专利摘要

本发明提出一种基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，由等离子体激励器诱导产生的水平壁面射流与来流相互作用所实现。等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近后缘处，包含裸露电极、覆盖电极以及两电极之间的绝缘介质，其中裸露电极靠近机翼的后缘，覆盖电极位于裸露电极上游。裸露电极和覆盖电极之间施加高压高频正弦交流电源，诱导产生指向上游方向的壁面射流，与自由来流相互作用，在机翼压力面靠近后缘处形成一个稳定的回流区，增加了机翼压力面压力及吸力面吸力，从而提高机翼的升力。本发明的气动式格尼襟翼的增升效果和机理与传统机械式格尼襟翼相似，但是前者质量轻、装置简单、对流场边界层干扰小，且能实现对机翼的主动、非定常控制。

说明书

技术领域

本发明涉及一种气动式格尼襟翼，具体是由放置于机翼压力面的等离子体激励器诱导产生的壁面射流所实现的气动式格尼襟翼。

背景技术

在航空工程领域，格尼襟翼是一种有效增加飞机升力的装置。如图1所示,通常格尼襟翼2采用扰流片制作形成，垂直贴附于机翼压力面靠近后缘1b处。格尼襟翼高度通常为机翼根弦长的0.5%到3%，却能极大幅度得提高机翼的升力。从格尼襟翼应用的航行状态来看，它最有效的时刻是飞机的起飞降落阶段，可以极大缩短飞机的起飞和降落距离。但是在飞机巡航阶段，由于处于稳定状态，不需要额外增加飞机升力。此时安装格尼襟翼，会带来较大的额外阻力增加，影响到飞机航行的经济型。因此，比较理想的设计方案是实现机械式格尼襟翼的主动可控。但是，为了实现此目的，需要复杂的机械机构，不仅增加了飞机的额外重量，也会降低机翼的疲劳强度。因此，有必要发明能够实现主动性控制的格尼襟翼的新型布局形式及其实现方式。

发明内容

本发明的目的在于：发明一种新型布局的格尼襟翼，以实现对机翼增升的主动控制以及非定常控制。

在说明本发明的气动式格尼襟翼之前，首先确定几个名词的含义：指定绕过机翼的自由来流的速度方向为从机翼前缘方向指向后缘方向，通常机翼在自由来流中存在一定的攻角，攻角在0°到90°之间；指定当地自由来流的速度所指方向为下游，相反方向为上游，上游和下游用来表述的是一种位置上的相互关系。

本发明提出的一种基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，通过等离子体激励器在机翼上设置特定布局形式实现。等离子体激励器包括：裸露电极、覆盖电极以及绝缘介质，绝缘介质位于两电极之间，用于阻挡高压高频放电。具体等离子体激励器的特定布局形式为：等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近机翼后缘处，裸露电极靠近机翼后缘，覆盖电极位于裸露电极上游，覆盖电极所处位置与裸露电极所处位置不重叠；露电极和覆盖电极之间施加高压高频正弦交流电源。

所述的裸露电极和覆盖电极分别接高压高频交流电源的两个输出端，施加在裸露电极和覆盖电极之间的正弦交流电压的峰峰值至少1千伏，频率至少1千赫兹。

所述的等离子体激励器的工作模式包括定常模式和非定常模式。在定常模式下，等离子体激励器一直处于开启状态，通过在裸露电极和覆盖电极之间始终施加高压高频正弦交流电源实现。在非定常模式下，等离子体激励器周期性地开启和关闭，通过在裸露电极和覆盖电极之间施加周期性的高压高频正弦交流电源实现，周期变化频率为机翼尾迹涡脱落的固有频率的半频及倍频。本发明的气动式格尼襟翼，其优点和积极效果在于：

1、本发明基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，完全由壁面射流所实现，可以增加翼型、机翼、飞机等的升力，可以代替传统的机械式格尼襟翼，且不需要额外的扰流片改变机翼后缘局部形状。

2、本发明基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，质量轻、装置简单、易于安装、对流场边界层干扰小、功耗小、响应迅速，特别是基于柔性绝缘材料制作形成的等离子体激励器，可以贴附于任意曲面的表面。

3、本发明基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，可以实现电气化控制，根据需要随时开启和关闭，实现实时主动控制，解决了机械式格尼襟翼由于不能执行主动控制而引起的额外形状阻力增加问题。

4、本发明基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，可以实现对机翼绕流的非定常控制，相比定常控制模式具有更高的效率。

附图说明

图1是安装有机械式格尼襟翼的机翼示意图；

图2是本发明的气动式格尼襟翼在机翼上的实现方式示意图及其局部放大示意图；

图3（a）是高压高频正弦交流电源处于负半周期时等离子体激励器的放电形式；

图3（b）是高压高频正弦交流电源处于正半周期时等离子体激励器的放电形式；

图4是本发明的气动式格尼襟翼执行非定常控制模式时的脉冲激励信号示意图；

图5（a）是无气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均速度矢量图；

图5（b）是有气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均速度矢量图；

图5（c）是无气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均流线图；

图5（d）是有气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均流线图；

图5（e）是有、无气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均流向速度剖面对比图，其中空心方块表示了无控制的情况，实心圆圈表示了有控制情况；

图6是有、无气动式格尼襟翼控制时机翼升力系数曲线对比图。

图中具体标号如下：

1、机翼；1a、机翼前缘；1b、机翼后缘；2、机械式格尼襟翼；

3、等离子体激励器；3a、裸露电极；3b、覆盖电极；3c、绝缘介质；

3d、电离空气；3e、壁面射流；3f、电离空气由裸露电极运动到覆盖电极方向；

3g、电离空气由覆盖电极运动到裸露电极方向；4、高压高频正弦交流电源；

4a、高压高频正弦交流信号处于负半周期时的放电情景；

4b、高压高频正弦交流信号处于正半周期时的放电情景；

4c、高压高频正弦交流信号；

5、适用于非定常控制的脉冲激励信号。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明提出一种基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼，是通过等离子体激励器在机翼上的特定布局形式所实现。等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近后缘处，在自由来流条件下，开启等离子体激励器的电源，其诱导产生的壁面射流与自由来流方向相反，两者相互作用，在机翼后缘处形成一个稳定的回流区，实现气动式格尼襟翼的控制效果。风洞测力实验表明，本发明提出的基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼可以有效增加翼型、机翼和飞机的升力。本发明的气动式格尼襟翼还可以根据需要随时开启和关闭，很便捷地实现格尼襟翼的实时主动控制问题，亦可以实现对机翼绕流的非定常控制。

如图2所示，本发明一种气动式格尼襟翼，其增升功能主要通过等离子体激励器在机翼1表面特定位置采用特定布局形式实现。该等离子体激励器3包括：裸露电极3a、覆盖电极3b以及绝缘介质3c。等离子体激励器3贴附于机翼1压力面靠近后缘1b处，裸露电极3a靠近机翼后缘1b，覆盖电极3b位于裸露电极3a上游，两电极之间为阻挡高压高频放电的绝缘介质3c。裸露电极3a和覆盖电极3b分别连接高压高频正弦交流电源4的两个输出端，覆盖电极3b作为参考电势。

等离子体激励器3的工作过程为：裸露电极3a和覆盖电极3b分别连接高压高频正弦交流电源4的两端，高压高频电压的波形为如图4所示的正弦信号4c。当高压高频正弦交流信号处于负半周期4a时，亦即裸露电极3a相对覆盖电极3b处于低电势时，高压高频作用使得裸露电极3a附近的空气电离，形成电子3d，如图2所示，在电场力作用下，电子3d在绝缘介质3c表面运动，形成如图3的（a）中3f所示方向的电子流，放电方向从裸露电极3a指向覆盖电极3b。由于绝缘介质3c的阻挡作用，少部分电子3d可以穿过绝缘介质3c表层，但是大部分电子3d不能穿过绝缘介质3c抵达覆盖电极3b，因此大部分电子3d聚集停留在覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c表面。该放电过程一直持续，高压高频放电产生的电子3d源源不断的从裸露电极3a运动到覆盖电极3b表面的绝缘介质3c，直到裸露电极3a的电势比覆盖电极3b的电势高为止。在电子3d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3c表面的从裸露电极3a指向覆盖电极3b方向的壁面射流。

当高压高频正弦交流信号处于正半周期4b时，如图3的（b）所示，覆盖电极3b相对裸露电极3a处于低电势时，高压高频作用使得覆盖电极3b附近的空气电离，形成电子。由于绝缘介质3c的阻挡作用，由覆盖电极3b本身产生的电子并不能穿过绝缘介质3c到达裸露电极3a，但是聚集在覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c附近的电子3d，则可以在电场力驱动下运动到裸露电极3a，形成如图3的（b）中3g所示放电方向的电子流。该放电过程一直持续，聚集在覆盖电极3b表面的电子3d源源不断的从覆盖电极3b方向流向裸露电极3a方向，直到覆盖电极3b的电势比裸露电极3a的电势高为止。在电子3d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3c表面的从覆盖电极3b指向裸露电极3a方向的壁面射流。

在高压高频正弦交流电源4的驱动下，等离子体激励器3表面会周期性地产生从裸露电极3a到覆盖电极3b方向，以及从覆盖电极3b到裸露电极3a方向的壁面射流。但是由于等离子体激励器3的激励频率往往有数千赫兹，肉眼感受不到该种细微的变化。当等离子激励器3工作时，肉眼只能看到覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c附近的较为稳定的紫色放电光源，并且能听到尖锐的放电声音。

等离子体激励器3在处于高压高频正弦交流信号的正半周期4b的放电过程时，由于覆盖电极3b本身产生的电子不能穿过绝缘介质3c到达裸露电极3a，因此，高压高频正弦交流信号4c的负周期4a以及正周期4b放电强度不一致。在高压高频正弦交流信号的每一个放电周期，处于负半周期4a的放电强度要高于处于正半周期4b的放电强度，亦即处于负半周期4a产生的从裸露电极3a流向覆盖电极3b方向的射流强度高于处于正半周期4b产生的从覆盖电极3b流向裸露电极3a的射流强度。因此，从总体上看，在高压高频正弦交流电源4的驱动下，等离子体激励器3表面会产生从裸露电极3a流向覆盖电极3b方向的壁面射流，如图2中所示的壁面射流3e。

等离子体激励器3诱导产生指向上游的水平壁面射流，与自由来流相互作用，在机翼后缘压力面附近形成一个稳定的回流区，延缓了机翼压力面的流速，增加了压力面的压力，加速了机翼吸力面的流速，增加了吸力面的吸力，从而提高了机翼的升力。

本发明实现气动式格尼襟翼的等离子体激励器3的工作模式有两种：定常模式和非定常模式。在定常模式下，等离子体激励器3一直处于开启状态；在非定常模式下，等离子体激励器3处于周期性地开启和关闭状态。定常模式的一个实现实施例为：在工作过程中始终给等离子体激励器3施加高压高频正弦交流电源4的正弦交流信号4c。非定常模式的一个实现实施例如图4所示，在工作过程中，除了施加给等离子体激励器3高压高频正弦交流信号4c外，还施加有周期性的脉冲激励信号5。脉冲激励信号5主要有两个参数：激励周期T以及有效脉冲时间T_p。施加到等离子体激励器3上的高压高频正弦交流信号4c只有在脉冲激励信号5出现脉冲亦即T_p所标示的激励时间有效，此时等离子体激励器3处于放电工作状态；没有脉冲出现的时刻亦即T-T_p的激励时间内等离子激励器3处于关闭状态。激励周期T通常与机翼尾迹涡脱落的固有频率（该频率是未施加气动式格尼襟翼控制下的值）相耦合，亦即激励频率（1/T）采用尾迹涡固有频率的半频或者倍频。在每一个激励周期内，脉冲出现的时间为T_p，亦即等离子体有效放电的时间。由于脉冲激励信号5的时间尺度比高压高频正弦交流信号4c的时间尺度通常要高两个数量级，因此，每个脉冲激励信号5出现时，等离子体激励器3诱导的流场依然表现为水平壁面射流3e的形式。但是与定常控制模式相比，非定常控制下的等离子体激励器3诱导产生的壁面射流3e可以周期性的产生和消失，亦即气动式格尼襟翼可以周期性地开启和关闭。通过调节激励周期T改变非定常控制的频率，通过调节T_p改变每次非定常控制时气动式格尼襟翼的有效开启时间。

本发明的等离子体激励器3的构成材料为：裸露电极3a和覆盖电极3b采用具有导电性能的金属材料制作，例如铜箔等，绝缘介质3c采用环氧树脂、石英玻璃、陶瓷、聚酰亚胺薄膜（Kapton）、聚酯薄膜（Mylar）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3的绝缘介质3c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3，从而可以贴附于有弯度翼型的表面。

本发明的等离子体激励器3的具体尺度为：裸露电极3a及覆盖电极3b的宽度范围均为所控制机翼弦长的2%到10%，且裸露电极3a的宽度小于覆盖电极3b的宽度；两电极靠近端的距离（亦即电极间隙）为0毫米到8毫米，特别优选采用0毫米，亦即两电极的一端重合，以提高其放电性能；绝缘介质3c的宽度至少等于裸露电极3a、覆盖电极3b以及两个电极之间间隙之和，特别优选绝缘介质3c至少在裸露电极3a以及覆盖电极3b外侧端分别延伸1毫米到2毫米，以避免裸露电极3a和覆盖电极3b之间通过绝缘介质3c端面放电，提高等离子体激励器3的耐高压性能，图2中显示出两电极和绝缘介质的宽度。裸露电极3a、覆盖电极3b及绝缘介质3c的长度通过所控制翼型、机翼、飞机的展长具体确定，一般长度设置与对应所覆盖的机翼的长度相同即可，在相同的放电强度情况下，本发明所提出的气动式格尼襟翼的控制效果随着等离子体激励器3的展向长度增加而增强。建议：裸露电极3a和覆盖电极3b的厚度不超过15微米，绝缘介质3c的厚度不超过250微米，从而可以把等离子体激励器3直接贴附于机翼表面，由于等离子体激励器3的厚度相对于当地流动边界层的厚度很小，因此对来流产生的扰动可以忽略。因此，该发明提出的气动式格尼襟翼不需要与机翼一体化加工成型，可以分别加工，然后再组合成型，实现方式简单方便，具有较高的可行性。

图5（a）～图5（e）显示了本发明气动式格尼襟翼对机翼绕流的控制效果，其中横坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的流向位置，纵坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的垂向位置。图5（a）到图5（d）左列分别给出了未施加气动式格尼襟翼控制时机翼后缘附近流场的时均速度矢量以及时均流线分布；右列则给出了采用气动式格尼襟翼的控制效果。相互对比可以发现，施加气动式格尼襟翼控制后，由等离子体激励器3在机翼后缘附近诱导产生了水平壁面射流，其方向与来流速度方向相反，如图5（b）所示。等离子体壁面射流与自由来流相互作用，形成了一个稳定的回流区，如图5（d）所示。图5（e）比较了有、无气动式格尼襟翼控制时机翼绕流时均流向速度剖面，表明等离子体激励器3诱导产生的回流区使得机翼压力面的流场减速，吸力面的流场加速，亦即增加了压力面的压力以及吸力面的吸力，从而可以增加机翼的升力系数。通过机翼绕流速度场得到的气动式格尼襟翼的增升机理与传统机械式格尼襟翼的增升机理相似。

如图6所示的风洞天平测力实验验证了施加气动式格尼襟翼控制后，机翼的升力系数得到极大增加，整个攻角范围内的升力系数曲线往上平移。气动式格尼襟翼的增升特性与传统机械式格尼襟翼的增升特性相似。图6的横坐标表示攻角α，纵坐标表示升力系数C_L。

因此，相关实验结果已经验证，本发明一种基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼的可以达到与传统机械式格尼襟翼相似的增升效果，并且两者的增升机理也相似。但是本发明的气动式格尼襟翼相比传统机械式格尼襟翼具有巨大的优势和发展潜力，易于安装实现，不需要额外的扰流片改变机翼后缘局部形状，可以实现对机翼增升的主动控制以及非定常控制。

基于等离子体壁面射流的气动式格尼襟翼专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。