一种机翼无气源振荡射流流动控制装置
阅读说明：本技术 一种机翼无气源振荡射流流动控制装置 (Wing airless source oscillation jet flow control device ) 是由 温新 周銮良 刘应征 张鑫 于 2021-02-22 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种机翼无气源振荡射流流动控制装置,包括：进气口,设于机翼前端下表面,其中机翼上设有襟翼；第一振荡射流器阵列,设于机翼内前端,且输出端连通至机翼上表面,输入端通过第一进气通道连接至进气口；第二振荡射流器阵列,设于机翼内后端,且输出端连通至机翼上表面,输入端通过第二进气通道连接至进气口；第一振荡射流器阵列均由多个振荡射流器组成,振荡射流器包括依次连通的气流入口、振荡器入口喉部、渐扩式的振荡器主通道、振荡器出口喉部和气流出口,以及两个分别位于振荡器主通道两侧反馈通道,反馈通道的输入端连通至振荡器出口喉部,输出端连通至振荡器入口喉部。与现有技术相比,本发明具有无需额外气源等优点。(The invention relates to a wing airless oscillating jet flow control device, which comprises: the air inlet is arranged on the lower surface of the front end of the wing, and a flap is arranged on the wing; the first oscillation ejector array is arranged at the inner front end of the wing, the output end of the first oscillation ejector array is communicated to the upper surface of the wing, and the input end of the first oscillation ejector array is connected to the air inlet through a first air inlet channel; the second oscillation ejector array is arranged at the inner rear end of the wing, the output end of the second oscillation ejector array is communicated to the upper surface of the wing, and the input end of the second oscillation ejector array is connected to the air inlet through a second air inlet channel; the first oscillation ejector array is composed of a plurality of oscillation ejectors, each oscillation ejector comprises an airflow inlet, an oscillator inlet throat, a gradually-expanding oscillator main channel, an oscillator outlet throat and an airflow outlet which are sequentially communicated, and two feedback channels which are respectively positioned on two sides of the oscillator main channel, wherein the input end of each feedback channel is communicated to the oscillator outlet throat, and the output end of each feedback channel is communicated to the oscillator inlet throat. Compared with the prior art, the invention has the advantages of no need of additional air source and the like.)
技术领域
本发明涉及机翼流动控制装置，尤其是涉及一种机翼无气源振荡射流流动控制装置。
背景技术
机翼流动控制是流体力学经典的问题，当飞行器攻角较大时，原本附着在机翼表面的气流会由于大的逆压梯度产生流动分离，造成飞行器性能下降，严重可造成机翼失速。传统被动控制方式，在机翼表面增设涡流发生器、改变机翼前后缘形状等，对机翼表面流动分离控制有一定效果但是仅局限于特定的工况。
近年来，主动控制方式控制展现出很好的优越性，例如直射流、合成射流、脉冲射流、等离子体、振荡射流等，可以通过局部小扰动实现“四两拨千斤”的效果，为低能量边界层注入能量，增大射流与分离流的掺混程度，主动控制方式翼型表面分离流动控制效果十分明显。其中振荡射流器可以产生频率几赫兹到几万赫兹的周期性扫掠射流，且射流频率仅与入口流速有关，具有强烈的鲁棒性和稳定性，虽然相比其他主动控制方式已经能够适应各种复杂和恶劣环境，但仍需要人为的提供气源来进行控制入口流速，具有一定的能量消耗，且需要额外的控制回路，故障率高。
发明内容
本发明的目的就是为了提供一种机翼无气源振荡射流流动控制装置，通过设置第一振荡射流器阵列和第二振荡射流器阵列，以及相应的进气通道，可以利用飞行时的自然进气在各种攻角下的分离流控制，从而无需额外提供气源和相应的控制设备，降低故障率。
本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
一种机翼无气源振荡射流流动控制装置，包括：
进气口，设于机翼前端下表面，其中机翼上设有襟翼；
第一振荡射流器阵列，设于机翼内前端，且输出端连通至机翼上表面，输入端通过第一进气通道连接至进气口；
第二振荡射流器阵列，设于机翼内后端，且输出端连通至机翼上表面，输入端通过第二进气通道连接至进气口；
所述第一振荡射流器阵列均由多个振荡射流器组成，所述振荡射流器包括依次连通的气流入口、振荡器入口喉部、渐扩式的振荡器主通道、振荡器出口喉部和气流出口，以及两个分别位于振荡器主通道两侧反馈通道，所述反馈通道的输入端连通至振荡器出口喉部，输出端连通至振荡器入口喉部。
所述第一振荡射流器阵列位于机翼的25-35％弦长处。
所述第一振荡射流器阵列位于机翼的30％弦长处。
所述第二振荡射流器阵列位于机翼的65-75％弦长处。
所述第二振荡射流器阵列位于机翼的70％弦长处。
所述进气口位于机翼的5-20％弦长处。
所述进气口位于机翼的10-15％弦长处。
所述振荡器主通道和反馈通道之间由岛状分隔件分隔，所述岛状分隔件朝向反馈通道的外壁面为折角处平滑的L形，且折角处近振荡器入口喉部设置。
所述第一进气通道中设有第一空腔，该第一空腔的输出端与第一振荡射流器阵列中所有振荡射流器的输入端连通。
所述第二进气通道中设有第二空腔，该第二空腔的输出端与第二振荡射流器阵列中所有振荡射流器的输入端连通。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1)通过设置第一振荡射流器阵列和第二振荡射流器阵列，以及相应的进气通道，可以利用飞行时的自然进气在各种攻角下的分离流控制，从而无需额外提供气源和相应的控制设备，降低故障率。
2)通过空腔可以实现保证进入每个振荡射流器的气流均匀，且基本保持同相位同频率扫掠。
附图说明
图1为本发明实施例的结构示意图；
图2为本发明实施例的俯视示意图；
图3为振荡射流器的相位1状态示意图；
图4为振荡射流器的相位2状态示意图；
图5为不同攻角下的进气分配示意图，其中(a)至(c)为攻角不断增大状态下的示意图；
图6为控制机理示意图；
图7为振荡射流器出口频率与风洞来流风速的关系示意图；
其中：1、进气口，2、第一振荡射流器阵列，3、第一出气口，4、机翼，5、第二振荡射流器阵列，6、第二出气口，7、襟翼，201、气流入口，202、振荡器入口喉部，203、振荡器主通道，204、振荡器出口喉部，205、气流出口，206、反馈通道，207、岛状分隔件。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
一种机翼4无气源振荡射流流动控制装置，如图1和图2所示，包括：
进气口1，设于机翼4前端下表面，其中机翼4上设有襟翼；
第一振荡射流器阵列2，设于机翼4内前端，且输出端连通至机翼4上表面的第一出气口3，输入端通过第一进气通道连接至进气口1；
第二振荡射流器阵列5，设于机翼4内后端，且输出端连通至机翼4上表面的第二出气口6，输入端通过第二进气通道连接至进气口1；
第一振荡射流器阵列2均由多个振荡射流器组成，具体的，振荡器的结构如图3和图4所示，振荡射流器包括依次连通的气流入口201、振荡器入口喉部202、渐扩式的振荡器主通道203、振荡器出口喉部204和气流出口205，以及两个分别位于振荡器主通道203两侧反馈通道206，反馈通道206的输入端连通至振荡器出口喉部204，输出端连通至振荡器入口喉部202。振荡器主通道203和反馈通道206之间由岛状分隔件207分隔，岛状分隔件207朝向反馈通道206的外壁面为折角处平滑的L形，且折角处近振荡器入口喉部202设置。进入振荡射流器的流体依附于一个Coanda面时，其相邻的反馈通道206会形成回流，并作用于入口处的射流，迫使流体离开当前的Coanda面，并贴附向相对的Coanda面，并在相对的反馈回路中形成回流，如此反复，贴附于两个相对的Coanda面的两个过程依次对应于振荡射流过程的两个相位。如图7所示为振荡射流器出口频率与风洞来流风速的关系示意图，可以看出振荡频率随入口流量呈线性变化，且呈现出明显的倍频，说明振荡过程基本呈正弦信号分布，可以在振荡器出口呈现规律且均匀的扫掠射流。
在一些实施例中，第一振荡射流器阵列2位于机翼4的25-35％弦长处，第二振荡射流器阵列5位于机翼4的65-75％弦长处，其中一个实施例中，第一振荡射流器阵列2位于机翼4的30％弦长处，第二振荡射流器阵列5位于机翼4的70％弦长处。如图5所示，当小攻角时，如图5中的(a)所示，仅靠襟翼可以实现对分离攻角的延迟；攻角持续增大时如图5中的(b)所示，率先在襟翼表面产生分离，即大约在第二振荡射流器阵列5处进行分离，因此这时，通过来流进气口1的作用，使进入第二振荡射流器阵列5的气流更多，通过第二振荡射流器阵列5，在襟翼表面产生周期性的扫掠射流，通过为低能量的边界层注入能量，进行襟翼表面的流动分离控制；攻角更大时如图5的(c)所示，此时仅靠襟翼和襟翼处扫掠射流的控制不足以使分离流重新附着在机翼4表面，此时分离点提前，提前到第一振荡射流器阵列2处，此时通过来流空气口的作用，使进入第一振荡射流器阵列2处的振荡射流气流更多，对分离流的控制起主要作用。具体控制机理如图6所示。
在一些实施例中，进气口1位于机翼4的5-20％弦长处，优选的，进气口1位于机翼4的10-15％弦长处。
在一些实施例中，第一进气通道中设有第一空腔，该第一空腔的输出端与第一振荡射流器阵列2中所有振荡射流器的输入端连通，第二进气通道中设有第二空腔，该第二空腔的输出端与第二振荡射流器阵列5中所有振荡射流器的输入端连通，保证进入每个振荡器的气流均匀，且基本保持同相位同频率扫掠，其中进气口1对阵列振荡器分配气流时，气流均匀，基本可以保证振荡器的同频率和同相位。