冲击突起阵列制造技术

一种包括从其表面伸出的冲击突起阵列（３、１０）的气动结构，该冲击突起阵列包括：第一系列的冲击突起；和位于第一系列冲击突起后面的一个或者更多个冲击突起。优选地，位于第一系列冲击突起后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少一个冲击突起发生偏移，从而不直接位于第一系列中的任何一个冲击突起的后面。通过提供冲击突起阵列而不是一行冲击突起，可以设置第一系列冲击突起和位于第一系列后面的一个或者更多个冲击突起，以修改在各种不同条件下形成的冲击的结构。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种气动结构和一种操作这样的结构的方法，所述气动结构包括从其 表面伸出的冲击突起(shock bump)阵列。
技术介绍
如在 Holden，H.A and Babinsky,H. (2003) "Shock/boundary layerinteraction control using 3D devices", In :41st Aerospace Sciences Meetingand Exhibit，January 6-9, 2003, Nevada, USA, Paper no. AIAA 2003-447 (以下表示为“Holden et al.，，)中所述， 当跨音速流通过3-D冲击突起时，局部的超音速条件导致了具有λ状波模式的拖尾冲击底 部。通常，这样的冲击突起被布置成一条线，这样的设置是为了针对单一的工况来修 改冲击的结构。然而，对于“非设计”工况来说，冲击的位置可能变化，使得冲击突起无效。US2006/0060720使用冲击控制突起来生成从机翼的下表面扩展开的冲击。
技术实现思路
本专利技术的第一方面提供了一种气动结构，该气动结构包括从其表面伸出的冲击突 起阵列，所述冲击突起阵列包括第一系列的冲击突起；和位于所述第一系列冲击突起后 面的一个或者更多个冲击突起。位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或者更多个冲击突起可以是单个冲 击突起或是第二系列的冲击突起。在一个实施方式中，在位于所述第一系列冲击突起后面 的所述一个或者更多个冲击突起是第二系列的冲击突起的情况下，所述第二系列中的冲击 突起的数量少于所述第一系列中的冲击突起的数量。优选地，位于所述第一系列冲击突起后面的所述一个或更多个冲击突起中的至少 一个冲击突起发生偏移，从而不直接位于所述第一系列中的任何一个冲击突起后面。在一个实施方式中，位于所述第一系列后面的所述一个或更多个冲击突起中的至 少一个冲击突起的前缘位于所述第一系列中的至少相邻的一个冲击突起的后缘的前方。所述第一系列冲击突起以及/或者位于所述第一系列后面的冲击突起可以布置 成线，每条线都可以基本上是直的或者渐曲的。另选地，所述第一系列冲击突起以及/或者 位于所述第一系列后面的冲击突起可以布置成非直线阵列。通过不以成一条线的方式提供位于所述第一系列后面的一个或者更多个冲击突 起，可以设置所述第一系列冲击突起以及位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲 击突起的位置以修改在各种不同情况下形成的冲击的结构。所述突起可以具有Holden et al.的图8和图9中所示的任一个常规形状。另选 地，所述冲击突起(优选地，在第二系列中)中的至少一个可以包括发散前部和收敛尾部， 并且所述尾部具有至少一条平面形的等高线，所述平面形的等高线具有一对凹入的相对 侧。所述平面形等高线的相对侧可以变得凸出，并且在所述冲击突起的所述后缘处正面彼此相交，或者在尖端状点处相交。本专利技术的第二方面提供了操作本专利技术第一方面的气动结构的方法，该方法包括以 下步骤当所述结构在第一条件下操作时，利用所述第一系列的冲击突起来修改靠近所述 结构的表面形成的冲击的结构；以及当所述结构在第二条件下操作时，利用位于所述第一 系列后面的所述一个或者更多个冲击突起来修改靠近所述结构的表面形成的冲击的结构。通常，当所述结构在所述第一条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个 或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动基本上完全附着。通常，当所述结构在所述第二条件下操作时，位于所述第一系列后面的所述一个 或者更多个冲击突起中的至少一个冲击突起上的流动脱离，并形成一对纵向涡。通常，所述第二条件是涉及比所述第一条件更高的流速和/或更高的升力系数的 条件。通常，各个突起都具有前缘、后缘、内缘和外缘。所述突起可以在其边缘处逐渐融 合到所述表面中，或者，可以在所述突起的一个或者更多个边缘处具有突变的凹入间断。通常，各个突起基本上都不具有锐利的凸缘或凸出点。通常，所述第一系列的冲击突起被形成并定位为，修改当所述结构在第一条件 下操作时，在假定不具有所述第一系列冲击突起的情况下将靠近所述结构的表面形成的 冲击的结构；并且位于所述第一系列后面的所述一个或者更多个冲击突起被形成并定位 为，修改当所述结构在第二条件下操作时，在不具有位于所述第一系列后面的所述一个 或者更多个冲击突起的情况下将靠近所述结构的表面形成的冲击的结构。这可以与US 2006/0060720进行比较，US 2006/0060720使用冲击控制突起来生成在不具有所述冲击控 制突起的情况下将不存在的冲击。所述结构可以包括诸如机翼、水平尾翼面或者控制表面的机翼；诸如吊舱、外挂 架(pylon)或者翼片的飞行器结构；或者诸如涡轮叶片的任何其它类型的气动结构。在机翼的情况下，所述冲击突起可以位于所述机翼的高压表面上(即，在机翼的 情况下是机翼的下表面)，但更优选地，所述表面是所述机翼的低压表面(即，在机翼的情 况下是机翼的上表面)。并且，所述第一系列中的各个突起通常都具有朝向所述机翼的所述 后缘定位的尖端，换言之，其定位在翼弦的50%之后。所述突起的所述顶点可以是单个点或 平台。在平台的情况下，所述平台的前缘朝向所述机翼的后缘定位。附图说明现在将参照附图来说明本专利技术的实施方式，附图中图1是承载有根据本专利技术第一实施方式的冲击突起阵列、在“设计”工况下操作的 飞行器机翼的顶部平面图；图2是通过一个突起的中心沿着直线A-A截取的纵向截面图，其中机翼处于其“设 计”工况；图3是图1的飞行器机翼的顶部的平面图，其中机翼处于其“非设计”工况；图4是通过一个突起的中心沿着直线B-B截取的纵向截面图，其中机翼处于其“非 设计”工况；图5是通过一个突起的中心沿着直线C-C截取的横向截面图6是示出了一个突起的一系列等高线的平面图；图7是承载有根据本专利技术第二实施方式的冲击突起阵列、在其“设计”工况下操作 的飞行器机翼的顶部平面图；图8是图7的飞行器机翼的顶部的平面图，其中机翼处于其“非设计”工况；图9是承载有根据本专利技术第三实施方式的冲击突起阵列、在其“非设计”工况下操 作的飞行器机翼的顶部平面图；以及图10是承载有根据本专利技术第四实施方式的冲击突起阵列的飞行器机翼的顶部平 面图。具体实施例方式图1是飞行器机翼的上表面的平面图。机翼具有均相对于自由流方向后掠的前缘 1和后缘2。机翼的上表面载有从其表面伸出的3D冲击突起阵列。该阵列包括第一系列冲击 突起3，和相对于自由流方向定位在第一系列后面的第二系列冲击突起10。各个突起从机翼的名义表面(nominal surface)突出，并在前缘3a、10a、后缘3b、 10b、内缘3c、10c、以及外缘3d、IOd处与名义表面8相交。突起的侧面下部凹入并且逐渐融 合到名义表面8中。例如，在图2中，突起的前侧的下部9在前缘3a处逐渐融合到名义表 面8中。另选地，在突起的一个或者更多个边缘处可以存在突变间断。例如，突起的前侧的 下部可以如虚线9a所示那样是平坦的。在此情况下，冲击突起的前侧9a在前缘3a处以突 变间断与名义表面8相交。图2是通过一个突起3的中心沿着与自由流方向平行的直线A-A截取的截面图。 前/后截面A-A的顶点7偏在突起的中心6的后本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种气动结构，该气动结构包括从其表面伸出的冲击突起阵列，所述冲击突起阵列包括：ａ．第一系列的冲击突起；和ｂ．位于所述第一系列的冲击突起后面的一个或者更多个冲击突起。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：诺曼伍德，
申请(专利权)人：空中客车英国有限公司，
类型：发明
国别省市：GB[英国]