申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2022-06-06

公开（公告）日：2024-07-02

公开（公告）号：CN114940257B

主分类号：B64C3/00

分类号：B64C3/00;B64C21/04

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.07.02#授权;2022.09.13#实质审查的生效;2022.08.26#公开

摘要：本发明公开了一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置包括机翼主梁、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段、位于机翼后缘的环量激励器以及位于机翼前缘的射流激励器，其中环量激励器和射流激励器均以机翼主梁为中心线呈对称结构，环量激励器切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出。本发明采用射流激励器取代传统的机械控制舵面，在保持机翼表面连续性的同时，解决了柔性机翼大幅度变形过程中传统机械控制面由于流动分离而失效的缺陷，进一步提高颤振主动抑制系统的效率。

主权项：1.一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：包括机翼主梁（1）、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段（2）、位于机翼后缘的环量激励器（3）以及位于机翼前缘的射流激励器（4），其中环量激励器（3）和射流激励器（4）均以机翼主梁为中心线呈对称结构，所述环量激励器（3）切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器（4）的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出；所述环量激励器（3）包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第一供气舱室（301）、与第一供气舱室对应设置的第一输送通道（302）以及位于后缘与第一外壁面（303）形成第一吹气缝（304）的圆形康达（305），压缩空气进入第一供气舱室（301）中，充分混合后通过第一输送通道（302），最后从后缘的第一吹气缝（304）处向外射出；切向射出的连续射流与外流混合沿着弯曲的圆形康达（305）后缘表面形成附壁效应，延迟边界层的分离，改变机翼的环量，产生相应的气动力；所述射流激励器（4）包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第二供气舱室（401）、与第二供气舱室对应设置的第二输送通道（402）以及位于前缘与第二外壁面（403）呈45度且朝向后缘的第二吹气缝（404），压缩空气进入第二供气舱室（401）中，充分混合后通过第二输送通道（402），最后从第二吹气缝（404）处向外射出，射流沿与弦线呈45度的方向向后射出，为分离剪切层注入动量，消除机翼振荡产生的前缘涡系，保持流动再附，改变机翼表面的气动力分布。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京航空航天大学 一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置

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