一种协同射流式二级喷口环量控制翼型的制作方法

1.本发明涉及航空翼型技术领域，特别是涉及一种协同射流式二级喷口环量控制翼型。


背景技术：

2.近百年来，随着航空事业的快速发展，飞行器广泛应用于各个领域。譬如，在军事上，可用于侦察监视，通信中继，电子对抗等；在民用上，可用于大地测量，环境监测等；在科研上，可用于大气研究，对核生化污染区的采样与监控等。伴随着飞行器应用领域的扩大，人们对于结构简单、易于操控、空间利用率高、飞行稳定、气动效率高的飞行器需求越来越大。
3.而在传统航空科技发展中，普遍采用机械增升的方式来实现上述目标。在实现飞行器增升的同时，也带来了一系列的问题。如传统飞机在起飞和降落时会产生巨大的噪音，主要由喷气发动机和飞机机身产生。特别是大型飞机在降落过程中，发动机处于缓慢停机状态而增升装置却处于工作状态。美国学者davy和remy通过对一个缩尺的空客模型进行研究得出结论：机械增升装置和起落架是飞机起飞/降落过程中噪音的主要产生源，而其中增升机构又占噪音的主要部分。传统的增升装置一般为机械增升，包括前缘缝翼、后缘襟翼等。这些传统装置在产生噪音污染环境的同时，还会极大的增大飞机的重量，增加对飞行器的控制难度，带来的增升效果也有限。
4.传统翼型的尖尾缘虽然在一定程度上能产生环量和升力，但它产生的升力与飞行攻角、翼型弯度及自由来流条件有关，不易控制。（机械式增升装置：结构复杂，升力系数增量有限）在后来的技术研究中，为改进飞机的增升装置，提出了环量控制翼型。但普通环量控制翼型为提高升力，需增加吹气速度，这将大大消耗能量。同时，为了产生更高的喷口气流速度，需增大空腔内的总压，此时喷出的射流将可能在喷口处发生堵塞，大大降低喷气效率，不利于环量控制翼型的性能控制。
5.综上所述，现有飞行器翼型内使用的增升装置虽在一定程度上提高了升力系数，但仍有部分缺陷。所以为完善其内部细节结构，使飞行器拥有更好的气动性能，未来的飞行器需要一种能更好地控制射流流量，从而稳定控制高升力特性的增升技术。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的上述问题，本发明提供了一种协同射流式二级喷口环量控制翼型，解决了传统翼型为了提高升力，需增大空腔内的总压，以获得更高的喷口气流速度，而导致喷出的射流将可能在喷口处发生堵塞，大大降低喷气效率，不利于环量控制翼型的性能控制的问题。
7.为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案如下：提供了一种协同射流式二级喷口环量控制翼型，其包括翼型主体，翼型主体的上翼面前缘负压区处设置有射流孔，射流孔用于喷射气体；
上翼面后缘高压区设置有吸气孔，吸气孔用于将气体吸入并送入翼型主体的内部管道中；翼型主体的尾缘襟翼处设置为圆弧面，圆弧面处设置有一级喷口，一级喷口用于喷射气体。
8.进一步地，射流孔喷出的气体流量与吸气孔吸收气体流量相同。
9.本方案的基本原理为：在翼型主体的前缘处和后缘处分别设置有一个射流孔和吸气孔，在翼型主体的尾缘襟翼处设置有一个一级喷口；高压气体从射流孔吹出，流经翼型主体上翼面，通过吸气孔又将等量气体吸入翼型主体内部的管道中，前后循环，保持出气量和吸气量相等；射流孔吹出的高压气体加速上翼面的气体流动，使得整个翼型主体上翼面都能维持在较大的低压区，增大上翼面和下翼面压力差的同时，使得绕翼型环量更大，因此具有更明显的增升效果；吸气孔等量的吸收了来自射流孔的高速射流，这样，前吹后吸的协同射流方式，进一步加速了上翼面附面层流体的速度，翼型在大迎角下的失速分离也能够得到有效的抑制。这种“等量吹吸”的流动控制方式，不仅在增升减阻方面有着高效的表现，在有效延迟失速分离以及提高环量控制效率方面都有着不错的效果。
10.尾缘襟翼处设置为圆弧面，当气流沿翼型上表面流动流经第一喷口时，会偏转原来的角度沿弧面流动，这将延迟气流与弧面分离的时间，即驻点将沿弧面往后移，同时，一级喷口喷出的气体在翼型弧形尾缘产生科恩达效应，从而增大机翼环量，提高二级环量控制装置的气动优化效率。科恩达效应（贴壁效应），即流体有偏离原来流动方向，改为随着凸出的物体表面流动的倾向。本发明中当高速气流从尾缘一级喷口喷出时，依据牛顿第三定律，当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时，只要曲率不大，流体就会顺着该物体表面流动，即气体流速的减缓会导致气体被吸附在弧形表面上，一级喷口流出的气体在弧形表面的分离点将会明显后移，这会的尾缘的“气流环形”更加明显，绕翼型的环量明显增加，在飞行器迎角为零时以及带迎角巡航时能够提供更大的升力。
11.进一步地，作为协同射流式二级喷口环量控制翼型的具体设置方式，翼型主体的弦长为n，射流孔设置在0.1n处，吸气孔设置0.9n处。
12.进一步地，射流孔的喷口高度为0.5mm，吸气孔的高度为0.15mm或0.2mm或0.25mm；在一定范围内随着射流出口高度减小增升效果加强而减阻效果降低，而当喷气高度取0.25mm，比较于取0.2mm时升力系数增加量更大，阻力系数减小量变化微弱，因此喷口高度最优值设计为0.25mm。
13.进一步地，圆弧面的半径为1mm，圆弧面右侧中心点往下0.4mm处设置有用于喷射气体的二级喷口，二级喷口将再次使得气体自由流动方向偏转，继续沿弧面流动，直至气流脱离弧面。一级喷口和二级喷口相互作用将使气体在脱离弧面方向与刚流经一级喷口时的方向之间形成较大的角度，这就增大了机翼的环量，从而增大升力，且相对于普通环量控制翼型来说增升效果显著；而传统翼型要想增大升力，降低能耗，一般会增大上翼面弧度曲率，使得整个翼型变厚，这使得上翼面气体流速较快，下翼面气体流速较慢，而上翼面和下翼面形成的压强差将为飞机提供升力，一级喷口和二级喷口相互作用，给边界层补充能量，推动边界层分离点后移，同时吹气气流对外流产生“裹携”作用，使绕翼型的流动产生很大的环量，从而获得高升力，可大大减小翼型厚度，减轻飞机重量，节约能耗。
14.本发明的有益效果为：本方案中的翼型主体上设置有射流孔和吸气孔，通过射流
孔和吸气孔形成“等量吹吸”的流动控制方式；尾缘襟翼处设置为圆弧面，修型为弧形的科恩达后缘，并产生科恩达效应，尾缘襟翼设置有一级喷口和二级喷口，推动边界层分离点后移，同时吹气气流对外流产生“裹携”作用，使绕翼型的流动产生很大的环量，从而获得高升力；使得本方案中翼型的升力增加绝对值增大，阻力减小，附壁效应明显，提高了失速迎角，大大提高了增升减阻的效率，总体表现为升阻比的明显增加。
附图说明
15.图1为协同射流式二级喷口环量控制翼型的结构示意图。
16.图2为射流孔在翼型主体上的放大结构示意图。
17.图3为吸气孔在翼型主体上的放大结构示意图。
18.图4为翼型主体的尾缘襟翼处的放大结构示意图。
19.图5为原始翼型的结构示意图。
20.图6为单喷口翼型的结构示意图。
21.图7为双喷口翼型的结构示意图。
22.图8为原始翼型的流场图。
23.图9为单喷口翼型的流场图。
24.图10为协同射流式二级喷口环量控制翼型的流场图。
25.图11为双喷口翼型的流场图。
26.图12为协同射流式二级喷口环量控制翼型的气动变化趋势图。
27.其中，1、翼型主体；2、射流孔；3、吸气孔；4、圆弧面；5、一级喷口；6、二级喷口。
具体实施方式
28.下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
29.如图1~4所示，本发明提供了一种协同射流式二级喷口环量控制翼型，其包括翼型主体1，翼型主体1的上翼面前缘负压区处设置有射流孔2，射流孔2用于喷射气体；上翼面后缘高压区设置有吸气孔3，吸气孔3用于将气体吸入并送入翼型主体1的内部管道中；翼型主体1的尾缘襟翼处设置为圆弧面4，圆弧面4处设置有一级喷口5，一级喷口5用于喷射气体。
30.作为翼型主体1的一种具体实施方式，翼型主体1优选但不局限为超临界翼型dlba
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032，该翼型可以弱化临界区的激波强度，减小阻力，减低音障效应。翼型主体1的弦长n为1000mm，射流孔2设置在100mm处，吸气孔3设置900mm处；射流孔2的喷口高度为0.5mm，吸气孔3的高度为0.15mm或0.2mm或0.25mm；在一定范围内随着射流出口高度减小增升效果加强而减阻效果降低，而当喷气高度取0.25mm，比较于取0.2mm时升力系数增加量更大，阻力系数减小量变化微弱，因此喷口高度最优值设计为0.25mm。
31.射流孔2喷出的气体流量与吸气孔3吸收气体流量相同，高压气体从射流孔2吹出，
流经翼型主体1上翼面，通过吸气孔3又将等量气体吸入翼型主体1内部的管道中，前后循环，保持出气量和吸气量相等；射流孔2吹出的高压气体加速上翼面的气体流动，使得整个翼型主体1上翼面都能维持在较大的低压区，增大上翼面和下翼面压力差的同时，使得绕翼型环量更大，因此具有更明显的增升效果；吸气孔3等量的吸收了来自射流孔2的高速射流，这样，前吹后吸的协同射流方式，进一步加速了上翼面附面层流体的速度，翼型在大迎角下的失速分离也能够得到有效的抑制。这种“等量吹吸”的流动控制方式，不仅在增升减阻方面有着高效的表现，在有效延迟失速分离以及提高环量控制效率方面都有着不错的效果。
32.翼型主体1的尾缘襟翼处的圆弧面4的半径为1mm，当气流沿翼型上表面流动流经喷口时，会偏转原来的角度沿弧面流动，这将延迟气流与弧面分离的时间，即驻点将沿弧面往后移。同时，一级喷口5喷出的气体在翼型弧形尾缘产生科恩达效应，从而增大机翼环量，提高二级环量控制装置的气动优化效率。科恩达效应（贴壁效应），即流体有偏离原来流动方向，改为随着凸出的物体表面流动的倾向。本发明中当高速气流从尾缘一级喷口5喷出时，依据牛顿第三定律，当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时，只要曲率不大，流体就会顺着该物体表面流动，即气体流速的减缓会导致气体被吸附在弧形表面上，一级喷口5流出的气体在弧形表面的分离点将会明显后移，这会的尾缘的“气流环形”更加明显，绕翼型的环量明显增加，在飞行器迎角为零时以及带迎角巡航时能够提供更大的升力。此基础上做了优化设计，圆弧面4右侧中心点往下0.4mm处设置有用于喷射气体的二级喷口6，二级喷口6将再次使得气体自由流动方向偏转，继续沿弧面流动，直至气流脱离弧面。一级喷口5和二级喷口6相互作用将使气体在脱离弧面方向与刚流经一级喷口5时的方向之间形成较大的角度，这就增大了机翼的环量，从而增大升力，且相对于普通环量控制翼型来说增升效果显著；而传统翼型要想增大升力，降低能耗，一般会增大上翼面弧度曲率，使得整个翼型变厚，这使得上翼面气体流速较快，下翼面气体流速较慢，而上翼面和下翼面形成的压强差将为飞机提供升力，一级喷口5和二级喷口6相互作用，给边界层补充能量，推动边界层分离点后移，同时吹气气流对外流产生“裹携”作用，使绕翼型的流动产生很大的环量，从而获得高升力，可大大减小翼型厚度，减轻飞机重量，节约能耗。
33.本发明采用的协同射流和尾缘二级喷口环量控制翼型与常规普通翼型最大的区别在于，本发明在翼型主体1上表面开设了射流孔2和吸气孔3，射流孔2和吸气孔3形成“等量吹吸”的流动控制方式，翼型主体1的尾缘襟翼处设置为圆弧面4，修型为弧形的科恩达后缘，并产生科恩达效应，并开设阶梯式的一级喷口5和二级喷口6。而常规翼型的上翼面是平整的，并且为了获取更大的压力差，上翼面的曲率相对较大。同时，常规翼的尾缘多采用尖锐的形状。这种差异直接导致了机翼的展弦比变化，进而会导致机翼升阻力的变化。普通环量控制翼型采用的科恩达表面具有钝头后缘，会导致形阻的增加；同时尾缘的动量系数也会产生反推力，进一步增加翼型所受阻力。因此，常规环量控制翼型在增加升力的同时，也带来了阻力的增加。本发明采用的协同射流式二级环量控制翼型，通过多喷口来代替单喷口，能够在普通环量控制翼型的基础上，大大减小阻力的增加。
34.如图1以及图5~图11所示，为了验证协同射流式二级环量控制翼型的上述特性，本实施例通过数值模拟的方法，对该翼型进行了流场分析，采用dlba
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032翼型，分别设置了原始翼型、单喷口翼型、协同射流式单喷口翼型、双喷口翼型进行对比，具体如下：图5~图11中的字母a为速度流向；且将所有翼型的射流孔2高度统一为0.5mm，吸气
孔3度统一为0.25mm，翼型主体1的尾缘襟翼处的喷口高度统一为0.25mm，尾缘襟翼处后缘半径统一为1mm；来流马赫数0.716、雷诺数5.028
×
106，来流迎角为1.342
°
。当计算模型为原始翼型时，气流在翼型尾缘后汇合，向下游流去，原始翼型所受升力系数为0.5882，阻力系数为0.01288，升阻比为45.6677；当模型为单喷口翼型，尾缘吹气系数为0.00252时，翼型所受升力系数为0.71456，阻力系数为0.01413，升阻比为50.5704；当模型为协同射流式单喷口翼型，上翼面协同射流孔2吹吸气动量系数为0.00148，尾缘吹气系数为0.00252时，翼型所受升力系数为0.72919，阻力系数为0.01371，升阻比为53.1867；当模型为双喷口翼型时，尾缘第一喷口吹气系数为0.00158，第二喷口吹气系数为0.00094时，翼型所受升力系数为0.66986，阻力系数为0.01286，升阻比为52.0887。
35.通过对仿真结果的分析，图10为协同射流式单级喷口环量控制翼型的流场图，图中指向性的流线，代表绕翼型的气流流动方向，相对于其他修型过后的翼型而言，图10中流线全部绕翼型流动，依附性更好，没有在表面发生流动分离。综上可得，经过修型之后的模型，能够使气流更好的绕翼型流动，从而延缓翼型表面气流的流动分离，绕翼型环量增加的同时，升阻比增大。在翼型主体1上翼面前吹后吸式的协同射流以及尾缘两个喷口的设置，使得翼型前后尾缘的驻点位置明显下移，升力增加绝对值增大，阻力减小，附壁效应明显，绕翼型环量增加，失速迎角增大，整体气动性能得到了明显的提升，总体表现为升阻比的明显增加。
36.图12为不同翼型的升阻力变化趋势图，图中分别为原始翼型、单喷口环量控制翼型、协同射流式单喷口翼型以及双喷口环量控制翼型。纵坐标为翼型重要气动参数升阻比，横坐标为喷口吹气动量系数。由图可知，随着吹气动量系数的增加，修型过后的翼型所受升阻比增加。在吹气系数为0
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0.00235之间，协同射流式单喷口翼型的气动效率最高。而随着吹气系数增大，双喷口环量控制翼型所受升阻比最大。