CN112810800A - 一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法 - Google Patents

一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，属于飞行器流动控制技术领域。该方法在翼型表面的局部设置有柔性结构以及驱动柔性结构进行振动的驱动机构，柔性结构在驱动机构或外部气流的作用下围绕平衡位置做往复振动，振动区内翼型表面一点的位移量由垂直于翼型弦长方向上的变形量和变形量沿翼型弦长方向的分布规律确定。本发明能够简化控制***结构，缩小体积，同时取得好的层流分离控制效果。

Description

一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法
技术领域
本发明属于飞行器流动控制技术领域，具体涉及一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法。
背景技术
对于近年来蓬勃发展的微小型无人机和高空长航时无人机等飞行器来说，由于自身尺寸小、飞行速度低或飞行环境的空气密度低，造成特征长度雷诺数较低(Re＝104～106)。在低雷诺数条件下，空气的粘性效应和非定常效应占主导，流动状态以层流为主，动量小，抗逆压梯度的能力较弱，流动很容易脱离壁面发生层流分离。层流分离后，飞行器升力减小、阻力增大并发生失速，对气动特性造成不利影响。因此需要对流动进行控制，以抑制层流分离，改善飞行器气动特性。
目前的层流分离流动控制技术有很多，根据是否消耗能量，可将这些流动控制技术分为被动和主动两大类，前者包括局部变形、格尼襟翼等，后者包括吹/吸气、合成射流、等离子体等。
在各种主动流动控制技术中，吹/吸气等控制方法需要在机体内部布置气源管路，机构复杂；而等离子体流动控制技术需要高压电源，控制***小型化的难度很大
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，能够简化控制***结构，缩小体积，同时取得好的层流分离控制效果。
一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，该方法在翼型表面的局部设置有柔性结构以及驱动柔性结构进行振动的驱动机构，柔性结构在驱动机构或外部气流的作用下围绕平衡位置做往复振动，振动区内翼型表面一点的位移量由垂直于翼型弦长方向上的变形量和变形量沿翼型弦长方向的分布规律确定。
进一步地，所述为垂直于翼型弦长方向上的变形量Δy的表达式为：
Figure BDA0002919815600000011
其中：A为变形最大点的振幅；
Figure BDA0002919815600000021
为归一化的x坐标，控制变形量沿翼型弦长方向的分布；ω为角频率，等于振动频率的2π倍，ω＝2πf；t为时间。
进一步地，所述变形量沿翼型弦长方向的分布规律为：
Figure BDA0002919815600000022
其中x1、x2和x*分别表示变形区域的左、右端点和中点的x坐标。
进一步地，所述柔性结构的振动模式和振动位置有不同的定义。
进一步地，所述驱动机构采用气动直线振动器。
有益效果：
1、本发明提出的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，只需要产生机翼局部表面的小幅度振动，大大简化了控制***结构，缩小了体积；且可以根据不同机翼和翼型的具体情况，灵活布置控制器。
2、本发明提出的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，通过机翼表面小尺度局部结构的振动，向边界层的流体注入能量，从而增强流动抵抗逆压梯度的能力，能有效抑制流动分离。
附图说明
图1为翼面局部振动变形模式及坐标系定义示意图；
图2为翼型升力系数-时间曲线图；
图3为翼型阻力系数-时间曲线图；
图4为瞬时压力系数等值线-流线图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，该方法在翼型表面的局部设置有柔性结构以及驱动柔性结构进行振动的驱动机构，柔性结构在驱动机构或外部气流的作用下围绕平衡位置做往复振动，振动模式如附图1所示。振动区内翼型表面一点的位移量表达式如式(1)和式(2)所示
Figure BDA0002919815600000031
式(1)中，Δy为垂直于翼型弦长方向上的变形量，A为变形最大点的振幅；
Figure BDA0002919815600000032
为归一化的x坐标，控制变形量沿翼型弦长方向的分布；ω为角频率，等于振动频率的2π倍，ω＝2πf；t为时间。设变形量沿翼型弦长方向的分布规律为：
Figure BDA0002919815600000033
式(2)中x1、x2和x*分别表示变形区域的左、右端点和中点的x坐标。
附图2和3给出了数值模拟计算得到的利用本发明提出的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法进行流动控制，在低雷诺数飞行条件下(雷诺数Re＝3×104，攻角α＝4°)，E387翼型的升力系数、阻力系数曲线与无控情况的对比，其中控制器的参数取为：变形区域位置0～0.1c，激励频率f＝f0，激励振幅A＝2×10-3c(c为翼型弦长，f0为翼型在无控状态下的涡脱落频率)。图2、图3中使用实线表示无控情况，虚线表示有控情况；曲线表示瞬态值，直线表示时均值。可以看出，相比于无控情况，加入流动控制以后翼型的非定常升力系数的时均值增大约36％，阻力系数的时均值减小约33％，升阻比时均值增大约102％，说明本发明提出的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法具有显著的增升减阻效果。附图4给出了有控条件下翼型周围绕流的瞬时压力系数等值线-流线图与无控条件下的对比。可以看出，加入流动控制之后，翼型上表面后部的分离区消失，取而代之的是一系列沿翼型上表面向下游运动的漩涡，且漩涡处的压力较低，因此有控情况的升力更大。
由以上结果可见：本发明提出的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法能够在控制***结构简单、体积较小的情况下，取得明显的层流分离控制效果。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，其特征在于，该方法在翼型表面的局部设置有柔性结构以及驱动柔性结构进行振动的驱动机构，柔性结构在驱动机构或外部气流的作用下围绕平衡位置做往复振动，振动区内翼型表面一点的位移量由垂直于翼型弦长方向上的变形量和变形量沿翼型弦长方向的分布规律确定。
2.如权利要求1所述的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，其特征在于，所述为垂直于翼型弦长方向上的变形量Δy的表达式为：
Figure FDA0002919815590000011
其中：A为变形最大点的振幅；
Figure FDA0002919815590000012
为归一化的x坐标，控制变形量沿翼型弦长方向的分布；ω为角频率，等于振动频率的2π倍，ω＝2πf；t为时间。
3.如权利要求2所述的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，其特征在于，所述变形量沿翼型弦长方向的分布规律为：
Figure FDA0002919815590000013
其中x1、x2和x*分别表示变形区域的左、右端点和中点的x坐标。
4.如权利要求3所述的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，其特征在于，所述柔性结构的振动模式和振动位置有不同的定义。
5.如权利要求4所述的基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法，其特征在于，所述驱动机构采用气动直线振动器。
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