本實用新型涉及機翼激波控制技術領域，本實用新型公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制裝置。

背景技術：

大型飛機對運載能力、遠航程、長航時和快速輸運能力的要求，決定了其必須具有高升力、高氣動效率、高飛行速度和低燃油消耗。飛機的升力主要來源于機翼，低燃油消耗對應著小阻力，氣動效率又是飛行馬赫數(shù)與升阻比的乘積。因此現(xiàn)代先進的大型飛機要求采用具有小阻力、高巡航升阻比(升力與阻力之比)、高巡航氣動效率的先進機翼技術。超臨界機翼技術是現(xiàn)代大型飛機普遍采用和應用的機翼技術。

空氣阻礙飛行器運動的力量稱為阻力。對于高速長時間、遠距離飛行的大展弦比超臨界機翼飛機，阻力更是決定飛機性能的最重要指標，其大小對飛機的航程、有效載重、速度、經(jīng)濟性等關鍵技術指標都有著決定性的影響。據(jù)Wimpress估計，爬升時阻力系數(shù)減小5％，載重可增加40％。由此可見,減阻技術是飛機研制中的極為重要和關鍵研究內(nèi)容。

高亞聲速飛行時，在超臨界機翼上表面會形成局部的超聲速氣流區(qū)域并以一道激波結尾。這種情況在非設計點更加嚴重并導致波阻的急劇增加，同時伴隨的激波/邊界層干擾可能致使氣流的分離并進一步引起升力的損失。這種物理現(xiàn)象制約了飛機的飛行效率和燃油經(jīng)濟性的提升。因此，有效減小機翼的波阻有重要的工程實用價值。

很多高性能的減阻裝置由于設計復雜、工藝要求高以及維護問題等眾多原因，使得這些裝置沒有廣泛地被采用，或者使用后沒有達到設計時預期的性能。因此，研究人員希望通過在原有普通翼型的基礎上增加一些簡單易行的機械裝置，來提高翼型的氣動性能。目前研究較多的優(yōu)化措施有激波波腳下的空腔被動通氣、空腔吸氣/噴氣、回流板、實體鼓包或者自適應機翼鼓包等，被動通氣來減弱激波的方法在過去的20多年里被廣泛的研究，但是那種方法只在某些特定的飛行狀態(tài)下達到了減小阻力的目的，在大多數(shù)的飛行狀態(tài)下其減小波阻的同時增加了粘性阻力，反而使總阻力增加。實體鼓包或者自適應機翼鼓包在設計點具有較好減弱激波阻力效果，但是其減阻效果對參數(shù)十分敏感，在非設計點對翼型氣動特性造成較大改變，同時鼓包容易誘導局部分離流動。同時這些方法的控制策略均是直接作用在飛行器表面，對原始機翼氣動特性存在較大的影響，需要對整體氣動布局進行評估和修正，不利于現(xiàn)有成熟飛行器的改裝。

技術實現(xiàn)要素：

針對上述問題，本實用新型提出了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制裝置。

本實用新型的目的通過下述技術方案來實現(xiàn)：

本實用新型公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制裝置，其具體包括飛行器機翼、設置在飛行器機翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機翼上表面的激波區(qū)域。

更進一步地，上述減阻針的高度為C/4，其中C為機翼平均氣動弦長。

更進一步地，上述減阻針的體軸與來流的夾角激波角μ＝arcsin(v/a)，其中v為來流速度，a為當?shù)芈曀?，μ≥arctan(H/L)；其中L表示減阻針的體軸長度，H表示減阻針的高度。

更進一步地，沿翼根向翼尖的展向方向布置多個減阻針，減阻針展向的間隔為C/4。

更進一步地，所述減阻針的整體形狀為圓錐形，圓錐形的底部固定在機翼上，中間折彎成直角。

更進一步地，所述減阻針頂點位于C/2附近，減阻針位于表面激波位置偏前緣15％C—20％C位置，減阻針體軸與機翼平行。以保證減阻針可以對上表面激波進行控制。

通過采用以上的技術方案，本實用新型具有以下的有益效果：通過在機翼上表面激波區(qū)域放置的減阻針與初始較強正激波相互干擾，產(chǎn)生的一系列斜激波取代初始正激波來達到減弱波阻的目標。本實用新型是一種無源裝置，附加的結構重量非常小，與飛行器結構重量相比基本可以忽略不計。本實用新型不直接改變機翼上表面的流動結構，對飛行器自身升力系數(shù)、壓心等設計參數(shù)影響較小、便于在現(xiàn)有飛行器上的改裝。由于其主要作用的參數(shù)為減阻針的體軸與來流的夾角，所以本實用新型對激波位置不敏感，能夠在設計點附近較寬范圍均起作用。

附圖說明

圖1為跨聲速機翼減阻針激波控制過程示意圖。

圖2為減阻針法向影響區(qū)域示意圖。

圖3為減阻針展向影響區(qū)域示意圖。

圖4為跨聲速機翼減阻針激波控制升力對比效果。

圖5為跨聲速機翼減阻針激波控制極曲線對比效果。

圖6為未加入減阻針時跨聲速機翼激波控制二維馬赫數(shù)分布。

圖7為加入減阻針時跨聲速機翼激波控制二維馬赫數(shù)分布。

具體實施方式

下面結合說明書附圖，詳細說明本實用新型的具體實施方式。

本實用新型公開了一種用于機翼激波控制的減阻針被動控制裝置，其具體包括飛行器機翼、設置在飛行器機翼上的減阻針；所述減阻針固定在飛行器機翼上表面的激波區(qū)域，所述減阻針為L型，減阻針的一端垂直固定在飛行器機翼上表面的激波區(qū)域。通過在機翼上表面激波區(qū)域放置的減阻針與初始較強正激波相互干擾，通過產(chǎn)生的一系列斜激波取代初始正激波來達到減弱波阻的目標。

根據(jù)布置方式及相對位置等可以得出主要控制參數(shù)為：H安裝高度，C為機翼平均氣動弦長，這里取H＝C/4，激波角μ(定義為arcsin(v/a),其中v為來流速度，a為當?shù)芈曀?，需要滿足μ≥arctan(H/L(L表示減阻針的體軸長度)，其法向影響區(qū)域在順氣流方向的激波角右側，具體示意圖見圖2。

為了對整個機翼表面激波進行控制，沿翼根向翼尖的展向方向布置多個減阻針，減阻針展向的間隔為C/4。其影響區(qū)域在順氣流方向的激波角右側,具體示意圖見圖3。

同時減阻針本身的外形也對減阻效果具有較大的影響，通過選型研究確認采用圓錐形(針形)減阻針效果較好。

以下通過實驗驗證本實用新型的減阻針的效果。

采用計算流體力學(Computational Fluid Dynamic)對超臨界翼型DK-3的激波控制效果進行了驗證。計算馬赫數(shù)為0.73，對應的雷諾數(shù)為6.5×10⁶，針對翼型減阻研究采用二維計算，針對以上馬赫數(shù)和雷諾數(shù)等計算條件，減阻針頂點位于C/2附近(其選取規(guī)則為上表面激波位置偏前緣15％C～20％C位置，以保證減阻針可以對上表面激波進行控制)，減阻針體軸與機翼平行。

本實用新型主要采用了周向和法向節(jié)點數(shù)分別為597和175的C型計算網(wǎng)格,其中翼型表面沿周向布置了357個節(jié)點,而尾跡區(qū)沿周向布置121個節(jié)點,第一層網(wǎng)格距壁面最大法向距離不超過5x10^-6,湍流模型采用k-ωSST(剪應力輸運)模型，使用有限體積法離散定常Navier-Stokes方程。其中，對流項采用二階迎風型Roe格式進行離散,而采用二階中心差分格式離散黏性項。升力C_L和阻力C_D通過表面積分獲取。

計算結果的升力及阻力曲線如圖4和圖5所示。在迎角超過2.3°后，對應大升力系數(shù)范圍，由于激波較強減阻針的減阻效果明顯，表明通過在機翼上表面激波區(qū)域放置減阻針的跨聲速機翼激波控制具有較好的效果和潛力。

圖5-圖7給出了跨聲速機翼減阻針激波控制二維馬赫數(shù)分布對比效果，從圖示可見通過在機翼上部激波區(qū)域加入減阻針后，減阻針與上表面正激波相互干擾，將一道正激波變?yōu)橐幌盗行奔げ?，從而可以有效實現(xiàn)減弱波阻的目標。

上述的實施例中所給出的系數(shù)和參數(shù)，是提供給本領域的技術人員來實現(xiàn)或使用本實用新型的，本實用新型并不限定僅取前述公開的數(shù)值，在不脫離本實用新型的發(fā)明思想的情況下，本領域的技術人員可以對上述實施例作出種種修改或調(diào)整，因而本實用新型的保護范圍并不被上述實施例所限，而應該是符合權利要求書提到的創(chuàng)新性特征的最大范圍。