專利名稱：激波突起的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種激波突起，并且涉及一種操作包括從空氣動力結(jié)構(gòu)表面伸出的激 波突起的該空氣動力結(jié)構(gòu)的方法。
背景技術(shù)：
當飛機在其設(shè)計馬赫數(shù)以上以跨音速飛行速度下操作時，機翼上的激波具有加強 并提高阻力的趨勢。在某個時刻，激波可變得足夠強，從而在激波的下游產(chǎn)生流動分離，并 且該流動分離相應(yīng)地可在機翼或控制表面上產(chǎn)生沖擊。該沖擊可從輕到重，并且可導致高 的局部動態(tài)負載、結(jié)構(gòu)傳遞噪聲，或者使飛機的操作性能降低。由沖擊引起的激波的該現(xiàn)象已被公知并通過在激波前方應(yīng)用葉片渦流發(fā)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(guān)的寄生阻力增加，該寄生阻力 增加根據(jù)操作條件而存在于整個飛行包線上。如Holden H. A.和Babinsky H. (2003)的“使用3D裝置的激波/邊界層的干擾控 制”(2003年1月6日至9日在美國內(nèi)華達州里諾市的第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(tài) 產(chǎn)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(chǎn)生離開機翼的下表面延伸的激波。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的第一方面，提供一種激波突起，該激波突起包括發(fā)散前部和收斂后部，其 中，所述后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(cè)邊。本發(fā)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，所述后 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(chǎn)生激波的 沖擊。平面形式的輪廓線的相對側(cè)邊可以是凸起的，并且分別在激波突起的后緣處的正 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、后緣、內(nèi)側(cè)緣和外側(cè)緣。所述突起可在其邊緣處逐漸 并入到所述表面中，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(fā)明的第二方面，提供一種空氣動力結(jié)構(gòu)，該空氣動力結(jié)構(gòu)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(shè)置成使得 當該結(jié)構(gòu)以跨音速移動時改變下述激波的結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)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(chǎn)生否則在無激波控制凸起的情況下不會存在的激 波。本發(fā)明的第三方面，提供一種操作空氣動力結(jié)構(gòu)的方法，該結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)，在該第一條件下，所述激波突起上的流動基本完全 附著，并且在第二條件下操作所述結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)，并且所述激波突起上的流動分離并形成一對 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/或升力系數(shù)的條 件。該結(jié)構(gòu)可包括機翼，諸如飛機機翼、水平尾翼或控制表面；飛機結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)。在為機翼的情況下，所述激波突起可位于該機翼的高壓表面(也就是說，在飛機 機翼的情況下為下表面)上，但更優(yōu)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后緣定位的頂點，換言 之，其位于50%翼弦之后。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后緣定位。


現(xiàn)在將參照附圖描述本發(fā)明的實施方式，附圖中圖1是具有一系列根據(jù)本發(fā)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(shè)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，機翼處于其“設(shè) 計”操作條件下；圖3是圖1的飛機機翼的俯視圖，機翼處于“非設(shè)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，機翼處于“非設(shè) 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(jù)本發(fā)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和后緣2，前緣1和后緣2 均相對于自由流方向后掠。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 ；以及位于第一組激波突起后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，并且均在前緣3a、IOa ；后緣3b、IOb ； 內(nèi)側(cè)緣3c、IOc和外側(cè)緣3d、IOd處與公稱表面8相接。突起的側(cè)面的下部凹進，并且逐漸 并入到公稱表面8中。例如，在圖2中，突起的前側(cè)的下部9在前緣3a處逐漸并入到公稱 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(cè)的下部可以是平的。在該情況下，激波突起的前側(cè)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/后剖面A-A的頂點7偏移到突起的中心6的后面。各突起3的頂點7位于50%翼弦之后，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(shè)計”操作條件(大體與飛行包線的巡航段相關(guān))的馬赫數(shù)和升力系數(shù)操作時激波 的位置4。在該“設(shè)計”操作條件下，激波突起3定位成在激波4中產(chǎn)生具有如圖2中所示 的λ狀波型的拖尾底部5，并且第二組激波突起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恰位于突起的頂點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，單個后激 波5b位于頂點7的略前方?？蛇x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(shè)計”操作條件相關(guān)的較大馬赫數(shù)或升力系數(shù) 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(jié)構(gòu)的表面相鄰的結(jié)構(gòu)。當 升力系數(shù)或馬赫數(shù)增大時，激波向后移動到圖3中所示的位置11，并且激波突起10定位成 產(chǎn)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(fā)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，當激波恰位于突起上的其頂點的前方時)，流動保持附著在 突起上。三維激波突起的特征在于當偏離其最佳效果操作時(即，當激波位于突起上方而 不是恰位于突起的頂點的前方時)，突起后部的流動趨于分離。利用該后部突起分離而形成 一對反轉(zhuǎn)的縱向漩渦12、13，該對縱向漩渦與流動方向?qū)剩摿鲃臃较驅(qū)τ诟咚贈_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于該邊界層的上方。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，并且避免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范圍或者在高速下降低的負載。第二組激波突起相對于第一組激波突起略偏移，從而第二組中的激波突起10無 一個位于第一組中的激波突起3中任意一個的正后方。圖5是通過其中一個突起10的中心的側(cè)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并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(fā)散前部20和 具有相對凹入側(cè)22、23的收斂后部，相對凹入側(cè)22、23在突起的后緣處的尖端狀點21處相 交。中間等高線25的后部具有一對凹入側(cè)面，該對凹入側(cè)面在等高線25的后緣處凸起并 且正面相交。激波突起10圍繞其前后中心線26橫向?qū)ΨQ。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(shè)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(shù)或升力系數(shù) 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(yù)期沖擊減輕的水平與由VVG實現(xiàn)的水平相似，該原理可應(yīng)用到其它空氣動 力結(jié)構(gòu)，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 ；以及位于第一組激波突起之后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(fā)明的范圍內(nèi)，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處于相同的“設(shè)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處于相同的“非設(shè)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(jù)本發(fā)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同時僅具有單個后激波突起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的順翼展范圍。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，所以僅需要少量的后激波突起10(在該情況下僅一 個)。盡管上面已參照一個或更多個優(yōu)選實施方式描述了本發(fā)明，但是應(yīng)當理解，在不 脫離如所附的權(quán)利要求限定的本發(fā)明的范圍的情況下，可以進行各種改變和變型。
權(quán)利要求
一種激波突起，該激波突起包括發(fā)散前部和收斂后部，其中，所述后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(cè)邊。
2.根據(jù)權(quán)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(cè)邊在尖端處相交。
3.根據(jù)前述權(quán)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、后緣、 內(nèi)側(cè)緣和外側(cè)緣。
4.根據(jù)前述權(quán)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(jié)構(gòu)，該空氣動力結(jié)構(gòu)包括從該空氣動力結(jié)構(gòu)的表面伸出的一個或更 多個根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的激波突起。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)包括一個或更多個根據(jù)權(quán)利要求3或權(quán)利要求 4所述的激波突起，其中，每個突起均在前緣、后緣、內(nèi)側(cè)緣和外側(cè)緣處與所述表面相接。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述激波突起的形狀和位置設(shè)置成使得當該 結(jié)構(gòu)以跨音速移動時改變下述激波的結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)的所述表面形成的激波。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述激波突起的形狀和位置形成為使得當該結(jié) 構(gòu)以跨音速移動時在激波中產(chǎn)生具有λ狀波型的拖尾底部。
9.根據(jù)權(quán)利要求5至8中任一項所述的結(jié)構(gòu)，其中，該空氣動力結(jié)構(gòu)是機翼，并且所述 表面是該機翼的低壓表面。
10.根據(jù)權(quán)利要求5至9中任一項所述的結(jié)構(gòu)，其中，所述空氣動力結(jié)構(gòu)是具有前緣和 后緣的機翼，并且其中每個突起均具有朝所述機翼的所述后緣定位的頂點。
11.一種操作空氣動力結(jié)構(gòu)的方法，該結(jié)構(gòu)包括從該結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)，在該第一條件下，所述激波突起上的流動基本完全附 著，并且b.在第二條件下操作所述結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)，并且所述激波突起上的所述流動分離并形成一 對縱向漩渦。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中，所述激波突起包括根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一 項所述的激波突起。
13.根據(jù)權(quán)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/或升力系數(shù)。
14.根據(jù)權(quán)利要求11至13中任一項所述的方法，其中，當所述結(jié)構(gòu)在所述第二條件下 操作時，所述激波突起在所述激波中產(chǎn)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(fā)散前部(20)和收斂后部。所述后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(cè)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，所述后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(chǎn)生激波的沖擊。
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(yōu)先權(quán)日2008年2月29日
發(fā)明者諾曼·伍德 申請人:空中客車英國有限公司