专利摘要

本发明公开了一种激波控制装置。所述装置设置在飞机机翼上，飞机机翼上开设凸形槽；凸形槽的开口处设置多孔板；多孔板上覆盖有柔性蒙皮；柔性蒙皮与凸形槽四周的机翼蒙皮平滑连接；飞机机翼上还设置有多个静压孔；静压孔与凸形槽连通。该装置通过感知机翼表面在出现激波后的压强变化，能够根据飞行状态变化被动式自动改变鼓包形状，实现了飞机飞行时激波阻力的自动控制，从而有效提高了激波控制鼓包在不同飞行状态下的鲁棒性；并且利用了流场本身的特性，无需额外的能量输入，降低了机翼和减阻装置的制造和维护成本。

权利要求

1.一种激波控制装置，其特征在于，所述装置设置在飞机机翼上，所述装置包括：多孔板和柔性蒙皮；

所述飞机机翼上开设凸形槽；所述凸形槽的开口处设置所述多孔板；所述多孔板上覆盖有柔性蒙皮；所述柔性蒙皮与所述凸形槽四周的机翼蒙皮平滑连接；所述飞机机翼上还设置有多个静压孔；所述静压孔与所述凸形槽连通，用于感知当所述飞机机翼表面产生激波时激波后方的压强，并将感知到的压强传递至所述凸形槽，以使得所述柔性蒙皮产生形变。

2.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述静压孔设置在所述多孔板靠近机翼尾部的一侧。

3.根据权利要求2所述的一种激波控制装置，其特征在于，每两个所述静压孔之间的距离均相等。

4.根据权利要求3所述的一种激波控制装置，其特征在于，每两个所述静压孔之间的距离为2δ，δ表示当地边界层的厚度。

5.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述静压孔的形状为圆形，所述静压孔的直径值与当地边界层的厚度值相等。

6.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述凸形槽的深度为5δ-10δ，δ表示当地边界层的厚度。

7.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述凸形槽开设于所述飞机机翼中段沿弦向的区域内。

8.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述多孔板的材料为航空钛合金材料。

9.根据权利要求1所述的一种激波控制装置，其特征在于，所述柔性蒙皮的材料为硅橡胶材料或蜂窝结构复合材料。

说明书

技术领域

本发明涉及激波控制技术领域，特别是涉及一种激波控制装置。

背景技术

随着民用航空工业的快速发展，绿色航空的概念越来越受到民航界的关注，如何研发更加高效、节能环保的机型成为民用飞机设计的一个热门议题。研究表明，在航程一定的条件下，增加1个阻力单位(ΔCd＝0.0001)，相当于要减少8位乘客，因此气动减阻是民用飞机设计的重要任务之一，直接影响到飞机的航程以及飞行油耗，进而关系到飞机的运营成本以及该设计机型的市场竞争力。

受阻力发散马赫数的限制，现代民用大型客机的主要巡航飞行马赫数范围为0.785至0.85。此时，由于存在局部超音速区域，机翼的上表面会出现正激波。正激波的出现会引起飞机阻力的快速增加，如果激波的强度过大，由于激波和边界层的相互干扰作用，甚至会引起严重威胁飞机安全的抖振现象。因此，可以说机翼上表面的正激波强度很大程度上限制了民用大型客机的飞行性能。

为了对激波进行控制，从而减弱激波强度，目前已经提出了多种激波控制方法，包括主动吹气和吸气、多孔空腔、实体鼓包等。从减阻的角度考虑，其中实体鼓包技术是最有效的一种被动控制方法，其基本方案是：通过在机翼上表面出现正激波的区域加装实体鼓包，改变机翼的局部外形，使气流在鼓包位置提前进行压缩，从而减弱了激波的强度，降低了激波阻力和推迟了阻力发散马赫数。

虽然在机翼上表面加装实体鼓包减小了设计速度下飞行时的激波阻力，然而在偏离设计速度的情况下，由于激波位置和强度的变化，反而会引起飞机阻力的增加。这是由于最佳鼓包外形对激波位置和强度高度敏感，实体鼓包对于速度变化缺少鲁棒性。为了改变上述缺陷，现有的另一种思路是通过增加机械装置主动改变鼓包的外形，进而提高激波控制鼓包的鲁棒性。但是，自适应装置的加入增加了机翼结构的重量和复杂性，制造成本和维护成本也相应增加，并且需要输入额外的能量维持鼓包外形，从总的收益来说，主动自适应激波控制鼓包得不偿失。

发明内容

基于此，有必要提供一种被动式自适应激波控制装置，以克服现有激波控制鼓包减阻作用范围较窄的局限性，在实现鼓包外形自适应变化，提高减阻装置的鲁棒性的同时，减小现有主动自适应机构给机翼带来的额外能量输入、重量和复杂性，降低机翼和减阻装置的制造和维护成本。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种激波控制装置，所述装置设置在飞机机翼上，所述装置包括：多孔板和柔性蒙皮；

所述飞机机翼上开设凸形槽；所述凸形槽的开口处设置所述多孔板；所述多孔板上覆盖有柔性蒙皮；所述柔性蒙皮与所述凸形槽四周的机翼蒙皮平滑连接；所述飞机机翼上还设置有多个静压孔；所述静压孔与所述凸形槽连通，用于感知当所述飞机机翼表面产生激波时激波后方的压强，并将感知到的压强传递至所述凸形槽，以使得所述柔性蒙皮产生形变。

可选的，所述静压孔设置在所述多孔板靠近机翼尾部的一侧。

可选的，每两个所述静压孔之间的距离均相等。

可选的，每两个所述静压孔之间的距离为2δ，δ表示当地边界层的厚度。

可选的，所述静压孔的形状为圆形，所述静压孔的直径值与当地边界层的厚度值相等。

可选的，所述凸形槽的深度为5δ-10δ，δ表示当地边界层的厚度。

可选的，所述凸形槽开设于所述飞机机翼中段沿弦向的区域内。

可选的，所述多孔板的材料为航空钛合金材料。

可选的，所述柔性蒙皮的材料为硅橡胶材料或蜂窝结构复合材料。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出了一种激波控制装置，所述装置设置在飞机机翼上，飞机机翼上开设凸形槽；凸形槽的开口处设置多孔板；多孔板上覆盖有柔性蒙皮；柔性蒙皮与凸形槽四周的机翼蒙皮平滑连接；飞机机翼上还设置有多个静压孔；静压孔与凸形槽连通。该装置在激波控制区域的下方布置静压孔感知流场压强，并通过凸形槽传递至上游(柔性蒙皮)，其根据激波的位置和强度变化，实现自适应变化的压强差，提高了减阻装置的鲁棒性，且利用了流场本身的特性，无需额外的能量输入，降低了机翼和减阻装置的制造和维护成本。

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，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅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为传统实体鼓包控制激波强度的原理图；

图2为本发明实施例一种激波控制装置的整体结构图；

图3为本发明实施例一种激波控制装置的内部结构示意图；

图4为有激波情况下激波控制装置的原理图；

图5为无激波情况下激波控制装置的原理图；

图6为激波控制装置在飞机机翼的安装位置示意图。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅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。

本发明的目的是提供一种可以根据机翼表面的激波位置和强度被动式自动进行变形的激波控制装置，以解决了现有激波控制鼓包在偏离设计点附近性能迅速恶化、鲁棒性不足的难题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

当飞机在跨音速飞行时，机翼上表面会出现激波，激波前后有压强突变，由此产生较大的激波阻力，严重影响飞机的飞行效率。为了减小飞行阻力，实体鼓包方法是一种较为成熟的激波控制方法，图1为传统实体鼓包控制激波强度的原理图，参见图1，在飞机机翼1上设置传统的实体鼓包2，Ma表示马赫数，传统的实体鼓包2对机翼1上表面气流产生扰动的几何改变，相比于无鼓包作用时(干净构型)机翼1上表面产生的正激波，有鼓包作用下，上表面正激波会转变为λ型激波3，λ型激波3是一系列斜激波，在相同的压强变化下，这一系列斜激波造成的总压损失减小，波阻也相应减小。由于传统的实体鼓包2位置形状固定不变，虽然在设计条件下能达到减阻效果，但飞机飞行状态改变，实体鼓包2的作用会减小甚至失去效果。

为了实现鼓包外形根据不同飞行条件自动变化，在一定的飞行速度范围内自适应控制激波强度，本发明提出了一种激波控制装置。

实施例1：

图2为本发明实施例一种激波控制装置的整体结构图；图3为本发明实施例一种激波控制装置的内部结构示意图。

参见图2和图3，实施例的激波控制装置设置在飞机机翼1上，所述装置包括：多孔板4和柔性蒙皮5；所述飞机机翼1上开设凸形槽6；所述凸形槽6的开口处设置所述多孔板4；所述多孔板4上覆盖有柔性蒙皮5；所述柔性蒙皮5与所述凸形槽6四周的机翼蒙皮7平滑连接；所述飞机机翼1上还设置有多个静压孔8；所述静压孔8与所述凸形槽6连通；所述柔性蒙皮5，用于实现鼓包的自动变形；所述静压孔8用于感知当所述飞机机翼1表面产生激波(λ型激波3)时激波后方的压强，并将感知到的压强传递至所述凸形槽6，以使得所述柔性蒙皮5产生形变，达到自适应控制激波强度的目的；所述多孔板4，用于保证气流畅通并能承受机翼上的气动载荷。

在本实施例中，所述静压孔8设置在所述多孔板4靠近机翼尾部的一侧；每两个所述静压孔8之间的距离均相等，具体的，每两个所述静压孔8之间的距离为2δ，δ表示当地边界层的厚度。作为一种可选的实施方式，所述静压孔8的形状可以为圆形，以减少应力集中，圆形的所述静压孔8的直径值与当地边界层的厚度值相等。

本实施例中，所述凸形槽6的深度为5δ-10δ；所述凸形槽6开设于所述飞机机翼1中段沿弦向的区域内；所述多孔板4的材料为航空钛合金材料；所述柔性蒙皮5的材料为硅橡胶材料或蜂窝结构复合材料。

实施例的激波控制装置的具体工作原理如下：

图4为有激波情况下激波控制装置的原理图，图5为无激波情况下激波控制装置的原理图，图中的右指向箭头表示来流方向。当飞机在跨音速飞行时，飞机机翼上表面产生激波(λ型激波3)，参见图3，静压孔8将激波后方的压强P₂传递入凸形槽6，由于激波前方压强P₁比激波后方压强P₂小，凸形槽6内就产生对柔性蒙皮5的压强差ΔP，使得柔性蒙皮5产生形变，形成鼓包，鼓包的产生又影响激波形态，使得舱内对柔性蒙皮5的压强差随之改变，如此往复变化，最终使鼓包达到平衡状态时的形状，进而达到自适应控制激波强度的目的；当飞机在低速飞行时，机翼上表面无激波产生，参见图4，凸形槽6内对柔性蒙皮的压强差很小，因此不会形成鼓包，此时飞机的低速性能也不会受到不利的影响。该激波控制装置的整个控制过程无需额外能量的输入。

本实施例的激波控制装置，具有以下优点：

(1)能够根据不同飞行条件，实现自适应鼓包形状，提升了鼓包控制激波减阻装置的鲁棒性，飞行效率高，飞行范围也更广。

(2)结构简单可靠，反应速度快，没有复杂的机械装置，无需额外的能量输入，同时设计紧凑结构轻量，减轻承载机翼负担，有利于飞机减重。

(3)对于空间要求较小，空间利用率高，这对于空间狭小的机翼后缘尤为重要，相对于现有增压装置自适应鼓包概念，节省了增压设备的重量和成本。

(4)柔性蒙皮和带多孔板凸形槽的双重设计，实现了自动变形和结构承载的双重目标，保证了机翼表面的连续光滑，不会引起额外的粘性阻力。

实施例2：

在实际应用中，实施例的激波控制装置可以应用于飞机表面存在较强激波的区域，主要为大型客机上表面，如图6所示。首先根据飞机的类型，确定飞机主要的激波控制区域，参见图6，本实施例中的大型客机主要产生激波的地方为与大型客机机身9连接的飞机机翼1中段沿弦向50％-80％的区域内，如图6所示的激波控制区域10；然后对激波控制装置进行具体设置，具体的，1)静压孔8采用离散方式布置，并置于激波控制区域10的最后缘，例如，可以在激波后方(下游)设计一排静压孔8，其中静压孔8采用圆形以减少应力集中，孔的直径取为当地边界层厚度δ，两孔之间的距离取为2δ；2)凸形槽6的底部和侧部采用可满足强度和刚度要求的金属材料，一般为通用的航空硬铝合金材料，凸形槽6的开口处设置多孔板4，起到承载柔性蒙皮5并且连通凸形槽6的作用，凸形槽6采用强度刚度很大的航空钛合金，其深度取为5δ～10δ；3)柔性蒙皮5采用满足变形要求并能承载预设法向载荷的硅橡胶材料或可进行变形设计的蜂窝结构复合材料。

本实施例，通过在激波下游设计一排静压孔8感知流场压强，并通过凸形槽6传递至激波上游，再设计柔性蒙皮5的展向刚度和弦向刚度，采用流场自身的压强差，在激波引起的压差作用下柔性蒙皮5实现鼓包的自适应变形，最终达到控制激波强度和减小激波阻力的目的。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

一种激波控制装置专利购买费用说明

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》。