本发明专利技术涉及一种机翼增升装置等离子体流动控制方法，技术特征在于：在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面敷设等离子体激励器。等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，下表面电极接地。等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘。飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。可以有效抑制起飞、着陆状态下，前缘缝翼、主翼后缘和后缘襟翼吸力面的流动分离，显著提高机翼升阻比和最大升力系数，进而提高飞机的起飞、着陆重量，缩短滑跑距离。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术涉及一种，技术特征在于：在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面敷设等离子体激励器。等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，下表面电极接地。等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘。飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。可以有效抑制起飞、着陆状态下，前缘缝翼、主翼后缘和后缘襟翼吸力面的流动分离，显著提高机翼升阻比和最大升力系数，进而提高飞机的起飞、着陆重量，缩短滑跑距离。【专利说明】
本专利技术属于飞机气动设计领域的主动流动控制技术，涉及机翼等离子体流动控制方法，具体涉及一种。
技术介绍
机翼增升装置设计，是大型运输类飞机和短距起降飞机提高起飞重量、缩短起降滑跑距离、增强机场适应性的关键技术，决定了飞机的起飞、爬升、复飞和着陆性能。增升装置设计技术的重大突破，将对新一代大型飞机的气动性能起着关键性作用，在世界范围内也是一个很有挑战性的研究课题。以波音777为例，升力系数增加0.1，可以降低俯仰姿态角1°，缩短起落架高度，进而减重636kg;起飞时升阻比增加0.1%，可以增加有效负载1272kg。增升装置的主要设计准则包括:满足设计要求的最大升力系数，满足设计要求的失速攻角，满足设计要求的起飞升阻比等。新一代的飞机设计，要求更简单、有效的增升装置来提供更加优良的气动性能，并达到更好的经济性能。与早期的民用客机采用较为复杂的增升装置(如波音737采用3段襟翼)相比，现代的增升装置设计都尽可能采用单缝襟翼方案，以降低驱动机构复杂性，减轻结构重量，增强可靠性。增升装置前缘缝翼和后缘襟翼的缝道参数优化，可以有效增加升力系数，但是也会增加阻力系数。制约起飞、着陆状态下机翼升阻比提高的主要因素是增升装置吸力面发生的流动分离，如何有效抑制流动分离，是新型机翼增升装置设计中的一个关键技术。涡流发生器等被动流动控制技术，可以有效抑制流动分离、提高升力系数，但是同时会带来阻力的增加，并且很难适应不同的工作状态，因此，采用主动流动控制技术是一个重要的发展趋势。主动流动控制可以通过局部的小扰动改善宏观气动特性，实现飞机减阻增升、发动机增推扩稳，将作为一个新的自由度，融入未来飞机、发动机的气动设计。通过主动流动控制，可以在不改变阻力系数的前提下增加升力系数，提升增升装置性能。目前研究的主动流动控制方法，主要有附面层吹/吸、合成射流等方式，可以有效抑制流动分离、提高升力系数，但是现有激励方式的响应速度和带宽有限，难以满足新一代飞机机翼增升装置设计的需要。等离子体流动控制是基于等离子体激励的一种新型主动流动控制方法，利用气体放电产生等离子体的过程中对流场施加的可控扰动，改变流场的速度和涡量边界条件，进而实现流动控制，其主要优势是:不改变机翼气动外形，在不工作时对机翼气动性能没有不良影响；激励响应速度快，在微秒量级，可以快速实施流动控制；激励频带宽，在IOHz-1OOkHz之间，可以满足不同状态下流动控制的需要。在机翼增升装置上应用等离子体流动控制技术，将显著提高最大升力系数和升阻比。
技术实现思路
要解决的技术问题为了避免现有技术的不足之处，本专利技术提出一种。技术方案一种，其特征在于步骤如下:步骤1:在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面分别敷设等离子体激励器；所述等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料的上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，绝缘材料的下表面电极接地；所述等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘；步骤2:当飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，等离子体激励器的上表面电极和下表面电极分别与脉冲等离子体电源的高压端和接地端相连，电源的输出电压波形为纳秒脉冲，电压在I?30kv之间，放电频率在I?5 kHz之间；当飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。所述绝缘材料的上表面电极宽度Cl1为I?10mm，绝缘材料的下表面电极宽度d2为I?IOmm,上表面电极与下表面电极的间距Δ d为O?2mm,上表面电极和下表面电极的厚度he均为0.001?0.035mm,绝缘材料厚度hd为0.2?2mm。所述上表面电极和下表面电极均米用铜电极。所述电极间的绝缘材料采用聚酰亚胺。有益效果本专利技术提出的，可以有效抑制机翼前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面的分离流动，并且激励响应时间短、频带宽，对于提高机翼最大升力系数和升阻比具有重要作用。数值仿真和风洞实验表明，来流速度为0.2Ma时，在机翼主翼前缘和后缘襟翼吸力面施加纳秒脉冲等离子体激励，攻角为16°时，机翼升力系数增大22.6%，阻力系数减小19.3%。主要优点是作用迅速、激励频带宽、没有运动部件、结构简单、能耗较低，可以解决其他流动控制手段不能解决或难以解决的快速主动控制激励等问题，为实现实时自适应流动控制提供了良好的基础条件，可以有效抑制增升装置流动分离，提高机翼最大升力系数和升阻比，进而提高飞机的起飞、着陆重量，缩短滑跑距离。【专利附图】【附图说明】图1:是等离子体激励器在机翼前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面敷设的方案图；S1、S2为在前缘缝翼吸力面敷设的第一、二组激励器，M1、M2为在主翼后缘吸力面敷设的第一、二组激励器，F1、F2、F3为在后缘襟翼吸力面敷设的第一、二、三组等离子体激励器；图2:是接通纳秒脉冲等离子体电源时等离子体激励器的放电电压-电流波形；图3:是在机翼前缘和后缘襟翼敷设等离子体激励器的照片；图4:是施加纳秒脉冲等离子体激励前后的升力系数对比图；图5:是施加纳秒脉冲等离子体激励前后的阻力系数对比图；I为上表面电极，2为绝缘材料，3为下表面电极，4为等离子体【具体实施方式】现结合实施例、附图对本专利技术作进一步描述:本实施例的控制方法，在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面敷设等离子体激励器。等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，下表面电极接地。等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘。飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。脉冲等离子体电源的输出波形为正弦波脉冲或纳秒脉冲高压。在等离子体激励电极两端施加高压后产生的脉冲等离子体激励，与前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面分离流动耦合，可以有效抑制流动分离，提高机翼最大升力系数和升阻比。具体如下:A、在机翼前缘和后缘襟翼敷设等离子体激励器；等离子体激励器的敷设部位，如图1:在前缘缝翼吸力面敷设二组等离子体激励器，为第一等离子体激励器SI，第二等离子体激励器S2 ;在主翼后缘吸力面敷设二组等离子体激励器，为第三等离子体激励器M1，第四等离子体激励器M2 ;在后缘襟翼吸力面敷设三组等离子体激励器，为第五等离子体激励器F1，第六等离子体激励器F2，第七等离子体激励器F3 ；等离子体激励器的布局如图3所示，上表面本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种机翼增升装置等离子体流动控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：在前缘缝翼吸力面、主翼后缘吸力面和后缘襟翼吸力面分别敷设等离子体激励器；所述等离子体激励器由被绝缘材料隔开的不对称布局电极组成，绝缘材料的上表面电极与脉冲等离子体电源高压端相连，绝缘材料的下表面电极接地；所述等离子体激励器的敷设位置在分离点的前缘和后缘；步骤2：当飞机起飞、着陆打开前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“开”信号，打开等离子体激励器，等离子体激励器的上表面电极和下表面电极分别与脉冲等离子体电源的高压端和接地端相连，电源的输出电压波形为纳秒脉冲，电压在1～30kV之间，放电频率在1～5kHz之间；当飞机收起前缘缝翼、后缘襟翼时，发出“关”信号，关闭等离子体激励器。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：吴云，李应红，梁华，赵光银，韩孟虎，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：
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