基于喷流开口的降噪缝翼结构的制作方法
【专利摘要】一种基于喷流开口的降噪缝翼结构，包括：喷流开口和缝翼，其中：喷流开口设置于缝翼前缘的上表面或下表面，喷流出口的形状为条缝形、正方形或圆形，喷流出口与缝翼前缘的距离为缝翼弦长的1～3％；本发明结构简单，设计合理，可有效降低缝翼产生的噪声，尤其是低频噪声。
【专利说明】
基于喷流开口的降噪缝翼结构
技术领域
[0001]本发明涉及的是一种航空航天领域的技术，具体是一种基于喷流开口的降噪缝翼结构。
【背景技术】
[0002]气动噪声是大型客机研制过程中的关键问题之一，其气动噪声源主要包括:发动机、增升装置、起落架、动力系统以及机体。
[0003]在客机的起飞或降落阶段，增升装置展开会产生较强的气动噪声，其中缝翼噪声是增升装置噪声的主要组成部分。当缝翼展开时，缝翼与主翼之间形成非流线型减缩通道，气流在减缩通道内加速以抑制主翼吸力面的流动分离，从而获得较好的升阻力性能。然而由于缝翼与主翼的不连续过渡，气流在缝翼前缘分离而形成剪切层，剪切层在Kelvin-Helmholtz不稳定性的作用下产生大尺度涡系结构，最终剪切层与缝翼下表面撞击而产生高强度的湍流脉动，从而诱导产生低频噪声。另外，缝翼上下表面的气流混合与剪切亦是缝翼噪声中高频部分的产生机制。
[0004]现有的缝翼降噪技术主要包括:缝翼填充物、空腔内布置声衬和条带结构、缝翼前缘锯齿。但这些技术的降噪效果有限，相比主动控制技术缺乏灵活性，且不可调节以实现最优的降噪效果。
[0005]喷流技术是一种主动流动控制技术，利用局部高能流体的注入而干扰流动的边界层或剪切层、影响流动中涡系结构在下游的演化与发展，从而实现流动或噪声控制作用。喷流技术在延缓边界层流动分离、尾迹控制、飞行器动力与力矩控制、叶轮机械降噪等方面具有较好的应用。
[0006]经过对现有技术的检索发现，中国专利文献号CN103010459A，【公开日】2013.4.3，公开了一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法，在前缘缝翼的尾缘处，沿机翼展向设置一排小孔，小孔之间等间距设置;所述的小孔展向打孔率为2%，即通过小孔中心沿缝翼展向方向做一线段，线段长度为缝翼展向厚度，其中:所有小孔直径在此线段上所占据的长度和为整个展向厚度的2%;所述的小孔直径为0.8?1mm，小孔中心与尾缘的距离为3?5mm。但该技术仅局部改变尾缘前的气流流动，影响尾缘涡脱落行为，但无法解决缝翼展开时产生的噪声问题。
【发明内容】
[0007]本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种基于喷流开口的降噪缝翼结构，通过在缝翼前缘设置喷流开口，喷流按一定方向和流量从喷流开口喷出，属于噪声主动控制技术，以干扰缝翼前缘剪切层、减弱大尺度涡结构与缝翼壁面的撞击作用，实现大幅降低缝翼噪声。
[0008]本发明是通过以下技术方案实现的:
[0009]本发明包括:喷流开口和缝翼，其中:喷流开口设置于缝翼前缘的上表面或下表面。
[0010]设置于缝翼上表面的喷流开口的喷流方向与缝翼壁面夹角为45°?90°，无量纲喷流流量系数为:Cu = 0.001?0.005;设置于缝翼下表面的喷流开口的喷流方向与来流方向夹角为0°?45°，无量纲喷流流量系数为:Cli=0.002?0.015。
[0011 ]所述的喷流出口与缝翼前缘的距离为缝翼弦长的I?3%。
[0012]所述的喷流出口的形状包括:条缝形、正方形或圆形。
[0013]所述的条缝形喷流出口的长度与缝翼展向尺寸相同，宽度为缝翼弦长的1.5?
[0014]所述的正方形喷流出口沿缝翼展向等距分布，边长为缝翼弦长的1.5?2%。
[0015]所述的圆形喷流出口沿缝翼展向等距分布，直径为缝翼弦长的1.5?2%。
[0016]所述的喷流为稳态喷流或脉冲喷流。
[0017]所述的喷流的产生方式包括:外部气源吹气或无外部气源零质量喷流。
[0018]所述的外部气源吹气是指:从发动机或储气罐中引气经出气道吹出。
[0019]所述的无外部气源零质量喷流通过采用合成喷流激励器实现。
[0020]所述的合成喷流激励器包括但不限于:压电膜振动式、聚偏二氟乙烯膜振动式、活塞振动式、形态记忆合金作动式或声激励式。
技术效果
[0021]与现有技术相比，本发明采用噪声主动控制技术，在缝翼前缘表面设置喷流开口，干扰缝翼前缘剪切层、减弱大尺度涡结构与缝翼壁面的撞击作用，实现大幅降低缝翼噪声的目的，尤其是低频噪声。
【附图说明】
[0022]图1为本发明不意图；
[0023]图中:(a)为实施例1，(b)为实施例2;
[0024]图2为本发明喷流前后噪声频谱示意图；
[0025]图中:(a)为实施例1，(b)为实施例2;
[0026]图3为实施例1不意图；
[0027]图4为实施例2示意图；
[0028]图中:1为主翼，2为缝翼，3为喷流开口。
【具体实施方式】
[0029]下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，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。
实施例1
[0030]如图1(a)所示，本实施例包括:主翼1、喷流开口3和缝翼2，其中:喷流开口 3设置于缝翼2前缘的上表面并喷流，缝翼2与主翼I相连。
[0031 ]所述的喷流方向与缝翼2壁面夹角为45°?90°。
[0032]所述的喷流开口 3的无量纲喷流流量系数为:Cli=0.001?0.005。
[0033]所述的无量纲喷流流量系数U= 2d/c(ujet/uoo)2，其中:d为喷流出口3的宽度，c为巡航状态下的主翼I弦长，Ucx=为来流速度，Ujet为射流速度。
[0034]如图2(&)所示，在缝翼2前缘上表面上分别采用匕=2.436-3和(^=4.326-3的喷流前后，通过流体力学和声学的数值计算获得主翼I下方3.5倍弦长处的噪声频谱图。由图中可以看出，喷流后，低频噪声和高频噪声均明显降低。
[0035]所述的缝翼2前缘上表面的喷流能抬起自由剪切层，使自由剪切层在缝翼2凹腔壁面的附着点向缝翼2尾缘移动，减小缝翼2上下表面流动混合后能量和速度脉动，降低高频噪声；同时自由剪切层本身特性发生改变，涡系结构被限制在自由剪切层中，自由剪切层和壁面的撞击程度减弱，撞击过程诱导的高强度湍流脉动产生的低频噪声被降低。
[0036]如图3所示，所述的喷流出口3与缝翼2前缘的距离为缝翼2弦长的2%。
[0037]所述的喷流出口3的形状为正方形。
[0038]所述的喷流出口3沿缝翼2展向等距分布，边长为缝翼2弦长的2%。
[0039]所述的喷流为无外部气源零质量喷流。
[0040]所述的无外部气源零质量喷流通过合成喷流激励器实现。
[0041 ]所述的合成喷流激励器为压电膜振动式。
[0042]当客机起降时，增升装置展开，喷流通过缝翼2上的喷流开口3沿一定方向按照指定工作状态和流量喷出，通过改变缝翼2凹腔内涡动力学影响缝翼2噪声产生机制，从而实现降噪目的；当客机进入巡航状态时，增升装置收起，喷流开口 3的喷流功能关闭。
实施例2
[0043]如图1(b)所示，本实施例包括:主翼1、喷流开口3和缝翼2，其中:喷流开口 3设置于缝翼2前缘的下表面并喷流，缝翼2与主翼I相连。
[0044]所述的喷流方向与来流方向夹角为0°?45°。
[0045]所述的喷流开口 3的无量纲喷流流量系数为:Cli=0.002?0.015。
[0046]所述的无量纲喷流流量系数Cu定义为:Cu=2d/C(uje3t/uoo)2，其中:d为喷流出口3的宽度，C为巡航状态下的主翼I弦长，Ucx3为来流速度，Ujet为射流速度。
[0047]如图2(13)所示，在缝翼2前缘下表面上分别采用匕=2.436-3和(^=4.326-3的喷流前后，通过流体力学和声学的数值计算获得主翼I下方3.5倍弦长处的噪声频谱图。由图中可以看出，喷流后，在O?0.75kHz的范围内，低频噪声降低，前4个窄带噪声也不同程度地降低;而在约3.5kHz处喷流引入第一个新的窄带噪声，在约8kHz处引入第二个新的窄带噪声，但总体上噪声仍降低。
[0048]所述的缝翼2前缘下表面的喷流能够改变自由剪切层的大尺度涡系结构，使自由剪切层在离开缝翼2前缘尖端后变为离散涡形态，离散涡强度、尺寸和不稳定性均显著下降，因此自由剪切层与壁面碰撞程度减弱，此外，凹腔回流区的流动特性亦发生变化，回流区宽度变小，回流速度减小，声反馈机制受到抑制，因此低频噪声被降低。
[0049]如图4所示，所述的喷流出口3与缝翼2前缘的距离为缝翼2弦长的2%。
[0050]所述的喷流出口3的形状为条缝形。
[0051]所述的条缝形喷流出口3的长度与缝翼2展向尺寸相同，宽度为缝翼2弦长的2%。
[0052]所述的喷流的产生方式为外部气源吹气。
[0053]所述的外部气源吹气是指:从发动机或储气罐中引气经出气道吹出。
[0054]当客机起降时，增升装置展开，喷流通过缝翼2上的喷流开口3沿一定方向按照指定工作状态和流量喷出，通过改变缝翼2凹腔内涡动力学影响缝翼2噪声产生机制，从而实现降噪目的；当客机进入巡航状态时，增升装置收起，喷流开口 3的喷流功能关闭。
[0055]本实施例可在缝翼2尾缘设置探针检测压力脉动并根据检测结果进行喷流量闭环控制。
【主权项】
1.一种基于喷流开口的降噪缝翼结构，其特征在于，包括:喷流开口和缝翼，其中:喷流开口设置于缝翼前缘的上表面或下表面； 设置于缝翼上表面的喷流开口的喷流方向与缝翼壁面夹角为45°?90°，无量纲喷流流量系数为:Cu=0.001?0.005; 设置于缝翼下表面的喷流开口的喷流方向与来流方向夹角为0°?45°，无量纲喷流流量系数为:Cu=0.002?0.015。2.根据权利要求1所述的降噪缝翼，其特征是，所述的喷流出口与缝翼前缘的距离为缝翼弦长的I?3 %。3.根据权利要求1所述的降噪缝翼，其特征是，所述的无量纲喷流流量系数U= 2d/c(Ujet/W)2，其中:d为喷流出口的宽度，C为巡航状态下的主翼弦长，Ucx=为来流速度，Ujet为射流速度。4.根据上述任一权利要求所述的降噪缝翼，其特征是，所述的喷流出口的形状包括:条缝形、正方形或圆形。5.根据权利要求4所述的降噪缝翼，其特征是，所述的条缝形喷流出口的长度与缝翼展向尺寸相同，宽度为缝翼弦长的1.5?2%。6.根据权利要求4所述的降噪缝翼，其特征是，所述的正方形喷流出口沿缝翼展向等距分布，边长为缝翼弦长的1.5?2%。7.根据权利要求4所述的降噪缝翼，其特征是，所述的圆形喷流出口沿缝翼展向等距分布，直径为缝翼弦长的1.5?2%。8.根据上述任一权利要求所述的降噪缝翼，其特征是，所述的喷流为稳态喷流或脉冲喷流。
【文档编号】B64C21/04GK105857576SQ201610124253
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年3月4日
【发明人】李伟鹏, 张宇轩, 吴新明, 魏佳云, 吴嘉俊
【申请人】上海交通大学