[发明专利]一种适用于超临界翼型抖振抑制的表面修型方法

说明书

本发明提出一种适用于超临界翼型抖振抑制的表面修型方法，首先选取基础翼型，给定长度参数L、Lsubgt;1/subgt;、Lsubgt;2/subgt;，以此来确定施加于基础翼型上的Bump斜坡段、顶峰段和后缘段的长度；然后确定Bump的位置参数Xc，位置参数Xc为Bump斜坡段起点的弦长位置；之后从超临界翼型表面截取与Bump顶峰段相对应Lsubgt;2/subgt;长度的型面，沿翼型Z方向偏移初始高度H，得到Bump的顶峰段两端点C和点D；连接点A、C得到斜坡段，连接点D、B得到后缘段；通过改变偏移高度H，得到最佳抖振抑制时的最优高度Hsubgt;opt/subgt;；通过参数L、Lsubgt;1/subgt;、Lsubgt;2/subgt;、Xc、Hsubgt;opt/subgt;，得到施加于超临界翼型上的最优Bump型面ABCD，完成表面修型。本发明在超临界翼型的上表面合理布置Bump，对超临界翼型的跨音速激波抖振现象进行抑制。

技术领域

本发明涉及气动设计领域和流动控制领域，具体表现为一种适用于超临界翼型抖振抑制的表面修型方法。

背景技术

超临界翼型能够提高飞机的阻力发散马赫数，从而拓宽了民用客机的飞行速域。因此，大型民用客机机翼普遍采用的是超临界翼型。然而，当飞行马赫数增加或者飞行迎角增加时，翼型上表面会产生激波诱导分离区域，激波与分离区相互作用，导致大范围的激波自持振荡。这种激波抖振现象会带来非定常气动载荷，从而导致飞机结构疲劳，操纵困难，限制了飞行包线。所以，有必要对超临界翼型进行流动控制，以此来抑制抖振。

国内外已开展了一些关于抖振的流动控制的工作，如：采用吹吸气技术、涡流发生器、后缘偏转器等流动控制技术。这些流动控制技术都取得了一定的抖振抑制效果，但是这些流动控制手段需要额外的控制装置或者能量注入才能进行有效的工作。为此一些施行简单的表面微修型技术应用而生，如在表面添加凸起(Bump)。Bump技术已经成功应用于一些气动设计方面，如在超音速进气道入口添加一个Bump鼓包来隔离附面层。在抖振抑制方面，这种表面微修型技术的可行性已经得到了验证，但对于超临界翼型抖振抑制，目前尚未有相应的表面微修型技术被提出。

发明内容

为实现超临界翼型抖振抑制，本发明提出一种超临界翼型表面修型方法，在超临界翼型的上表面合理布置Bump，对超临界翼型的跨音速激波抖振现象进行抑制，采用该方法后，不需要额外的控制装置或者能量注入即可以实现抑制抖振。

本发明的技术方案为：

一种适用于超临界翼型抖振抑制的表面修型方法，包括以下步骤：

步骤1：选取基础翼型，给定长度参数L、L₁、L₂，以此来确定施加于基础翼型上的Bump斜坡段、顶峰段和后缘段的长度；其中长度参数L为Bump沿基础翼型弦长方向的整体长度，长度参数L₁为Bump斜坡段沿基础翼型弦长方向的长度，长度参数L₂为Bump顶峰段沿基础翼型弦长方向的长度；

步骤2：确定Bump的位置参数Xc，位置参数Xc为Bump斜坡段起点的弦长位置；具体包含以下步骤：

步骤2.1：生成基础翼型的计算网格，对基准翼型进行定马赫数、不同攻角下的定常CFD数值模拟；基于得到的定常CFD计算结果，采用升力线性段斜率变化0.1的方法预估抖振始发迎角；

步骤2.2：在包含预估抖振始发迎角α_buffet-onset的迎角范围内，以设定的迎角间隔步长取点，并进行非定常CFD计算，根据非定常计算结果，得到基准翼型的抖振始发攻角α_onset和抖振完全建立攻角α_established；

步骤2.3：进行来流攻角为α_established下的非定常流场计算，确定抖振完全建立工况下，激波附面层最下游干扰点距离基准翼型前缘的位置X；