CN101932507A

CN101932507A - 具有一系列激波凸起的空气动力结构

Info

Publication number: CN101932507A
Application number: CN2009801038126A
Authority: CN
Inventors: 诺曼·伍德
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2008-02-29
Filing date: 2009-02-17
Publication date: 2010-12-29
Also published as: CA2713363A1; EP2250087A2; GB0803727D0; US9463870B2; WO2009106869A2; EP2250087B1; WO2009106869A3; CA2713363C; RU2010138197A; BRPI0908342A2; US20100301172A1; JP2011513114A

Abstract

一种空气动力结构(1)，包括从其表面延伸的一系列激波凸起(3a，3b，3c)。激波凸起沿着一条线(7)布置，该线的平均掠角比非扰动激波(4)的平均掠角小，所述非扰动激波是指在所述结构没有所述激波凸起的情况下、在所述结构的跨音速运动过程中接近所述表面形成的激波。激波凸起沿着掠角比非扰动激波的平均掠角小的线布置，而不是沿着非扰动激波的线布置。当该结构以跨音速运动时，在其表面附近形成激波，激波凸起使该激波(9)扰动，以减小其掠角。

Description

具有一系列激波凸起的空气动力结构

技术领域

本发明涉及一种包括从表面延伸的一系列激波凸起的空气动力结构和操作该结构的方法。

背景技术

图1是飞机机翼上表面的俯视图。机翼具有机翼前缘1和机翼后缘2，它们都相对于自由流方向向后方掠过。

在跨音速时，掠过激波4与机翼上表面垂直形成。如Holden，H.A.和Babinsky，H，2003，《利用三维装置控制激波/边界层的相互作用》(2003年1月6日至9日美国内华达州里诺第41届航空航天科学会议和展览，NO.AAIA 2003-447)所描述，三维激波凸起能用来产生λ状波型的拖尾激波底部(smeared shock foot)。

按照惯例，这些凸起的的弦向位置由激波4的预期位置决定。然而，无论是层流还是紊流状态的机翼，该位置都是马赫数与升力系数的复合函数。通过使用三维激波凸起能降低与激波相关的波阻，当激波位于凸起的特定位置时益处达到最大。因此，当飞行状况变化时，激波可能离开该最佳位置。

解决该问题的传统方法是配置变曲率的机翼后缘，以修正机翼形状从而修正激波位置，这将导致额外的重量和系统复杂性。因此，难题在于找到一种不依赖于机翼截面形状和翼展负荷分配而能固定激波的方法。

US2006/0060720使用激波控制凸起产生从机翼下表面延伸出的激波。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种空气动力结构，该空气动力结构包括一系列从其表面延伸的激波凸起，所述激波凸起沿着一条线布置，该线的平均掠角比非扰动激波的平均掠角小，所述非扰动激波在该结构没有激波凸起的情况下、在所述结构的跨音速运动过程中接近所述表面形成。

激波凸起沿着掠角比非扰动激波的平均掠角小的线布置，而不是沿着非扰动激波的线布置。也就是说，如果非扰动激波后掠，那么所述线不后掠或者只后掠较小的掠角。同样，如果非扰动激波是前掠的，那么所述线不前掠或者只前掠较小的掠度。换句话说，激波凸起使激波“反掠”。

本发明的第二方面提供了一种操作空气动力结构的方法，该空气动力结构包括一系列从其表面延伸的激波凸起，所述方法包括：使所述结构以跨音速运动；临近所述结构的表面形成激波；用所述一系列激波凸起扰动激波，以减小其掠角。

通常，所述激波凸起使激波形成阶梯式平面形状，并具有一系列折点。

通常，每个激波凸起产生具有λ状波型的拖尾激波底部。

通常，所述一系列激波凸起中的第一激波凸起定位成与非扰动激波的位置一致，所述一系列激波凸起中的其它激波凸起定位在非扰动激波位置的前方或后方(取决于非扰动激波是前掠还是后掠)。

通常，每个凸起具有前缘、后缘、内侧缘和外侧缘。所述凸起在其边缘处可逐渐融入表面，或者在一个或更多个其边缘处可具有突然的不连续凹部。

通常，每个凸起基本上没有尖锐的凸缘或凸点。

通常，激波凸起成形和定位成修正非扰动激波的结构。这与US2006/0060720形成对比，US2006/0060720使用激波控制凸起产生激波，否则在没有激波控制凸起时该激波不存在。

所述结构可包括机翼，如飞机机翼、水平尾翼或操纵面；飞机结构，如机舱、挂架或翼；或任何其它空气动力结构，如涡轮叶片。

在机翼的情况下，激波凸起可定位在机翼的高压力表面(即，在这种情况下的机翼下表面)，但是更优选地，所述表面是机翼的低压表面(即，在这种情况下的机翼上表面)。并且通常每个凸起具有顶点，该顶点朝向机翼的后缘定位，换句话说，其定位在50％弦线之后。凸起的顶点可以是单个点或平台。在平台的情况下，平台的前缘朝向机翼的后缘定位。

附图说明

将参照附图描述本发明的实施方式，附图中：

图1是飞机机翼顶部的俯视图；

图2是根据本发明第一实施方式具有一系列激波凸起的飞机机翼顶部的俯视图；

图3是通过一个凸起的中心沿着直线A-A的截面图；

图4是展示了扰动激波和位于第一激波凸起外侧的非扰动激波的平均掠角的俯视图；

图5是根据本发明第二实施方式具有一系列激波凸起的飞机机翼顶部的俯视图。

具体实施方式

图2是与图1中机翼类似的跨音速气流中的飞机机翼上表面的俯视图。一系列激波凸起的覆盖区域标记为3a-3c，图3是通过一个凸起的中心沿着直线A-A的纵向截面图，线A-A与自由流方向平行。在没有激波凸起的跨音速巡航状态，将在机翼表面附近形成非扰动激波4。

每个凸起从机翼的指定表面(nominal surface)5处突出，并在前缘6a、后缘6b、内侧缘6c、外侧缘6d处与指定表面5相接；每个凸起还具有顶点6e。凸起侧面的较低部分是凹面的，并逐渐融入指定表面5。例如，在图3中，凸起前侧的较低部分7在前缘6a处逐渐融入指定表面5。可选地，在一个或更多个凸起的边缘处存在突然的不连续。例如，凸起前侧的较低部分可以是平面的，如图中虚线7a所示。在这种情况下，激波凸起的前侧7a在前缘6a处与指定表面5的相接存在突然的不连续。前/后截面A-A的顶点6e偏移到凸起中心的后方。每个凸起3a-3c的顶点6e也定位在50％弦线的后方，通常介于60％到65％弦线之间。注意，不同于涡流发生器，这些凸起没有尖锐的凸缘或凸点，因此，当它们在最佳位置操作时(即当激波在凸起顶点的正前方位于凸起上时)，气流仍保持附着在这些凸起上。

通过产生如图3所示的λ状波型的拖尾激波底部8，激波凸起3a-3c修正了激波的结构。当激波凸起3a-3c运行在它们的最佳状态，如图3所示，激波4位于凸起顶点6e的正前方时，拖尾底部8具有λ状波型，其具有朝向凸起前缘的单个前激波8a和位于顶点6e稍前方的单个后激波8b。可选地，拖尾底部可具有包括扇状系列的前部激波的λ状波型，以代替只有单个前部激波8a。因为局部气流一般略高于音速，气流的扰动侧向传播，几乎与自由流方向垂直，并且不沿着非扰动激波4。如图2所示，扰动激波线9与非扰动激波4重合，直到它到达第一(最内侧)激波凸起3a。在该点，激波凸起扰动激波，因此，扰动激波线9如图示那样向前弯曲。在距第一凸起3a相同的翼展方向距离处，气流回到它的非扰动状态，并试图回到其最初弦向位置。这导致在扰动激波线9上产生了折点11。第二凸起3b设置在凸起3a的外侧激波线4的前方，以重新扰动激波，已知的是，独立于最初的激波位置4，第一凸起3a将指定拖尾λ状激波的路径。与此相似，第三凸起3c设置在凸起3b的外侧激波线4前方的合适位置，以重新扰动激波。可使用超过三个激波凸起，以朝着机翼末端延伸该过程。

激波凸起3a-3c使激波形成阶梯式平面形状9，平面形状9具有一系列折点11。图4是示出线9a和线4a的俯视图，线9a代表扰动激波9的平均掠角，线4a代表第一激波凸起3a外侧的非扰动激波4的平均掠角。如图4所示，线9a的掠角小于线4a。

激波的扰动位置9根据最内侧的凸起3a的气流确定，而不是根据升力系数或马赫数决定。这就排除了变曲率系统的需要，并能保持凸起在各种飞行状况下都能运行在或接近运行在最佳工况。

激波凸起的中心沿着线10分布。线10的掠角也小于线4a。如图2所示的实施例中，所有的激波凸起3a-3c集中在直线10上。然而，在其它实施方式中，激波凸起的中心可以不位于一直线上，例如图5所示。在该实施例中，激波凸起3a-3e沿着Z字形线10a-10d布置。Z字形线10a-10d的平均掠角(标记为10e)相对于第一凸起10a外侧的非扰动激波4的平均掠角掠过一个较小的角度，类似于图2中的线10。应注意，图5中为了说明的目的，Z字形线10a-10d相对直线平均线10e的偏离被放大了。

尽管在机翼的上表面示出了激波凸起，相似的装置也可用于各种其它应用中，例如围绕着挂架和机舱。当应用于直升机旋翼和螺旋桨叶片的末端时，它们也能减少功率曲线(profile power)和噪音。

虽然已参照上述一个或更多个实施方式描述本发明，但应该认识到，在不超出所附权利要求所要求保护的范围的情况下，可进行各种改变或改进。

Claims

1.一种空气动力结构，该空气动力结构包括一系列从其表面延伸的激波凸起，所述激波凸起沿着一条线布置，该线的平均掠角比非扰动激波的平均掠角小，所述非扰动激波是指在所述结构没有所述激波凸起的情况下、在所述结构的跨音速运动过程中接近所述表面形成的激波。

2.如权利要求1所述的结构，其中，所述一系列激波凸起中的第一激波凸起定位成与所述非扰动激波的位置一致，所述一系列激波凸起中的其它激波凸起定位在所述非扰动激波的位置的前方或后方。

3.如上述任一权利要求所述的结构，其中，每个凸起具有前缘、后缘、内侧缘和外侧缘。

4.如权利要求3所述的结构，其中，每个凸起与所述表面在所述前缘、后缘、内侧缘和外侧缘处相接。

5.如上述任一权利要求所述的结构，其中，每个凸起基本上没有尖锐的凸缘或凸点。

6.如上述任一权利要求所述的结构，其中，所述激波凸起的形状和位置被进行设置，以便修正激波的结构。

7.如权利要求6所述的结构，其中，所述激波凸起的形状和位置被进行设置，以便在激波中产生λ状波型的拖尾底部。

8.如上述任一权利要求所述的结构，其中，所述空气动力结构是机翼，所述表面为所述机翼的低压表面。

9.如上述任一权利要求所述的结构，其中，所述空气动力结构是具有前缘和后缘的机翼，其中，第一系列的每个凸起具有顶点，该顶点朝机翼后缘定位。

10.一种操作空气动力结构的方法，该空气动力结构包括一系列从其表面延伸的激波凸起，所述方法包括：

使所述结构以跨音速运动；

临近所述结构的表面形成激波；以及

用所述一系列激波凸起使激波扰动，以减小其掠角。

11.如权利要求10所述的方法，其中，所述被扰动的激波具有阶梯式平面形状，并具有一系列折点。

12.如权利要求10或11所述的方法，其中，所述激波凸起用于修正激波的结构。

13.如权利要求10至12中任一项所述的方法，该方法还包括使每个激波凸起产生λ状波型的拖尾激波底部。

14.如权利要求10至13中任一项所述的方法，其中，至少一个所述激波凸起上的气流充分地完全附着。