[发明专利]一种控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构及其流动控制方法

说明书

本发明公开了一种控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构及其流动控制方法。所述前缘组合凸起结构包括基础翼型(1)和前缘组合凸起，所述基础翼型(1)上设置前缘组合凸起，所述前缘组合凸起包括凸起Ⅰ(1)和凸起Ⅱ(2)，所述凸起Ⅰ(1)和凸起Ⅱ(2)相邻设置，所述凸起Ⅰ(1)和凸起Ⅱ(2)前端轮廓线为正弦型，所述凸起Ⅰ(1)和凸起Ⅱ(2)的周期弦长为25％。本发明在保证流态基本相似情况下，通过附加小凸起使强侧和弱侧固定。

技术领域

本发明属于翼面失速控制中的被动控制技术领域；具体涉及一种控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构及其流动控制方法。

背景技术

近年来减小机翼阻力或提高其升力以及改善失速过程成为流体机械方向的热门问题。根据研究发现，在附面层中经常出现流体与壁面分离，引起翼段的升力迅速降低，导致叶片震颤，严重的将出现断裂。

现有研究成果中存在几种解决上述问题的方法，目前大量民用飞机机翼上采用襟翼保证起降过程飞机性能。除了在翼段表面附加襟翼还有另外两类控制方式，包含主动控制和被动控制。主动控制方式的方法是从外部引入能量，增强翼段表面流体动能，保证更难发生流动分离改善了翼型外特性性能。常见的主动控制方法主要包括合成射流、等离子体扰动、吹吸气流动控制等方法。不在外部为流体补充动能实现对流动分离控制的方法称之为被动控制。翼刀、涡流发生器、前缘凸起结构以及扰流器是常见的被动控制方法。

前缘大小凸起结构具有结构简单、制造成本低的特点，但是在航空、风能利用等领域的使用存在一定的局限性。大面积推广使用存在以下几点困难：(1)控制效果有限，前缘大小凸起结构属于被动控制；(2)无需控制阶段性能降低，前缘凸起结构改变流动结构使翼面在小攻角下性能小幅降低。

发明内容

本发明提供了一种控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构及其流动控制方法，本发明前缘大小凸起作用是改变绕流翼面流体的流向涡量分布，现有技术中单凸起翼型在小攻角下不对称涡量分布不显著。当临近失速攻角时，凸起两侧涡量明显具有强弱之分，凸峰后部强侧向弱侧偏转形成偏转流动，为弱侧流体补充能量实现弱侧晚于基础翼型失速攻角进入大分离状态，而强侧早一步进入完全分离状态，由于强弱侧具有明显的随机性因此现有技术发现的阶梯型失速过程具有极大的不稳定性，本发明在此进行进一步优化设计，在保证流态基本相似情况下，通过附加小凸起使强侧和弱侧固定。

本发明通过以下技术方案实现：

一种控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构，所述前缘组合凸起结构包括基础翼型3和前缘组合凸起，所述基础翼型3上设置前缘组合凸起，所述前缘组合凸起包括凸起Ⅰ2-1和凸起Ⅱ2-2，所述凸起Ⅰ2-1和凸起Ⅱ2-2相邻设置，所述凸起Ⅰ2-1和凸起Ⅱ2-2前端轮廓线为正弦型，所述凸起Ⅰ2-1和凸起Ⅱ2-2的周期弦长为25％。

进一步的，所述凸起Ⅰ2-1起幅值为弦长的15％，所述凸起Ⅱ2-2起幅值为弦长的5％。

一种前缘组合凸起结构的翼面附着流动控制方法，所述流动控制方法具体包括以下步骤：

步骤1：输入各种参数及编辑各种条件；

步骤2：根据编辑条件进行几何建模，并确定用于计算的翼型模型；

步骤3：根据步骤2的翼型模型进行网格划分；

步骤4：根据步骤3的网格划分进行流体基本控制方程计算；

步骤5：对流体基本控制方程进行湍流模型的选取及修正；

步骤6：根据步骤4流体基本控制方程进行边界条件选取及离散的数值方法；

步骤7：根据单凸起改变幅值的影响，确定前缘组合凸起结构；

步骤8：根据前缘组合凸起结构控制工况下随机性的流动，确定附着区和分离区；