[发明专利]一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法

权利要求书

1.一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤一，根据使用需求确定原始翼型，即机翼翼型模型以及机翼几何尺寸；同时确定原始翼型的飞行条件；所述飞行条件包括飞行攻角、飞行速度、环境压强、空气密度和环境温度；

步骤二，利用计算流体力学软件进行预计算，计算设置的条件与飞行条件相同；通过数值模拟得出原始翼型在预定飞行条件下的流场结构；

步骤三，根据步骤二得到的流场结构对原始翼型进行前加载处理，以减小机翼前缘附近的激波强度；然后确定吸气孔的位置、几何尺寸、阵列间距和吸气压强，以稳定流场结构，并抑制流动分离的发生；最终达到减小阻力、提高升阻比和推迟失速攻角的效果；

步骤三所述的根据步骤二得到的流场结构对原始翼型进行前加载处理方法为：对原始翼型进行前加载处理，得到新的翼型；

对原始翼型进行离散化处理，得到在直角坐标系中的机翼模型控制点坐标；根据步骤二中的计算结果，观测激波位置并确定前加载区域；通过坐标变换的方式改变原始翼型控制点的坐标，实现前加载处理；坐标变换方程为：

简化后得到

其中，x、y为横纵坐标值；α为一中间变量；θ为控制前加载量系数，根据情况的不同可以取到不同的值。

2.如权利要求1所述的一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，其特征在于：步骤三所述的确定吸气孔的位置的方法为：确定吸气孔的位置为前加载区域的终端位置；在三维模型中，还应确定吸气孔的面积，以及吸气孔之间的阵列排布间距，吸气孔的阵列方向为沿机翼的展向方向；所述吸气孔的直径为d，由前加载参数θ决定；每相邻两个吸气孔的距离w为吸气孔直径的2倍，即间距w＝2d；吸气压强为机翼前缘上壁面超声速区域中压强的0.8倍。