第一壳体12的第一柱体部121上，第二档片62安装在第二壳体13的第二柱体部131上；金属线圈4缠绕在第一壳体12的第一连接部122与第一档片61之间的第一区域内，以及缠绕在第二壳体13的第二连接部132与第二档片62之间的第二区域内。

本实施例中，为了更好衔接导气管，壳体1的第一通道112和第二通道113均做成阶梯轴状，从而配合收缩的变化的内径，减小通道整体重量的同时，便于加工。第一挡片61和第二挡片62粘结(也可以是焊接或者卡紧方式连接)在壳体1的柱体部上，并留出缠绕金属线圈4的间隔区域。第一挡片61和第二挡片62用于限定金属线圈4的缠绕区域，避免金属线圈4的发生移位，从而使得金属线圈4的交变磁场区域包围通道内部的第一磁铁2和第二磁铁3。

进一步地，第一区域和第二区域内的金属线圈4相连，且所述第一区域和第二区域的所述金属线圈的缠绕方向相同。

第一区域和第二区域内的金属线圈4的两端与控制器电连接，控制器包括：函数发生器和功率放大器；控制器用于控制金属线圈内的电流信号的频率、幅值、波形。

第一通道112和第二通道113中均包括：多段阶梯轴状的通道单元，每段通道单元按照内径从小到大的顺序依次连接布置，其中靠近通道外侧的通道单元的内径小于靠近通道内侧的通道单元的内径，且所述第一通道和第二通道的通道单元之间的内壁为平滑连续变化。具体的，以图1所示的装置为例，第一通道112和第二通道113均包括7个呈阶梯结构的通道单元。进一步地，由于第一通道112和第二通道113是对称结构。因此，以第一通道112为例，从左至右依次是第一通道单元、第二通道单元、第三通道单元、第四通道单元、第五通道单元、第六通道单元、第七通道单元，其中第一通道单元的通道内径最小，第七通道单元的内径最大。第一通道单元至第七通道单元的通道内径依次从小到大布置。

可选地，本实施例中的壳体1可以使用光敏树脂材料经3d打印成型，壳体1的尺寸可以设置为4cm*4cm*4cm，壳体1的通道11的内径可以设置为1.2cm、外径设置为2cm，壳体1的厚度设置0.2cm。

在实际应用中，第一区域和第二区域内的金属线圈的缠绕方向为同向，将金属线圈的两端引出连接到由函数发生器与功率放大器构成的控制器端。接通控制器，设置电流信号的频率、幅值、波形等信息，进行调试。

在金属线圈连通交变电源时，壳体的两端的通道口周期性地形成吹吸交替的合成射流。具体的，第一磁铁2和第二磁铁3在通过交变电流的金属线圈4所形成的交变磁场中受力而进行作往复运动。第一磁铁2和第二磁铁3同时作用于夹持在两者之中的橡胶膜5上。由于橡胶膜两侧的通道是密封隔离的，当橡胶膜5在第一磁铁2和第二磁铁3的作用下往复振动时，会挤压第一磁铁2和第二磁体3两侧的流体。进一步地，通过导管将流体挤压作用导流至射流孔处，最终分别在壳体1的两端形成周期性交替吹/吸的合成射流。通过调节金属线圈4中电信号的频率、相位变化律等物理量，可对翼尖涡引入最佳的扰动，使得扰动与翼尖涡固有不稳定模态耦合，增大翼尖涡不稳定放大率，达到加速翼尖涡衰减的控制目的。

本实施例，通过磁铁夹持的橡胶膜的往复振动来产生最大出口速度的各型射流，其中，最大出口速度与合成射流激励器的尺寸、激励电流强度、频率有关。本实施例中的装置不会给机翼增加过多质量，不改变机翼外形，同时无需增添额外的气源，自身装置结构简单，体积小，并且其对机翼造成的振动小，易于在机翼内进行阵列布置。

图3为本发明提供的合成射流激励装置应用在机翼上的结构示意图，如图3所示，在图1、图2的基础上，本实施例的装置还可以包括：第一导气管71和第二导气管72，第一导气管71、第二导气管72分别与壳体1两端的通道口连接。

可选地，第一导气管71和第二导气管72呈圆锥形，第一导气管71和第二导气管72的导流方向能够根据机翼翼尖侧面的流体方向进行调节。

本实施例中，将图1-图2所示的装置应用在机翼上，实现对翼尖涡的控制。具体的，合成射流激励装置安装在翼尖82的侧面上，在机翼的翼尖82的侧面和翼尖82附近的下翼面蒙皮上开阵列孔槽。实际应用中为了保护蒙皮不受往复的剪切作用，可以将阵列的射流激励装置之间相连封装，同时将封装体固结在机翼结构上。射流由合成射流激励装置发出，并经由第一导气管71和第二导气管72导向射流孔槽(图3中标号81表示机翼后缘，标号83表示翼根端，标号84表示机翼前缘)。合成射流激励装置的两端对应的孔槽在弦长方向相同，可保证下翼面孔槽吸入流体的同时翼尖82的侧面射流孔吹出流体，反之亦然，如此形成位于水平方向呈45°平面内的周期性扰动。依据已经发表的研究，翼尖涡的最不稳定模态即表现为在此平面内的类正弦振荡，因此可通过控制所添加扰动的相位关系来激励翼尖涡的固有不稳定模态，达到加速翼尖涡经由不稳定演化衰减的目的。

图4为本发明提供的合成射流激励装置应用在机翼上的测试模型示意图，如图4所示，机翼模型树立在水洞中，机翼模型的上端由支撑固定，未受扰动端9位于机翼模型的上端位置，而翼尖涡受控端10位于机翼模型的下端位置。该实施例中，最大尺寸4cm的合成射流激励装置可产生射流速度0.5m/s的合成射流。增大激励器尺寸可以进一步增加射流流量。通过控制金属线圈4内电流的强度、交变频率、以及变化规律等，可改变射流的流量、频率，使得人工引入的扰动与翼尖涡的固有不稳定模态耦合。

实验中，采用罗丹明涂层的流动显示方法来观察翼尖涡在控制下的变化情况，罗丹明溶液被卷携带入翼尖涡内部，在激光平面光源的照射下，可清晰显示出翼尖涡涡核随流向的发展轨迹，便于定性判断翼尖涡的不稳定演化和衰减。

实验结果显示，在一定条件的激励信号下，机翼模型的受控一侧12的翼尖涡涡核相较机翼模型未受控一侧11的状况增大，反映了涡量在涡核聚集程度的减弱，此外，受控测翼尖涡产生了显著的展向摆动，使得不稳定演化阶段提前开始，从而实现了加速翼尖涡衰减的目的。本实施例中的实验证明了本发明的控制效果。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。