CN101965291B

CN101965291B - 冲击突起阵列

Info

Publication number: CN101965291B
Application number: CN200980106279.9A
Authority: CN
Inventors: 诺曼·伍德
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2008-02-29
Filing date: 2009-02-17
Publication date: 2014-07-02
Anticipated expiration: 2029-02-17
Also published as: JP5478517B2; US20100301171A1; EP2250085B1; CA2713356A1; WO2009106873A3; JP2011513118A; CN101965291A; EP2250085A2; RU2498929C2; WO2009106873A2; GB0803730D0; BRPI0908538A2; RU2010139003A

Abstract

一种包括从其表面伸出的冲击突起阵列(3、10)的气动结构，该冲击突起阵列包括：第一系列的冲击突起；和位于第一系列冲击突起后面的一个或者更多个冲击突起。优选地，位于第一系列冲击突起后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起发生偏移，从而不直接位于第一系列中的任何一个冲击突起的后面。通过提供冲击突起阵列而不是一行冲击突起，可以设置第一系列冲击突起和位于第一系列后面的一个或者更多个冲击突起，以修改在各种不同条件下形成的冲击的结构。

Description

冲击突起阵列

技术领域

本发明涉及一种气动结构和一种操作这样的结构的方法，所述气动结构包括从其表面伸出的冲击突起(shock bump)阵列。

背景技术

如在Holden，H.A and Babinsky，H.(2003)“Shock/boundary layerinteraction control using 3D devices”，In：41^st Aerospace Sciences Meetingand Exhibit，January 6-9，2003，Nevada，USA，Paper no.AIAA 2003-447(以下表示为“Holden et al.”)中所述，当跨音速流通过3-D冲击突起时，局部的超音速条件导致了具有λ状波模式的拖尾冲击底部。

通常，这样的冲击突起被布置成一条线，这样的设置是为了针对单一的工况来修改冲击的结构。然而，对于“非设计”工况来说，冲击的位置可能变化，使得冲击突起无效。

US2006/0060720使用冲击控制突起来生成从机翼的下表面扩展开的冲击。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种气动结构，该气动结构包括从其表面伸出的冲击突起阵列，所述冲击突起阵列包括：第一系列的冲击突起；和位于所述第一系列冲击突起后面的一个或者更多个冲击突起。

位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或者更多个冲击突起可以是单个冲击突起或是第二系列的冲击突起。在一个实施方式中，在位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或者更多个冲击突起是第二系列的冲击突起的情况下，所述第二系列中的冲击突起的数量少于所述第一系列中的冲击突起的数量。

优选地，位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起发生偏移，从而不直接位于所述第一系列中的任何一个冲击突起后面。

在一个实施方式中，位于所述第一系列后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起的前缘位于所述第一系列中的至少相邻的一个冲击突起的后缘的前方。

所述第一系列冲击突起以及/或者位于所述第一系列后面的冲击突起可以布置成线，每条线都可以基本上是直的或者渐曲的。另选地，所述第一系列冲击突起以及/或者位于所述第一系列后面的冲击突起可以布置成非直线阵列。

通过不以成一条线的方式提供位于所述第一系列后面的一个或者更多个冲击突起，可以设置所述第一系列冲击突起以及位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起的位置以修改在各种不同情况下形成的冲击的结构。

所述突起可以具有Holden et al.的图8和图9中所示的任一个常规形状。另选地，所述冲击突起(优选地，在第二系列中)中的至少一个可以包括发散前部和收敛尾部，并且所述尾部具有至少一条平面形的等高线，所述平面形的等高线具有一对凹入的相对侧。所述平面形等高线的相对侧可以变得凸出，并且在所述冲击突起的所述后缘处正面彼此相交，或者在尖端状点处相交。

本发明的第二方面提供了操作本发明第一方面的气动结构的方法，该方法包括以下步骤：当所述结构在第一条件下操作时，利用所述第一系列的冲击突起来修改靠近所述结构的表面形成的冲击的结构；以及当所述结构在第二条件下操作时，利用位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起来修改靠近所述结构的表面形成的冲击的结构。

通常，当所述结构在所述第一条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动基本上完全附着。

通常，当所述结构在所述第二条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动脱离，并形成一对纵向涡。

通常，所述第二条件是涉及比所述第一条件更高的流速和/或更高的升力系数的条件。

通常，各个突起都具有前缘、后缘、内缘和外缘。所述突起可以在其边缘处逐渐融合到所述表面中，或者，可以在所述突起的一个或者更多个边缘处具有突变的凹入间断。

通常，各个突起基本上都不具有锐利的凸缘或凸出点。

通常，所述第一系列的冲击突起被形成并定位为，修改当所述结构在第一条件下操作时，在假定不具有所述第一系列冲击突起的情况下将靠近所述结构的表面形成的冲击的结构；并且位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起被形成并定位为，修改当所述结构在第二条件下操作时，在不具有位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起的情况下将靠近所述结构的表面形成的冲击的结构。这可以与US 2006/0060720进行比较，US 2006/0060720使用冲击控制突起来生成在不具有所述冲击控制突起的情况下将不存在的冲击。

所述结构可以包括：诸如机翼、水平尾翼面或者控制表面的机翼；诸如吊舱、外挂架(pylon)或者翼片的飞行器结构；或者诸如涡轮叶片的任何其它类型的气动结构。

在机翼的情况下，所述冲击突起可以位于所述机翼的高压表面上(即，在机翼的情况下是机翼的下表面)，但更优选地，所述表面是所述机翼的低压表面(即，在机翼的情况下是机翼的上表面)。并且，所述第一系列中的各个突起通常都具有朝向所述机翼的所述后缘定位的尖端，换言之，其定位在翼弦的50％之后。所述突起的所述顶点可以是单个点或平台。在平台的情况下，所述平台的前缘朝向所述机翼的后缘定位。

附图说明

现在将参照附图来说明本发明的实施方式，附图中：

图1是承载有根据本发明第一实施方式的冲击突起阵列、在“设计”工况下操作的飞行器机翼的顶部平面图；

图2是通过一个突起的中心沿着直线A-A截取的纵向截面图，其中机翼处于其“设计”工况；

图3是图1的飞行器机翼的顶部的平面图，其中机翼处于其“非设计”工况；

图4是通过一个突起的中心沿着直线B-B截取的纵向截面图，其中机翼处于其“非设计”工况；

图5是通过一个突起的中心沿着直线C-C截取的横向截面图；

图6是示出了一个突起的一系列等高线的平面图；

图7是承载有根据本发明第二实施方式的冲击突起阵列、在其“设计”工况下操作的飞行器机翼的顶部平面图；

图8是图7的飞行器机翼的顶部的平面图，其中机翼处于其“非设计”工况；

图9是承载有根据本发明第三实施方式的冲击突起阵列、在其“非设计”工况下操作的飞行器机翼的顶部平面图；以及

图10是承载有根据本发明第四实施方式的冲击突起阵列的飞行器机翼的顶部平面图。

具体实施方式

图1是飞行器机翼的上表面的平面图。机翼具有均相对于自由流方向后掠的前缘1和后缘2。

机翼的上表面载有从其表面伸出的3D冲击突起阵列。该阵列包括第一系列冲击突起3，和相对于自由流方向定位在第一系列后面的第二系列冲击突起10。

各个突起从机翼的名义表面(nominal surface)突出，并在前缘3a、10a、后缘3b、10b、内缘3c、10c、以及外缘3d、10d处与名义表面8相交。突起的侧面下部凹入并且逐渐融合到名义表面8中。例如，在图2中，突起的前侧的下部9在前缘3a处逐渐融合到名义表面8中。另选地，在突起的一个或者更多个边缘处可以存在突变间断。例如，突起的前侧的下部可以如虚线9a所示那样是平坦的。在此情况下，冲击突起的前侧9a在前缘3a处以突变间断与名义表面8相交。

图2是通过一个突起3的中心沿着与自由流方向平行的直线A-A截取的截面图。前/后截面A-A的顶点7偏在突起的中心6的后面。

各个突起3的顶点7都位于在翼弦的50％后面，通常在翼弦的60％至65％之间。

在跨音速速度的情况下，形成与机翼的上表面正交的冲击。图1和图2示出了当飞行器以共同定义了“设计”工况(总体上与飞行包线的巡航段相关)的马赫(Mach)数和升力系数运行时冲击的位置4。在此“设计”工况中，冲击突起3的设置使得在冲击4中出现如图2所示的具有λ状波模式的拖尾底部，并且第二系列的冲击突起10上的流动完全附着。

如图2所示，当在冲击突起3的最适条件下(冲击4正好在突起的顶点7的前面)操作它们时，拖尾底部5具有λ状波模式，其中单个前向冲击5a朝向突起的前缘，而单个后部冲击5b位于顶点7的略前方。另选地，所述拖尾底部可以具有带有呈扇形的一系列前向冲击的λ状波模式，而不是仅具有单个前向冲击5a。

设置第二系列冲击突起10，以在以与如图3和图4所示的“非设计”工况相关的较高马赫(Mach)数或升力系数操作气动表面时修正靠近机翼表面形成的冲击11的结构。当所述升力系数或马赫数升高时，冲击移动到图3所示的位置11的后面，设置冲击突起10以诱导具有λ状波模式的拖尾冲击底部15，如图4所示。

注意，与涡发生器不同，这些突起不具有尖锐的凸缘或者凸出点，因而在突起工作在最适条件下时(即，当冲击正好在突起的顶点前位于突起上时)，流动保持附着在突起上。三维冲击突起的特性是，当不在冲击突起的最适条件操作它们时(即，当冲击位于突起上，但并不恰好位于突起的顶点前时)，突起后部处的流动可以脱离。利用这种后部突起脱离来形成与流动方向对齐的一对反向旋转的纵向涡12、13，其对于高速颤振具有与VVG相似的积极影响。这些涡嵌入边界层中，或者正好在边界层上方。当如图1所示以正常的巡航条件操作时，流动完全附着，并且避免了常见的VVG的寄生阻力。因此，冲击突起10提供了改进的飞行包线和速度范围或者高速时降低的的负担。

第二系列的冲击突起的中心相对于第一系列的中心稍稍偏移，使得第二系列中的任一个冲击突起10的中心都不直接位于第一系列中的任一个冲击突起3的中心的后面。

图5是通过一个突起10的中心的横截面，而图6示出了一系列平面形式的等高线(等同于地图中的等高线)，该等高线包括：冲击突起融合到机翼的上表面中时呈实线的外形等高线(footprint contour line)；中间等高线25；以及上等高线24。外形等高线包括发散前部20和具有凹入的相对侧22、23的收敛尾部，凹入的相对侧在突起的后缘处的尖端状点处相交。中间等高线25的尾部具有一对凹入的侧面，该对凹入的侧面变得凸出并在等高线25的后缘处正面相交。冲击突起10关于其从前到后的中心线26横向地对称。

可以调整每个单独的冲击突起10的具体形状以不同于所示的形状，使得在“设计”工况下，突起上的流动如图1所示完全附着。如图3所示，当以较高的马赫数或升力系数工作时，除了形成一对纵向涡之外，还将出现对冲击底部的一些有益的修正。

预期可以实现与VVG设备类似的颤振缓解水平，并且此概念可以应用于诸如涡轮叶片、吊舱、外挂架、翼片和尾翼的其它空气动力学结构。

在图1的实施方式中，机翼载有冲击突起阵列，所述冲击突起阵列包括具有椭圆形状的第一系列冲击突起3，和位于第一系列后面的第二系列的尖端状冲击突起10。然而，在本发明的另一个实施方式(未示出)中，这两个系列的冲击突起都可以是尖端状的。

图7是根据本发明第二实施方式的飞行器机翼的上表面的平面图。机翼具有均相对于自由流的方向后掠的前缘1a和后缘2a。机翼的上表面载有从其表面伸出的冲击突起阵列。该阵列包括第一系列的冲击突起30a，和位于第一系列后面的第二系列的冲击突起30b。

在跨音速速度下，形成与机翼的上表面正交的冲击。图7示出了飞行器在“设计”工况下运行时冲击的位置4a。在此“设计”工况下，冲击突起30a被设置为诱导在冲击4a中出现与图2所示的冲击底部类似的具有λ状波模式的拖尾底部，并且第二系列的冲击突起10上的流动完全附着。

第二系列的冲击突起30b被设置用于在以与图8所示的“非设计”工况相关的较高马赫数或升力系数操作机翼时修正靠近机翼表面形成的冲击11a的结构。与第一实施方式中的冲击突起不同，第二冲击突起30b的形状与第一系列的冲击突起30a的形状相同。

图9是根据本发明第三实施方式的飞行器机翼的上表面的平面图。两个系列的冲击突起30a、30b在翼弦方向上间距更小，因而靠后的突起30b的前缘定位在与之相邻的靠前的突起30a的后缘的前方，从而两个系列部分交迭；除此以外，图9的实施方式与图7和图8的实施方式相同。

图10是根据本发明第四实施方式的飞行器机翼的上表面的平面图。除了靠前的系列具有十个冲击突起3，而仅有一个靠后的冲击突起10的之外，图10的实施方式与图1的实施方式相同。图10示出冲击4、11在翼展方向上的范围。可以看出，冲击4在翼展方向上在机翼的大部分上展开，而冲击11相对较短，因而仅需要少量的靠后的冲击突起10(在此情况下只需一个)。

尽管已经参照一个或者更多个优选实施方式说明了本发明，但可以理解，在不脱离在所附的权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以做出各种改变或者变型。

Claims

1.一种气动结构，该气动结构包括从其表面伸出的冲击突起阵列，所述冲击突起阵列包括：

a.布置成线的第一系列的冲击突起；和

b.相对于自由流方向直接位于所述线的后面的一个或者更多个冲击突起，

其中，每个冲击突起具有前缘、后缘、内缘和外缘，并且每个冲击突起在所述前缘、所述后缘、所述内缘和所述外缘处与所述表面相交，

其中，所述第一系列的冲击突起被定位为，具有朝向机翼的后缘定位的顶点，诱导在当所述机翼在第一条件下操作时靠近所述机翼的所述表面形成的冲击中出现具有λ状波模式的拖尾底部。

2.根据权利要求1所述的结构，其中，位于所述第一系列的冲击突起后面的所述一个或者更多个冲击突起是单个冲击突起。

3.根据权利要求1所述的结构，其中，位于所述第一系列的冲击突起后面的所述一个或者更多个冲击突起是第二系列的冲击突起。

4.根据权利要求3所述的结构，其中，所述第二系列的冲击突起的数量比所述第一系列的冲击突起的数量少。

5.根据前述权利要求中任一项所述的结构，其中，位于所述第一系列后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起的前缘位于所述第一系列中的至少相邻的一个冲击突起的后缘的前方。

6.根据权利要求1-4中任一项所述的结构，其中，位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起的中心偏移，从而不直接位于所述第一系列中的任何一个冲击突起的中心的后面。

7.根据权利要求1-4中任一项所述的结构，其中：

位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起被定位为，具有发散前部和收敛尾部，诱导在当所述机翼在第二条件下操作时靠近所述机翼的所述表面形成的冲击中出现具有λ状波模式的拖尾底部，其中所述尾部具有至少一条平面形式等高线，所述平面形式等高线具有一对凹入的相对侧。

8.根据权利要求1-4中的任一项所述的结构，其中，所述冲击突起中的至少一个冲击突起包括发散前部和收敛尾部，其中所述尾部具有至少一条平面形式等高线，所述平面形式等高线具有一对凹入的相对侧。

9.根据权利要求8所述的结构，其中，所述平面形式等高线的所述凹入的相对侧在尖端处相交。

10.根据权利要求1-4中任一项所述的结构，其中，各个突起基本上都不具有锐利的凸缘或凸出点。

11.根据权利要求1-4中任一项所述的结构，其中，所述气动结构是机翼，而所述表面是所述机翼的低压表面。

12.根据权利要求1-4中任一项所述的结构，其中，所述气动结构是具有前缘和后缘的机翼，并且其中所述第一系列中的各个突起都具有朝向所述机翼的所述后缘定位的顶点。

13.一种操作根据前述权利要求任一项所述的气动结构的方法，该方法包括以下步骤：

a.当所述结构在第一条件下操作时，利用所述第一系列的冲击突起诱导在靠近所述结构的表面形成的冲击中出现具有λ状波模式的拖尾底部；和

b.当所述结构在第二条件下操作时，利用位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起诱导在靠近所述结构的表面形成的冲击中出现具有λ状波模式的拖尾底部。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，当所述结构在所述第一条件下操作时，所述第一系列冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动基本上完全附着。

15.根据权利要求13或14所述的方法，其中，当所述结构在所述第一条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动基本上完全附着。

16.根据权利要求13或14所述的方法，其中，当所述结构在所述第二条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动脱离，并形成一对纵向涡。