CN106564585B - 高性能深失速机翼结构及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高性能深失速机翼结构及飞行器，属于航空设备技术领域。该高性能深失速机翼结构包括：机翼本体及等离子体激励器，所述等离子体激励器附着在所述机翼本体后缘处，所述机翼本体前缘的形状为预设波形。本发明提供的高性能深失速机翼结构及飞行器，提高了飞行器在全攻角范围内的气动性能。

Description

高性能深失速机翼结构及飞行器

技术领域

本发明涉及航空设备技术领域，尤其涉及一种高性能深失速机翼结构及飞行器。

背景技术

在航空领域，提高飞行器的气动性能一直是人们关注的重点。其中，机翼本体在大攻角下的分离和失速会影响飞行器的气动性能，从而危及乘客的安全。

现有技术中，为了解决机翼本体在大攻角下的分离和失速问题，一种概念设计方案是将原有机翼本体平滑的前缘改造为凹凸不平的前缘，使得当气流流过机翼本体前缘时，会从凹陷向凸起卷起一个漩涡，该漩涡被流动方向上的气流拉长并向下游延伸，同时以流动方向为轴线旋转，逐渐形成流动掺混程度更高的湍流，从而将远离机翼本体表面的高速流动卷入靠近机翼本体表面的低速流动中，使得靠近机翼本体表面的气流的动能增加，从而提高了边界层抵抗流动分离的能力，以消除机翼本体分离和失速的现象。

但是，现有技术中通过机翼本体凹凸不平的前缘虽然消除机翼本体在大攻角下分离和失速的现象，提高了飞行器在大攻角下的气动性能，但是采用该方式会使得机翼本体的最大升力和中小攻角下升力减小，从而导致飞行器在中小攻角下的气动性能较差。

发明内容

本发明提供一种高性能深失速机翼结构及飞行器，以提高飞行器在全攻角范围内的气动性能。

本发明实施例提供一种高性能深失速机翼结构，包括：

机翼本体及等离子体激励器，所述等离子体激励器附着在所述机翼本体后缘处，所述机翼本体前缘的形状为预设波形。

在本发明一实施例中，所述预波形状为三角波形、正弦波形或余弦波形。

在本发明一实施例中，所述等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质及裸露电极。

在本发明一实施例中，所述覆盖电极和所述裸露电极非对称附着在所述绝缘介质的两侧，所述覆盖电极附着在所述机翼本体后缘边缘处，且所述覆盖电极的第一端与所述机翼本体后缘处的下表面平齐，所述裸露电极的第一端与所述机翼本体后缘处的上表面平齐。

在本发明一实施例中，所述覆盖电极的第二端所在直线与所述裸露电极的第二端所在直线的距离为M毫米，M大于等于0且小于等于1.5。

在本发明一实施例中，所述覆盖电极的长度与所述裸露电极的长度相等，且小于等于所述机翼本体展向方向的长度，所述绝缘介质的长度大于所述覆盖电极的长度；所述覆盖电极和所述裸露电极的宽度均小于等于N微米，所述绝缘介质的宽度小于等于S微米，所述覆盖电极和所述裸露电极的高度均为所述机翼本体平均气动弦长的T倍，所述绝缘介质的高度大于等于所述覆盖电极的高度、所述裸露电极的高度及所述覆盖电极的第二端与所述裸露电极的第二端的距离之和；其中，N大于等于0且小于等于15，S大于等于0且小于等于250，T大于等于0.3％且小于等于1％，所述机翼本体后缘处的平面的高度大于等于所述绝缘介质的高度。

在本发明一实施例中，所述预设形状的波幅为所述机翼本体平均气动弦长的P倍，所述预设形状的波长为所述机翼本体平均气动弦长的Q倍，其中，所述P大于等于0.03且小于等于0.11，Q大于等于0.11且小于等于0.43。

在本发明一实施例中，所述覆盖电极和所述裸露电极均为金属材质。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括：

机体和上述任一实施例所述的高性能深失速机翼结构。

本发明实施例提供的高性能深失速机翼结构及飞行器，该高性能深失速机翼结构包括：机翼本体及等离子体激励器，等离子体激励器附着在机翼本体后缘处，机翼本体前缘的形状为预设波形。由此可见，在本发明实施例中，通过在机翼本体后缘处附着等离子体激励器，使得在高压高频交流电源的驱动下，等离子体激励器表面会周期性地产生从裸露电极到覆盖电极方向，以及从覆盖电极到裸露电极方向的壁面射流向下冲刷回流区，能够提升机翼本体的升力，从而提高了飞行器在中小攻角下的气动性能，此外，通过将机翼本体前缘的形状为预设波形，可以使得靠近机翼本体表面的气流的动能增加，从而提高了边界层抵抗流动分离的能力，进而提高了飞行器在大攻角下的气动性能，即通过本发明实施例提供的高性能深失速机翼结构，提高了飞行器在全攻角范围内的气动性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种高性能深失速机翼结构的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种机翼本体前缘的俯视图；

图3为本发明实施例提供的另一种高性能深失速机翼结构的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种等离子体激励器的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的一种高压高频正弦交流信号在负半周期的电子流向示意图；

图6为本发明实施例提供的一种高压高频正弦交流信号在正半周期的电子流向示意图；

图7为本发明实施例提供的一种攻角与升力系数的关系图；

图8为本发明实施例提供的一种飞行器的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例，例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

需要说明的是，下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种高性能深失速机翼结构10的结构示意图，请参见图1所示，当然，本发明实施例只是以图1为例进行说明，但并不代表本发明仅局限于此。该高性能深失速机翼结构10包括：

机翼本体101及等离子体激励器103，等离子体激励器103附着在机翼本体101后缘处，机翼本体101前缘的形状为预设波形102。

其中，大攻角通常是指角度大于等于12度的攻角，中小攻角是指角度小于12度的攻角，当然，具体可以根据实际需要进行划分，本发明只是以12度为例进行说明，但并不代表本发明仅局限于此。

示例的，机翼本体101前缘的形状为预设波形102，所述预设波形102是指其形状具有波长和波幅，请参见图2所示，图2为本发明实施例提供的一种机翼本体101前缘的俯视图，当然，本发明实施例只是以图2为例进行说明，但并不代表本发明实施例仅局限于此。

在本发明实施例中，通过在机翼本体101后缘处附着等离子体激励器103，使得当该等离子体激励器103开启时，在高压高频交流电源的驱动下，等离子体激励器103表面会周期性地产生从裸露电极1033到覆盖电极1031方向，以及从覆盖电极1031到裸露电极1033方向的壁面射流向下冲刷回流区，从而在机翼本体101的上表面产生一种向下游抽吸的效应，这种抽吸效应进一步提高了其抵抗流动分离的能力。更重要的是，这种抽吸效应使得机翼本体101上表面的气流向下游方向的流速增加，从而提高了机翼本体101的环量，进而使得升力增加。同时，在机翼本体101的下表面自由来流撞击到壁面射流上速度减慢，因此，在机翼本体101下表面形成一个小的低速高压回流区，增加了下表面的压力，也能够提升机翼本体101的升力，从而提高了飞行器在中小攻角下的气动性能。

进一步地，在本发明实施例中，通过将机翼本体101前缘的形状为预设波形102，当气流流过机翼本体101前缘时，会从凹陷向凸起卷起一个漩涡，该漩涡被流动方向上的气流拉长并向下游延伸，同时该漩涡以流动方向为轴线旋转，并在向下游的发展中逐渐形成流动混乱程度更高的湍流。漩涡的卷吸能力及湍流的掺混能力可以将远离机翼本体101表面的高速流动卷入靠近机翼本体101表面的低速流动中，使得靠近机翼本体101表面的气流的动能增加，从而提高了边界层抵抗流动分离的能力，进而提高了飞行器在大攻角下的气动性能。

本发明实施例提供的高性能深失速机翼结构10，该高性能深失速机翼结构10包括：机翼本体101及等离子体激励器103，等离子体激励器103附着在机翼本体101后缘处，机翼本体101前缘的形状为预设波形102。由此可见，在本发明实施例中，通过在机翼本体101后缘处附着等离子体激励器103，使得在高压高频交流电源的驱动下，等离子体激励器103表面会周期性地产生从裸露电极1033到覆盖电极1031方向，以及从覆盖电极1031到裸露电极1033方向的壁面射流向下冲刷回流区，能够提升机翼本体101的升力，从而提高了飞行器在中小攻角下的气动性能，此外，通过将机翼本体101前缘的形状为预设波形102，可以使得靠近机翼本体101表面的气流的动能增加，从而提高了边界层抵抗流动分离的能力，进而提高了飞行器在大攻角下的气动性能，即通过本发明实施例提供的高性能深失速机翼结构10，提高了飞行器在全攻角范围内的气动性能。

基于图1对应的实施例，在图1对应的实施例的基础上，进一步地，本发明实施例还提供了另一种高性能深失速机翼结构10，请参见图3所示，图3为本发明实施例提供的另一种高性能深失速机翼结构10的结构示意图，当然，本发明实施例只是以图2为例进行说明，但并不代表本发明仅局限于此。该高性能深失速机翼结构10还包括：

可选的，等离子体激励器103包括覆盖电极1031、绝缘介质1032及裸露电极1033。

示例的，请参见图4所示，图4为本发明实施例提供的一种等离子体激励器103的结构示意图，当然，本发明只是以图3为例进行说明，但并不代表本发明仅局限于此。覆盖电极1031和裸露电极1033非对称附着在绝缘介质1032的两侧，覆盖电极1031附着在机翼本体101后缘边缘处，且覆盖电极1031的第一端与机翼本体101后缘处的下表面平齐，裸露电极1033的第一端与机翼本体101后缘处的上表面平齐。

其中，等离子体激励器103的裸露电极1033和覆盖电极1031之间的绝缘介质1032起到阻挡高压高频放电的作用。裸露电极1033和覆盖电极1031分别连接高压高频电源的两个输出端，覆盖电极1031作为参考电势。

可选的，覆盖电极1031的第二端所在直线与裸露电极1033的第二端所在直线的距离为M毫米，M大于等于0且小于等于1.5。

其中，覆盖电极1031的第二端所在直线与裸露电极1033的第二端所在直线的距离是指覆盖电极1031的第二端所在直线与裸露电极1033的第二端所在直线之间的垂直距离。优选的，在本发明实施例中，覆盖电极1031的第二端所在直线与裸露电极1033的第二端所在直线的距离值M为0，即覆盖电极1031的一端与裸露电极1033的一端重合，以提高等离子体激励器103的放电性能。

进一步地，对于等离子体激励器103而言，其覆盖电极1031的长度与裸露电极1033的长度相等，且小于等于机翼本体101展向方向的长度，绝缘介质1032的长度大于覆盖电极1031的长度，以便完全遮盖覆盖电极1031；覆盖电极1031和裸露电极1033的宽度均小于等于N微米，绝缘介质1032的宽度小于等于S微米，覆盖电极1031和裸露电极1033的高度均为机翼本体101平均气动弦长的T倍，绝缘介质1032的高度大于等于覆盖电极1031的高度、裸露电极1033的高度及覆盖电极1031的第二端与裸露电极1033的第二端的距离之和；其中，N大于等于0且小于等于15，S大于等于0且小于等于250，T大于等于0.3％且小于等于1％，机翼本体101后缘处的平面的高度大于等于裸露电极1033、覆盖电极1031及极间空隙高度之和。

示例的，在本发明实施例中，为了方便等离子体激励器103的安装与使用，通常需要对机翼本体101的后缘应做切尖处理。即将圆形或尖后缘修正成平面，且修正后的平面的高度不小于等离子体激励器103的裸露电极1033、覆盖电极1031及极间空隙高度之和，从而使得该等离子体激励器103可以较好地附着在机翼本体101的后缘。

此外，通常情况下，绝缘介质1032的高度大于等于覆盖电极1031的高度、裸露电极1033的高度及覆盖电极1031的第二端与裸露电极1033的第二端的距离之和，且绝缘介质1032至少在覆盖电极1031外侧端延伸1毫米到2毫米，以避免裸露电极1033和覆盖电极1031之间通过绝缘介质1032端面放电，从而提高了等离子体激励器103的耐高压性能。

进一步地，通过将裸露电极1033和覆盖电极1031的厚度设置为不超过15微米，绝缘介质1032的厚度不超过250微米，这样可以把等离子体激励器103直接贴附于机翼本体101后缘处，由于等离子体激励器103的厚度相对于当地流动边界层的厚度很小，使得该等离子体激励器103受到的来自来流产生的扰动可以忽略。在本发明实施例中，通过将等离子体直接附着在机翼本体101后缘处，而不是与机翼本体101一体化加工成型，其实现方式简单方便，具有较高的可行性。此外，由于等离子体激励器103的作用效果可以通过调节电源信号实现，因此，飞行员可以根据实际飞行需求调整控制效果，从而实现飞行器最佳的飞行状态。

在实际应用过程中，以高压高频电压的波形为正弦波形信号为例进行说明。对于电源信号要求其电压峰值在2kV～24kV，频率在1kHz～15kHz。其中等离子体激励器103对流动的控制效果随电压和频率的增加而升高，同时，为考虑机载设备的要求，设备不应工作在过高的能耗下，因此电源信号的电压和频率不能过高。示例的，请参见图5所示，图5为本发明实施例提供的一种高压高频正弦交流信号在负半周期的电子流向示意图。当高压高频正弦交流信号处于负半周期时，亦即裸露电极1033相对覆盖电极1031处于低电势时，高压高频作用使得裸露电极1033附近的空气电离形成电子，并在电场力作用下，电子在绝缘介质1032表面运动，形成由裸露电极1033到覆盖电极1031方向的电子流，放电方向从裸露电极1033指向覆盖电极1031方向。由于绝缘介质1032的阻挡作用，少部分电子可以穿过绝缘介质1032表层，但是大部分电子不能穿过绝缘介质1032抵达覆盖电极1031，因此，大部分电子聚集停留在覆盖电极1031外侧的绝缘介质1032表面。该放电过程一直持续，高压高频放电产生的电子源源不断的从裸露电极1033运动到覆盖电极1031表面的绝缘介质1032，直到裸露电极1033的电势比覆盖电极1031的电势高为止。在电子运动的同时，由于空气粘性作用，带动周围的空气一起运动，从而会产生一种绝缘介质1032表面的从裸露电极1033指向覆盖电极1031方向的壁面射流。

同理，请参见图6所示，图6为本发明实施例提供的一种高压高频正弦交流信号在正半周期的电子流向示意图。当高压高频交流信号处于正半周期时，覆盖电极1031相对裸露电极1033处于低电势时，高压高频作用使得覆盖电极1031附近的空气电离形成电子。由于绝缘介质1032的阻挡作用，由覆盖电极1031本身产生的电子并不能穿过绝缘介质1032到达裸露电极1033，但是聚集在覆盖电极1031外侧的绝缘介质1032附近的电子，则可以在电场力驱动下运动到裸露电极1033，形成由覆盖电极1031到裸露电极1033方向的电子流，放电方向从覆盖电极1031指向裸露电极1033方向。该放电过程一直持续，聚集在覆盖电极1031表面的电子源源不断的从覆盖电极1031方向流向裸露电极1033方向，直到覆盖电极1031的电势比裸露电极1033的电势高为止。在电子运动的同时，由于空气粘性作用，带动周围的空气一起运动，从而会产生一种绝缘介质1032表面的从覆盖电极1031指向裸露电极1033方向的壁面射流。

在上述正半周期和负半周期形成壁面射流之后，该高速壁面射流向下冲刷回流区，从而使得原本低速高压的尾端回流区变成高速低压区，从而在机翼本体101的上表面产生一种向下游抽吸的效应，这种抽吸作用进一步提高了其抵抗流动分离的能力。更重要的是，这种抽吸效应使得机翼本体101上表面的气流向下游方向的流速增加，从而提高了机翼本体101的环量，进而使得升力增加。同时，在机翼本体101的下表面自由来流撞击到壁面射流上速度减慢，因此，在机翼本体101下表面形成一个小的低速高压回流区，增加了下表面的压力，也能够提升机翼本体101的升力，从而提高了飞行器在中小攻角下的气动性能。

可选的，覆盖电极1031和裸露电极1033均为金属材质。

示例的，在本发明实施例中，裸露电极1033和覆盖电极1031均采用具有导电性能的金属材料制作，例如铜箔等。此外，绝缘介质1032采用环氧树脂、石英玻璃、陶瓷、聚酰亚胺薄膜、聚酯薄膜等具有高阻抗，绝缘性能好的绝缘材料。特别的，等离子体激励器103的绝缘介质1032可以采用柔性的聚酯薄膜，制作形成柔性的等离子体激励器103，从而可以贴附于有弯度的表面。

可选的，预波形状为三角波形、正弦波形或余弦波形。进一步地，预设形状的波幅为机翼本体101平均气动弦长的P倍，预设形状的波长为机翼本体101平均气动弦长的Q倍，其中，P大于等于0.03且小于等于0.11，Q大于等于0.11且小于等于0.43。

其中，波幅代表定义前缘形状的正弦波的波峰与波谷之间的距离，而波长代表了定义前缘形状的正弦波波峰与波峰之间的距离(或波谷与波谷之间的距离)。若波幅过大，则会导致比较显著的升力损失和阻力增加；若波幅过小，则会削弱大攻角下减弱分离和消除失速能力。若波长过大，则会损害其大攻角下减弱分离和消除失速的能力。

在本发明实施例中，通过将机翼本体101前缘的形状设置为三角波形、正弦波形或余弦波形。当气流流过机翼本体101前缘时，会从凹陷向凸起卷起一个漩涡，该漩涡被流动方向上的气流拉长并向下游延伸，同时该漩涡以流动方向为轴线旋转，并在向下游的发展中逐渐形成流动混乱程度更高的湍流。漩涡的卷吸能力及湍流的掺混能力可以将远离机翼本体101表面的高速流动卷入靠近机翼本体101表面的低速流动中，使得靠近机翼本体101表面的气流的动能增加，从而提高了边界层抵抗流动分离的能力，进而提高了飞行器在大攻角下的气动性能。

在应用过程中，使用等离子体激励器103可以增加机翼本体101的升力系数，从而提高机翼本体101的升力。请参见图7所示，图7为本发明实施例提供的一种攻角与升力系数的关系图。其中，横坐标表示攻角α，纵坐标表示升力系数C_L。示例的，该等离子体激励器103的频率为3kHz，电压峰峰值为4kV。由图7可以看到，相比于等离子体激励器103关闭的情况(黑色实心线)，开启等离子体激励器103后(白色空心线)，在中低攻角下，升力系数曲线向上平移，机翼本体101的整体升力得到了提升。而在大攻角下，虽然较中低攻角的增升能力明显减弱，但等离子体激励器103也能够进一步提高大攻角下的增升能力。因此，在本发明实施例中，通过将机翼本体101前缘的形状为预设波形102的同时，在机翼本体101后缘处附着等离子体激励器103，可以提高机翼本体101在全攻角范围内的升力系数，从而提高了飞行器在全攻角范围内的气动性能。

图8为本发明实施例提供的一种飞行器80的结构示意图，示例的，该飞行器80可以为飞机，请参见图8所示，该飞行器80可以包括：

机体801和上述任一实施例所示的高性能深失速机翼结构10。

本发明实施例所示的飞行器80，可以执行上述任一实施例所示的技术方案，其实现原理以及有益效果类似，此处不再进行赘述。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (4)

1.一种高性能深失速机翼结构，其特征在于，包括：

机翼本体及等离子体激励器，所述等离子体激励器附着在所述机翼本体后缘处，所述机翼本体前缘的形状为预设波形；

其中，所述预设波形为三角波形、正弦波形或余弦波形；

所述等离子体激励器包括覆盖电极、绝缘介质及裸露电极；

所述覆盖电极和所述裸露电极非对称附着在所述绝缘介质的两侧，所述覆盖电极附着在所述机翼本体后缘边缘处，且所述覆盖电极的第一端与所述机翼本体后缘处的下表面平齐，所述裸露电极的第一端与所述机翼本体后缘处的上表面平齐；所述覆盖电极的第二端所在直线与所述裸露电极的第二端所在直线的距离为M毫米，M大于0且小于等于1.5；

所述覆盖电极的长度与所述裸露电极的长度相等，且小于等于所述机翼本体展向方向的长度，所述绝缘介质的长度大于所述覆盖电极的长度；所述覆盖电极和所述裸露电极的宽度均小于等于N微米，所述绝缘介质的宽度小于等于S微米，所述覆盖电极和所述裸露电极的高度均为所述机翼本体平均气动弦长的T倍，所述绝缘介质的高度大于等于所述覆盖电极的高度、所述裸露电极的高度及所述覆盖电极的第二端与所述裸露电极的第二端的距离之和；其中，N大于0且小于等于15，S大于0且小于等于250，T大于等于0.3％且小于等于1％，所述机翼本体后缘处的平面的高度大于等于所述绝缘介质的高度。

2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，

所述预设波形的波幅为所述机翼本体平均气动弦长的P倍，所述预设波形的波长为所述机翼本体平均气动弦长的Q倍，其中，所述P大于等于0.03且小于等于0.11，Q大于等于0.11且小于等于0.43。

3.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于，

所述覆盖电极和所述裸露电极均为金属材质。

4.一种飞行器，其特征在于，包括：

机体和上述权利要求1-3任一项所述的高性能深失速机翼结构。