[发明专利]一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法

说明书

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系统结构，缩小体积，同时取得好的层流分离控制效果。

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，控制系统小型化的难度很大

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，能够简化控制系统结构，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：

其中：A为变形最大点的振幅；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：

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，大大简化了控制系统结构，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