一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼

1.本发明涉及飞行器设计领域，尤其涉及一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼。


背景技术：

2.机翼是为飞行器提供升力的组件，通常将机翼分为上、下翼面(即吸力面和压力面)，气流流经上、下翼面时产生向上的压差，进而产生升力。飞行器在大攻角飞行状态时，由于空气粘性作用，气流流经机翼上翼面时速度减小，而逆压梯度不断增加，当上翼面边界层流动无法克服逆压梯度时，气流在上翼面发生分离，引起升力迅速减小，阻力骤增；而且分离气流具有不稳定性，会产生分离涡，从而引起机翼振动，影响飞行安全。因此，在大攻角飞行时需要对机翼进行相应的流场控制来减缓分离。
3.目前常用的流场控制方法有主动控制和被动控制两种。主动控制是将辅助能量引入流场，在流场中某一位置施加扰动，达到流动控制目的，如零质量射流、合成射流等。但是采用主动流动控制的方法需要较多附加装置，结构重量增加，且不利于安装和维修。与主动流动控制相对应，被动控制是一种没有辅助能量消耗的流动控制方法，主要通过改变流动边界条件、压力梯度等达到流动控制的目的。目前机翼普遍采用的被动控制方法主要有：用涡流发生器来抑制流动分离、用翼尖控制装置减小阻力等。该被动控制的方法也需要附加装置，使结构重量增加，且不利于安装和维修。
4.故，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。


技术实现要素：

5.发明目的：为了在不附加主、被动控制装置的情况下改善机翼尾部流动分离，减小机翼上翼面的分离区，削弱由于流动分离引起的升力下降，本发明提供一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼。
6.技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼，包括机翼本体和多孔介质尾缘；所述多孔介质尾缘镶嵌于机翼本体尾部。
7.进一步的，所述机翼本体各展向剖面形状相同。
8.进一步的，所述多孔介质尾缘关于机翼本体展向中点剖面所在平面对称分布。
9.进一步的，所述多孔介质尾缘展向长度为机翼本体展向总长的三分之一。
10.进一步的，所述多孔介质尾缘前缘距离机翼本体前缘的垂直距离为0.723c，c为机翼弦长。
11.进一步的，所述多孔介质尾缘各展向剖面相同。
12.进一步的，所述多孔介质尾缘采用非金属材料或以金属及其合金为原料制备而成的泡沫金属材料。
13.进一步的，所述多孔介质尾缘采用35ppi～80ppi，孔隙率为74.8％～88.4％的各向同性多孔介质材料。
14.进一步的，所述机翼本体采用非金属材料或金属材料。
15.进一步的，所述机翼本体采用naca0025翼型。
16.有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点如下：(1)将原始机翼尾部的部分尾缘区域更换为多孔介质材料，减小了机翼上翼面的分离区，削弱了由于流动分离引起的升力下降；(2)结构简单，维护方便，易于实现。
附图说明
17.图1是本发明的亚声速机翼三维结构图；
18.图2是本发明的亚声速机翼侧视图尺寸标注图；
19.图3是本发明的亚声速机翼俯视图尺寸标注图；
20.图4是实验一原始机翼和带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面弦向壁面剪切应力分布曲线；
21.图5是实验一原始机翼和带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面压力系数分布曲线；
22.图6是实验二，攻角分别为6
°
、8
°
、10
°
、12
°
、14
°
时，带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面弦向壁面剪切应力分布曲线；
23.图7是实验二，攻角分别为6
°
、10
°
时，带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面压力系数分布曲线；
24.图8是实验二，攻角分别为8
°
、10
°
时，带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面压力系数分布曲线；
25.图9是实验二，攻角分别为12
°
、10
°
时，带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面压力系数分布曲线；
26.图10是实验二，攻角分别为14
°
、10
°
时，带多孔介质尾缘的亚声速机翼上、下翼面压力系数分布曲线。
具体实施方式
27.如图1所示，本实施例中的一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼，包括机翼本体1和多孔介质尾缘2，多孔介质尾缘2镶嵌于机翼本体1尾部。如图2和图3所示，机翼本体1采用尺寸放大两倍的naca0025翼型，机翼弦长c＝200.6mm，机翼展向总长l＝300mm，机翼本体1最厚处厚度为50mm，机翼本体1采用非金属材料或金属材料。多孔介质尾缘2前缘与机翼本体1前缘垂直距离为x,其中x＝0.723c，即145mm，多孔介质尾缘2前缘与机翼本体1尾缘垂直距离为55.6mm；多孔介质尾缘2最厚处厚度为28.5mm；多孔介质尾缘2沿展向长度为1/3l，即100mm。多孔介质尾缘2各展向剖面相同，且采用50ppi，孔隙率为83.64％的各向同性多孔介质材料。
28.将弦向作为x方向，展向作为z方向，机翼本体1最前缘展向中心点为坐标原点；以机翼弦长为基准对x方向坐标进行无量纲化，以机翼展长为基准对z方向坐标进行无量纲化。验证实验中，原始机翼简称p1，带多孔介质尾缘的机翼简称p2。截取p1和p2上、下翼面展向中心型线，提取压力系数和弦向壁面剪切应力数据，绘制成上、下翼面压力系数分布曲线和弦向壁面剪切应力分布曲线。p1和p2上、下翼面的压力系数和弦向壁面剪切应力值在机翼本体1前缘受多孔介质尾缘2的影响很小，故x/c＝0～0.3范围内不进行分析，附图4至附
图10中展示的数据为x/c≥0.3范围内的。
29.验证试验一：对p1和p2外流场进行数值仿真。设置多孔介质物性参数如下：各向同性、惯性阻力系数为1538.6286、粘性阻力系数为20376000、孔隙率为83.64％。设置地面实验条件，来流静压p0＝101325pa、来流静温t0＝298k、来流速度v0＝30m/s、飞行攻角α＝10
°
。如图4所示，p1上翼面弦向壁面剪切应力在x/c＝0.75之后由正值变为负值，说明在p1尾部上翼面展向中心区域出现流动分离；而p2上、下翼面弦向壁面剪切应力分布曲线在x/c＝0.73附近交汇，在该位置之后弦向壁面剪切应力为零，说明p2尾部上翼面展向中心区域没有出现流动分离。
30.如图5所示，p1上、下翼面压力系数分布曲线在x/c＝0.664附近相交，相交之后上翼面压力系数分布曲线位于下翼面压力系数分布曲线之上。从提升机翼升力角度讲，希望机翼上翼面压力尽可能低于下翼面压力，而上翼面压力系数分布曲线位于下翼面压力系数分布曲线之上时，压差方向发生改变，出现对升力不利的压差。相比之下，p2上、下翼面压力系数分布曲线交点后移，两曲线相交之后近似重合，对升力不利的压差消失。
31.验证实验一可以证明：本发明将原始机翼尾部的部分尾缘区域更换为多孔介质材料，使得机翼上翼面展向中心区域的分离区消失，同时削弱了由于流动分离引起的升力下降。
32.验证实验二：对p2外流场进行数值仿真，设置飞行攻角α＝6
°
、8
°
、10
°
、12
°
、14
°
，其他参数设置均与实验一相同。比较α＝6
°
、8
°
、12
°
、14
°
和α＝10
°
时，p2上、下翼面压力系数分布曲线和弦向壁面剪切应力分布曲线，验证当飞行攻角变化时的流动控制效果。
33.从图6可以看出：(1)α＝6
°
、8
°
时，上翼面弦向壁面剪切应力均为正值，多孔介质尾缘2展向中心区域没有出现分离区。(2)α＝12
°
、14
°
时，在x/c＝0.7附近上翼面弦向壁面剪切应力存在负值，上翼面多孔介质尾缘2前端存在小范围的分离区，说明攻角过大分离区前移，但是，在多孔介质尾缘2区域弦向壁面剪切应力值均为零，多孔介质尾缘2展向中心区域没有出现分离区。
34.从图7至图10可以看出，α＝6
°
、8
°
、12
°
、14
°
时p2上、下翼面压力系数分布曲线与α＝10
°
时具有相同特征，即上、下翼面压力系数分布曲线相交后，两曲线近似重合，削弱了由于流动分离引起的升力下降。
35.验证实验二对飞行攻角为α＝6
°
、8
°
、10
°
、12
°
、14
°
时，p2上、下翼面压力系数分布曲线和弦向壁面剪切应力分布曲线进行分析，得出以下结论：在合适的攻角范围内，当攻角变化时，将原始机翼尾部的部分尾缘区域更换为多孔介质材料，同样可以减小机翼尾部的分离区，削弱由于流动分离引起的升力下降。

技术特征：
1.一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼，其特征在于，包括机翼本体(1)和多孔介质尾缘(2)；所述多孔介质尾缘(2)镶嵌于机翼本体(1)尾部。2.根据权利要求1所述的亚声速机翼，其特征在于，所述机翼本体(1)各展向剖面形状相同。3.根据权利要求2所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)关于机翼本体(1)展向中点剖面所在平面对称分布。4.根据权利要求3所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)展向长度为机翼本体(1)展向总长的三分之一。5.根据权利要求4所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)前缘距离机翼本体(1)前缘的垂直距离为0.723c，c为机翼弦长。6.根据权利要求5所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)各展向剖面相同。7.根据权利要求1所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)采用非金属材料或以金属及其合金为原料制备而成的泡沫金属材料。8.根据权利要求1所述的亚声速机翼，其特征在于，所述多孔介质尾缘(2)采用35ppi～80ppi，孔隙率为74.8％～88.4％的各向同性多孔介质材料。9.根据权利要求1所述的亚声速机翼，其特征在于，所述机翼本体(1)采用非金属材料或金属材料。10.根据权利要求1所述的亚声速机翼，其特征在于，所述机翼本体(1)采用naca0025翼型。

技术总结
本发明公开了一种带有多孔介质尾缘的亚声速机翼，包括机翼本体和多孔介质尾缘，多孔介质尾缘镶嵌于机翼本体尾部。机翼本体各展向剖面形状相同，机翼本体采用非金属材料或金属材料；多孔介质尾缘在机翼本体上呈对称分布，多孔介质尾缘采用35PPI～80PPI，孔隙率为74.8％～88.4％的各向同性多孔介质材料。本发明将原始机翼尾部的部分尾缘区域更换为多孔介质材料，减小机翼尾部的流动分离，削弱由流动分离引起的升力下降。动分离引起的升力下降。动分离引起的升力下降。


技术研发人员：谢旅荣 潘纪富 卜炜峻 林华川 于平贺 蔡含怡 高寒
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.04.10
技术公布日：2023/6/28